В системах телеуправления контроль параметров движения ракеты и цели и определение требуемого движения ракеты осуществляются наземным пунктом управления. При этом сигналы управления рулями ракеты могут формироваться как на пункте наведения, так и на борту ракеты. Недостатком систем командного телеуправления является зависимость линейной величины ошибки наведения ракеты на цель от дальности стрельбы, что вызывает необходимость увеличения потребной для поражения цели массы боевой части с увеличением дальности стрельбы.

В системах самонаведения определение параметров движения цели относительно ракеты и выработка команд управления осуществляются автономно бортовой аппаратурой ракеты по сигналам, поступающим от цели. Взаимное положение ракеты и цели определяется с помощью излучаемых целью или отраженных от нее сигналов. В зависимости от места расположения первичного источника сигналов системы самонаведения подразделяются на активные, полуактивные и пассивные.

Система активного самонаведения характеризуется тем, что источник энергии, облучающий цель, устанавливается на ракете и для самонаведения ЗУР используется отраженная от цели энергия этого источника.

При полуактивном самонаведении также используется отраженная от цели энергия, но первичный источник энергии находится вне ракеты.

При пассивном самонаведении источником излучения является сама цель.

Следовательно, информация о координатах и параметрах движения цели может быть получена без специального облучения цели энергией какого-либо вида.

Системы самонаведения обеспечивают высокую точность наведения ракеты независимо от дальности стрельбы. Следовательно, для поражения цели необходима относительно малая масса боевой части ракеты.

Под комбинированным управлением понимается сочетание различных систем управления при наведении ракеты на цель. При этом возможны различные комбинации систем управления, например, телеуправление на первом этапе наведения ракеты и самонаведение на втором или инерциальное наведение с радиокоррекцией на первом этапе и самонаведение на втором. Применение комбинированного управления обусловливает необходимость решения таких задач, как сопряжение траекторий при переходе на другой способ управления, обеспечение захвата цели головкой самонаведения (ГСН) ракеты в полете, использование одних и тех же устройств бортовой аппаратуры на различных этапах управления и др.

Для выполнения задачи наведения любая СУП в общем случае должна включать следующие элементы [4, 7]:

измеритель текущих координат ракеты и цели;

счетно-решающий прибор (устройство выработки команд управления);

устройство передачи команд;

автопилот;

планер ракеты.

Измеритель текущих координат ракеты и цели представляет собой станцию слежения за целью и ракетой для систем телеуправления или координатор цели, устанавливаемый на борту самонаводящихся ЗУР (ГСН).

Счетно-решающий прибор (СРП) по измеренным значениям текущих координат ракеты и цели определяет ошибку наведения и формирует сигнал (команду) управления рулями ракеты в соответствии с принятым законом сближения. Если устройство выработки команд (УВК) размещается на борту ракеты, то команды управления непосредственно выдаются на автопилот. При расположении СРП вне ракеты команды передаются на борт с помощью устройства передачи команд (УПК).

Автопилот (АП) обеспечивает отработку сигнала управления, осуществляя отклонение рулей на определенный угол с помощью рулевого привода. Для стабилизации ракеты и улучшения динамических свойств СУП с ракеты на АП обычно выдается ряд дополнительных сигналов управления, снимаемых с чувствительных измерительных элементов. Эти сигналы характеризуют величины и скорости изменения углов рыскания, тангажа и крена, линейные ускорения центра масс ракеты и т.п.

Планер ракеты является объектом управления и источником возникновения в полете управляющих сил и моментов, зависящих от величины и направления отклонения рулей от нейтрального положения.

Управляющая сила вызывает такой маневр ракеты, который приводит к уменьшению ошибки наведения.

Взаимосвязь элементов СУП самонаводящейся ЗУР показана на рис.2.1. В состав системы самонаведения, кроме перечисленных выше элементов, включено звено связи ракеты с целью - кинематическое звено. Оно не реализуется на борту ракеты в виде каких-либо устройств, а отображает математическую связь между параметрами движения ракеты и цели, соответствующую выбранному методу наведения.

Рис. 2.1. Система самонаведения ракеты

2.2. Краткая характеристика контура управления полетом

самонавод я щихся ЗУР

В состав контура управления самонаводящейся ЗУР должны входить следующие функциональные элементы: измерительное устройство (координатор); устройство выработки команд (УВК); автопилот (АП) и ракета (планер), как объект управления (см. рис. 2.1). Рассмотрим более подробно структуру и функции этих элементов [7].

Координатор, как измерительное устройство, представляет собой автоматическую систему слежения за целью, установленную на борту ракеты. В контуре управления ЗУР БД применяется гироскопический следящий координатор (рис. 2.2), приемник сигналов которого (оптическая система) развязан по угловым колебаниям относительно корпуса ракеты.

Рис. 2.2. Структурная схема гироскопического СКЦ

Если ось оптической системы X_а, совпадающая по направлению с вектором кинетического момента ротора гироскопа, отклонится от оси X_л (линии ракета-цель) на угол , то на выходе блока выделения сигнала ошибки появится сигнал, пропорциональный этому углу. При подаче этого сигнала на моментный датчик создается внешний момент М_д, который приводит к прецессии ротора гироскопа с угловой скоростью ^_а, которая равна абсолютной угловой скорости вращения оси X_а. Прецессия гироскопа будет продолжаться до тех пор, пока существует ошибка .

В связи с малыми значениями угла  и коэффициента трения в подшипниках подвеса гироскопа (K_г) упрощенная передаточная функция следящего координатора цели будет иметь вид, как показано на рис. 2.3.

Рис. 2.3. Упрощенная передаточная функция СКЦ

Передаточные функции такого координатора можно рассчитать по формулам

K_ц(р) = _л^*(р) / _л(р) = 1/(1+Т_кр); (2.1)

K_р(р) = q*(р) / q(р) = К_кр /(1+Т_кр), (2.2)

где K_к – коэффициент передачи координатора, характеризующий его развязку от колебаний корпуса ракеты [K_к = K_т /(K_ртK_мд)];

T_к – постоянная времени координатора [Т_к=K_тН / (K_рт K_мд)];

K_т – коэффициент трения в подшипниках подвеса;

K_мд – коэффициент передачи моментного датчика;

K_рт – коэффициент передачи блока выделения сигнала ошибки;

H– кинетический момент ротора гироскопа, характеризующий его инерци-онные свойства при вращательном движении.

По своим динамическим свойствам гироскопический следящий координатор цели (СКЦ) представляет собой следящую систему с астатизмом первого порядка, т.е. в установившемся режиме ошибка сопровождения цели () пропорциональна угловой скорости линии визирования ракета-цель. По сравнению с электромеханическим СКЦ он обеспечивает более полную развязку следящего координатора от колебаний корпуса ракеты.