Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije Текст научной статьи по специальности «Медицинские технологии»

KOREKCIJA PUTANJE ŽIROSKOPSKI STABILISANOG PROJEKTILA PRIMENOM PROPORCIONALNE NAVIGACIJE

Ćuk V. Danilo, Univerzitet u Beogradu - Mašinski fakultet,

Katedra za sisteme naoružanja, Beograd

UDC: 531.55

Sažetak:

U radu su prikazane metode korekcije putanje žiroskopski stabili-sanih projektila primenom proporcionalne navigacije. Sekcija upravlja-nja tipa „patka“ ugrađena je na klasični projektil radi generisanja aero-dinamičke sile. Efikasnost projektila sa korekcijom putanje prikazana je pomoću rezultata numeričke simulacije leta, primenom proporcionalne navigacije sa i bez kompenzacije poremećaja zbog gravitacionog i tan-gentnog ubrzanja. Analizirani su, takođe, uticaji početnog ugla elevaci-je i odstupanja ravni upravljanja od ravni praćenja cilja na promašaj projektila. Pokazano je da se precesioni oblik oscilovanja ugaonog kre-tanja projektila prenosi na ugaonu brzinu linije viziranja cilja koju treba filtrirati kako bi se otklonila pojava rezonantne nestabilnosti leta projek-tila.

Ključne reči: projektil sa korekcijom putanje, proporcionalna navigacija, žiroskopska stabilnost.

Uvod

V

Teliki broj promenljivih koje određuju putanju projektila (parametri at-mosfere, vetar, pritisak u barutnoj komori oruđa, statička i dinamič-ka neuravnoteženost, geodetski podaci, itd.) menjaju se od jednog do dru-gog opaljenja i time doprinose disperziji projektila u oblasti izabranog cilja. Tačnost i preciznost pogađanja cilja može se poboljšati primenom sistema upravljanja vatrom i niza korekcionih komandi koje preuzima posluga. Ova-kav pristup je prihvatljiv protiv stacionarnih ciljeva na ograničenom dometu (< 24 km). Na dometima 30-40 km disperzija postaje toliko velika da znatno smanjuje efikasnost sistema klasičnog naoružanja. Ovaj nedostatak je po-sebno izražen pri gađanju brzih ili manevrišućih ciljeva za koje sekvenca opaljenja mora da se obavi u roku nekoliko sekundi, bez mogućnosti pona-vljanja vatre. U primenama klasičnih projektila u kojima se ne dozvoljava ko-rekcija vatre na osnovu prethodno ispaljenih projektila, poboljšanje precizno-

13

cukd@eunet.rs

Ćuk, D., Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije, str. 13-32

VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1 / 10

sti može se postići ugradnjom uređaja za korekciju putanje koji, pored funk-cije upaljača, objedinjava i zahvat cilja, korekciju putanje i upravljanje pro-jektilom. Dostignuti nivo kompjuterske i senzorske tehnologije čini realnim razvoj nove generacije klasičnih žiroskopski stabilisanih projektila sa korek-cijom putanje nakon njihovog lansiranja.

Vođeni projektili koji se ispaljuju iz topovske cevi ušli su odavno u operativnu upotrebu [1]. Takvi su, na primer, američki 155 mm M712 Copperhead ili ruski Krasnopolj 152/155 mm. Zajednička karakteristika ovih sistema jeste da se projektili navode na laserski ozračen cilj, pa pre-ma tome ne spadaju u potpuno autonomne sisteme. Po složenosti kon-strukcije približavaju se sistemima vođenih raketa.

U radu [2] razmatraju se aerodinamičke karakteristike protivavion-skog projektila Mk 41 (dodatak A), kao i problemi stabilnosti i upravljivosti koji se javljaju posle ugradnje sekcije upravljanja tipa „patka". Efikasnost korekcije putanje ovog projektila ocenjena je na osnovu maksimalnog tri-movanog ubrzanja i moguće devijacije putanje zbog ostvarenog manevra u toku definisanog intervala vremena.

Ovaj rad izučava korekciju putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom različitih varijanti proporcionalne navigacije, te zbog toga pred-stavlja proširenje rada [2] u istraživanju efikasne korekcije putanje žiro-skopski stabilisanih projektila. U radu se, najpre, daje tehnički opis uređaja za korekciju putanje, a zatim se prikazuje matematički model korekcije putanje sa modelom „6 stepeni slobode kretanja" za žiroskopski stabilisan projektil i, na kraju, na osnovu rezultata numeričke simulacije, vrši se ana-liza tri varijante metode proporcionalne navigacije i efekti različitih poreme-ćaja na oblik putanje, stabilnost i upravljivost projektila u toku leta.

Uređaj za korekciju putanje

Sekcija upravljanja tipa „patka" (slika 1) postavlja se na vrh projektila umesto klasičnog upaljača. Ostali deo projektila je identičan sa konvencional-nom varijantom i može se ispaljivati iz iste topovske cevi. Pri kretanju projektila kroz cev upravljačka sekcija je zabravljena za telo projektila tako da rotira zajedno sa njim i dostiže maksimalnu ugaonu brzinu na ustima cevi. Pošto projektil napusti cev, sekcija upravljanja se odbravi, pa njena ugaona brzina opadne od maksimalne vrednosti na 5-10 o/s u intervalu od 200 ms. Jedan par krila rotira oko zajedničke šarnirne ose, dok je drugi par krila nepokretan i ugrađen pod diferencijalnim uglom od ~0,1° u odnosu na uzdužnu osu projektila. Velika površina krila generiše prigušni moment valjanja koji veoma brzo smanjuje rotaciju uređaja za korekciju putanje. Ugao ugradnje fiksnih krila stvara mali moment valjanja u smeru suprotnom od rotacije zrna. U toku faze

14

korekcije putanje projektila mala ugaona brzina sekcije upravljanja oko uzdu-žne ose se anulira u odnosu na inercioni prostor, tako da je šarnirna osa krila upravna na ravan koja je određena osom simetrije projektila i linijom viziranja cilja (linija centar mase projektila - cilj). Ova ravan ne mora da se poklapa sa ravni rezultujućeg napadnog ugla, tako da se normalno opterećenje generiše, kako u ravni cilja, tako i u pravcu upravnom na ovu ravan. Sistem za praćenje cilja kontinualno menja orijentaciju upravljačke sekcije da bi šarnirna osa krila bila upravna ravan cilja. U radu se analizira uticaj ugla odstupanja šarnirne ose od normale na ravan koja sadrži osu simetrije i liniju viziranja cilja.

Slika 1 - Sekcija upravljanja tipa ,,patka“

Mehanizam generisanja ravnotežnog napadnog ugla i uzgona po-moću upravljačkih krila tipa „patka" kod žiroskopski stabilisanog projektila razlikuje se od istog kod upravljivih raketa. Jedno od važnih pitanje u konstrukciji ovih projektila jeste odnos žiroskopske stabilnosti i upravljivo-sti, tj. sposobnosti projektila da dostigne dovoljnu vrednost ravnotežnog napadnog ugla koji omogućava efikasnu korekciju putanje.

Matematički model sistema za korekciju putanje

Matematički model sistema za korekciju putanje obuhvata tri osnov-na dela: diferencijalne jednačine kretanja žiroskopski stabilisanog projektila, formiranje signala greške vođenja sa filtracijom harmonika indukova-nih precesionim i nutacionim kretanjem projektila i proračun otklona upra-vljačkih krila na osnovu usvojenog zakona korekcije putanje.

Ćuk, D., Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije, str. 13-32

VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1 / 10

Projektil

Matematički model kretanja žiroskopski stabilisanog projektila zasni-va se na modelu „6 stepeni slobode kretanja“ koji je prikazan u [3]. Kao veličine stanja usvojene su projekcije vektora brzine projektila u odnosu na Zemlju (slika 2), projekcije specifičnog kinetičkog momenta projektila (kinetičkog momenta svedenog na poprečni moment inercije), projekcije jediničnog vektora ose simetrije projektila i koordinate centra mase, sve u koordinatnom sistemu vezanom za Zemlju:

V " hi" " x1" ' X1 ■

V = V, ,h = h2 , x = X2 , r = X2

V _ h _ _ X3 _ _ X 3 _

(1)

Slika 2 - Inercioni i aerobalistički koordinatni sistemi

Detaljno izvođenje matematičkog modela žiroskopski stabilisanog projektila prikazano je u [3], a definitivne jednačine, uz navođenje osnov-nih razlika uvedenih radi rešavanja korekcije putanje, jesu:

dV ~

—L = -CD V + Clа [V2x - ( V • x)V] - CNpa (h • x)(xx)V + C(hx)X +g + cnV 2(5v y + б „ z)

d = С,0x + С,p (h • x) + ёта (V x x) + Стра (h • x)[V - (V • x)x] +C«, [h - (h ^ x)x] + ' (-^hУ + буZ)

(3)

dx

— = (h x x) dt V 7

(4)

oo

(5)

X = V

Pri tome se koriste sledeće veličine:

- ugaona brzina rotacije projektila

p = — (h • x)

- vektor relativne brzine projektila u odnosu na vetar

(6)

v = v - w

VK - W V2 - W

vk3 - W3

- intenzitet relativne brzine

V = ЛЈ V12 + V22 + V32

- vetar

W =

Wi

W2

W3

(7)

(8)

(9)

- aerodinamičke i mehaničke karakteristike projektila

C =

^La

pSC

La

2m

C =

^NS

pSC

NS

C =

KTnrv

pSdCNpa ly C = H’ '~>'л^Nq

^ ATл *

2m

pVSdCN

Npa Nq

2m I

2m

C PV2 SdClsSl C pVSd 2Cp

Cl0 T , Clp

C =

C mq =

Iy

pVSdCm

2 Iy

pVSd 2C,

CD =

2Iy

pVSCD

2m

Cm3

C =

mpa

2IX

PVSdCmS

2Iy

pSd 2Cmpg 2 Ix

(10)

17

Ćuk, D., Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije, str. 13-32

VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1 / 10

Sve oznake aerodinamičkih i mehaničkih veličina imaju standardna zna-čenja iz mehanike leta projektila, npr. iz [3]: CLa - derivativ koeficijenta uzgona po napadnom uglu; CNS - derivativ koeficijenta normalne sile po otklonu upra-vljačkih krila; CNpa - Magnusov derivativ normalne sile; CNq - prigušni derivativ normalne sile; C^ - derivativ koeficijenta momenta valjanja po uglu ugradnje

krila б; Cp - prigušni derivativ momenta valjanja; Cma- derivativ koeficijenta momenta po napadnom uglu; CmS- derivativ koeficijenta momenta po uglu ot-klona upravljačkih krila; Cmq - prigušni derivativ momenta; Cmpa- Magnusov derivativ momenta; CD - koeficijent otpora; p - gustina vazduha; d - referent-na dužina (kalibar); S - referentna površina; m, Ix i Iy - masa, aksijalni i po-prečni moment inercije projektila, respektivno.

Koordinatni sistem vezan za Zemlju, Ox0yozo = 0(1)(2)(3), jeste iner-cioni, tako da je zanemaren član Koriolisovog ubrzanja u jednačini (2). Model iz [3] modifikovan je uvođenjem upravljačke sile i momenta preko derivativa, CNS, CmS i projekcija vektora otklona upravljačkih krila u pravcu vertikalne (б) i horizontalne ose (б) aerobalističkog sistema Cxyz čiji se koordinatni početak nalazi u centru mase projektila (CM).

Ukupan broj diferencijalnih jednačina iznosi 12, a kako je izostavlje-na diferencijalna jednačina ugla rotacije projektila oko uzdužne ose, zna-či da imamo jednu više od potrebnog broja jednačina po metodi „6 ste-peni slobode kretanja". Zbog toga se postavlja dodatni uslov po kojem je intenzitet jediničnog vektora ose simetrije jednak jedinici:

(x • x) = Xj2 + x22 + x32 = 1 (1 1)

Ova jednačina služi za proveru tačnosti integracije sistema diferenci-jalnih jednačina.

Upravljačke sile i momenti deluju duž osa aerobalističkog koordinat-nog sistema (Cxyz), čiji se ortovi poprečnih osa određuju po:

z ~~h

Q = x12 + x32

- x3 0

x1

, f = (z x)x

(12)

Aerodinanički derivativi sila i momenata koji deluju na osnosimetrični žiroskopski stabilisan projektil zavise, u opštem slučaju, od rezultujućeg napadnog ugla i Mahovog broja.

Ćuk, D., Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije, str. 13-32

VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1 / 10

Ugaone brzine linije viziranja cilja фг i фу koriste se kao signali greške

za korekciju putanje kod metoda koje u osnovi sadrže proporcionalnu navi-gaciju. U teoriji vođenja raketa često se kvalitet vođenja određuje pomoću tzv. tekućeg promašaja [5] koji bi nastupio pod uslovom da se od datog tre-nutka ona kreće konstantnom relativnom brzinom u odnosu na cilj (-Vr = const). Kako se raketa približava cilju, tekući promašaj teži stvar-

nom promašaju koji nastaje u momentu mimoilaženja dva objekta u prosto-ru. Radi ocene kvaliteta korekcije putanje žiroskopski stabilisanog projektila uvodimo tekuće promašaje u vertikalnoj (my) i horizontalnoj (mz) ravni:

m

У

(18)

Ako je my > 0 projektil leti iznad cilja u vertikalnoj ravni, a ako je mz > 0 projektil je levo u krovnoj ravni u odnosu na cilj.

Zakon korekcije putanje

Kod proširenog zakona proporcionalne navigacije [6], [7] zahtevano normalno ubrzanje projektila zavisi od ugaone brzine linije viziranja cilja (ф) i manevra cilja u pravcu upravnom na liniju viziranja cilja:

a

d

N|r|

coss

ф + KTaT

(19)

gde su: N - kinematski faktor pojačanja čije su uobičajene vrednosti N = 3-4, |r| - relativna brzina zbližavanja projektila i cilja, ф - ugaona brzina linije viziranja cilja u ravni greške, aT - normalno ubrzanje cilja, s - ugao preticanja cilja i KT - faktor pojačanja po normalnom ubrzanju cilja. Faktorom pojačanja KT vrši se oblikovanje putanje projektila. Ako se izabere KT = N /2, normalno ubrzanje projektila teži ka nuli pri mimoilaženju sa ciljem, dok pri KT = 1 ugaona brzina linije viziranja cilja približava se nultoj vrednosti pri su-sretu sa ciljem [7].

Posmatra se kretanje cilja konstantnom brzinom na konstantnoj visi-ni, što predstavlja tipičan let krstareće rakete. U radu [5] pokazano je da i u takvom režimu leta postoji manevar koji je ekvivalentan normalnom ubrzanju cilja, a zavisi od projekcija gravitacionog i tangentnog ubrzanja

projektila na normalu linije viziranja cilja. Ovaj poremećaj u vertikalnoj ravni određen je izrazom:

aT = apor = ~attan sz + g cos (pz (20)

gde su: at - tangentno ubrzanje projektila, sz - ugao preticanja u vertikalnoj ravni i (pz - ugao linije viziranja u vertikalnoj ravni.

Potreban otklon upravljačkih krila za realizaciju normalnog ubrzanja ad iznosi:

б = ad

(21)

gde je Kf faktor pojačanja ugaone brzine tangente na putanju u odnosu na otklon upravljačkih krila. Smenom (19) u (21) dobija se:

Sd = Kx(p + K 2y por gde su:

K K 2

#|r|

KfVk coss KT

(22)

(23)

(24)

7

por

a

por

(25)

Faktori pojačanja Kj, K2 i poremećaj fpor mogu se unapred odrediti

za tipične putanje projektila, a njihovo odstupanje u toku leta ne utiče na tačnost pogađanja cilja.

Primenom jednačine (22) na vertikalnu i krovnu ravan dobijamo izraze za potrebne otklone upravljačkih krila u vertikalnoj ravni, Sdv, (oko

ose Cz) i krovnoj ravni, Sdh, (oko ose Cy):

б = KA + K 2 fpor (26)

б = K^y (27)

Ukoliko je rezultujući otklon upravljačkih krila veći od maksimalnog, бтах, korekcija otklona u vertikalnoj i krovnoj ravni vrši se srazmerno njihovim vrednostima:

21

Ćuk, D., Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije, str. 13-32

VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1 / 10

б = б

бт

dv

б = бdh

б

+ б2

dv ' °dh

бтах

б

, б2

dv ' °dh

(28)

(29)

Signali iz senzora uređaja za praćenje cilja prethodno se filtriraju od visokofrekventnih poremećaja koji su posledica ugaonog kretanja žiro-skopski stabilisanog projektila, pa se tada koriste za proračun otklona upravljačkih površina.

Ukoliko postoji greška između ravni upravljanja i ravni rezultujuće ugaone brzine linije viziranja cilja (Лф), uglovi otklona upravljačkih povr-šina koji određuju aerodinamičke sile i momente dobijaju se iz:

б^, = б'у cos Лф + б'ћ sin Лф б1г = -б[ sin Лф + б'1г cos Лф

(30)

Upravljivost i manevarska sposobnost projektila

Provera dinamičke stabilnosti [9], upravljivosti i manevarske sposob-nosti žiroskopski stabilisanog projektila izvršena je numeričkom simulaci-jom odgovora projektila na komandu u vertikalnoj ravni (бv = 20°) pomo-ću modela „6 - stepeni slobode kretanja" [8].

Za podatke projektila iz dodatka A izvršen je proračun putanje sa po-četnom brzinom V0=850 m/s (Ma = 2,5) i uglom elevacije Yo=12° . U

trećoj sekundi leta data je maksimalna komanda nagore бv = 20° do t = 10 s, kada je otklon upravljačkih krila opet vraćen na nultu vrednost.

Odgovor projektila po koeficijentu normalnog ubrzanja prikazan je na slici 3, a na slici 4 dato je epiciklično kretanje ose simetrije projektila u ravni а-в. Po prigušenju nutacionih i precesionih oscilacija uspostavlja

se ravnotežna vrednost napadnog ugla od ass« 5° koja odgovara otklonu

upravljačkih krila бv =20°. Koeficijent normalnog ubrzanja u vertikalnoj

ravni osciluje oko vrednosti koja opada sa kvadratom brzine od 4 do 2 g. Promena normalnog ubrzanja karakteriše se jasno izraženom frekvenci-jom precesionog kretanja od 6 do 7 Hz. Slika 5 prikazuje ugaono kretanje vektora brzine u odnosu na inercioni sistem. U intervalu nulte koman-

de (t < 3 s) ugao elevacije ravnomerno opada, a projektil skreće nade-sno (x> 0), što odgovara balističkom letu. Komanda nagore izaziva po-rast ugla elevacije i skretanje na- levo (x < 0) uz karakteristične oscilaci-je precesionog kretanja čija amplituda opada od ~0,15° na početku ko-mande do nulte vrednosti na kraju komande. Promenom vrednosti ko-mande u t = 10 s ponovo se indukuju oscilacije vektora brzine. Ove osci-lacije prenose se na ugaonu brzinu linije viziranja cilja koja služi kao signal vođenja u zakonu proporcionalne navigacije.

16

12

8

X 4

i.

c

0

-4 -8

0 5 10 15

t [ s ]

Slika 3 - Koeficijent normalnog ubrzanja projektila (Sv = 20°, 3 < t < 10 s)

15 10 5

о

0 -5 -10

-15 -10 -5 0 5 10 15

P [ 0 ]

Slika 4 - Epiciklično kretanje projektila a - p (Sv = 20°, 3 < t < 10 s)

Ćuk, D., Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije, str. 13-32

VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1 / 10

Mehanizam upravljanja i formiranja normalnog ubrzanja za korek-ciju putanje prikazan je na slici 6 i suštinski se razlikuje od mehanizma kod upravljivih raketa tipa „patka". Pri pozitivnom otklonu upravljačkih površina sa šarnirnom osom upravnom na vertikalnu ravan (slika 6a) nastaje upravljačka sila nadole (CNS3v < 0), koja proizvodi negativni upravljački moment (usmeren nalevo, posmatrano u pravcu leta pro-jektila, CmS5v < 0). U skladu sa teorijom žiroskopa osa projektila pre-cesira nalevo (u smeru upravljačkog momenta), stvarajući negativni ugao klizanja (в< 0), što je prikazano na slici 6b. Bočna aerodinamič-

ka sila (CNaP< 0) deluje nalevo, stvarajući aerodinamički moment skretanja usmeren nagore (CmaP > 0). Sada moment skretanja izaziva precesiju ose projektila nagore (slika 6c) i pozitivan napadni ugao sa aerodinamičkom silom nagore (CNaa> 0) i momentom propinjanja

usmerenim nadesno (Cmaa> 0) koji teži da uravnoteži upravljački moment (CmS5v < 0). Proces se ponavlja dok se slobodne oscilacije projektila ne priguše. Početni deo epiciklične krive a - p na slici 4 potvr-đuje prethodnu analizu.

а)

b)

c)

Slika 6 - Upravljanje žiroskopski stabilisanog projektila

Za razliku od raketa tipa „patka", kod upravljivog žiroskopski stabilisanog projektila aerodinamičke sile su, zbog napadnog ugla i otklona upravljačkih površina, suprotnog smera, tako da se manevarska sposob-

Ćuk, D., Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije, str. 13-32

VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1 / 10

nost projektila neznatno smanjuje za vrednost normalne sile upravljačkih krila. Isto tako, treba uočiti da je ovde pozitivan otklon upravljačkih krila definisan položajem prednje ivice nadole, dok se kod raketa pozitivan otklon definiše ako je izlazna ivica krila nadole.

Numerička simulacija

Mogućnost korekcije putanje žiroskopski stabilisanog projektila pro-verena je pomoću rezultata numeričke simulacije kompletnog sistema korekcije, polazeći od matematičkog modela koji je prikazan u ovom radu. Osnovni podaci o projektilu prikazani su u dodatku A. Cilj leti na visini h = 1000 m brzinom VT = 200 m/s. Pretpostavlja se da zahvat cilja i po-

četak korekcije putanje nastaje u t = 3 s. Primenjeni su sledeći zakoni korekcije putanje:

- proporcionalna navigacija: N = 3, KT = 0 ,

- proširena proporcionalna navigacija sa minimizacijom normalnog ubrzanja u završnoj fazi leta: N = 3, KT = 1,5 , i

- proširena proporcionalna navigacija sa minimizacijom ugaone brzi-ne linije viziranja cilja u završnoj fazi leta: N = 3, KT = 1.

Signal ugaone brzine linije viziranja cilja propušta se kroz filter prvog reda sa vremenskom konstantom т = 0,1 s. Maksimalni otklon upravljač-

kih krila ograničen je na бтах = 20°.

Uticaj početnog ugla elevacije projektila na parametre kretanja pro-jektila sa korekcijom pomoću proporcionalne navigacije prikazan je na sli-kama 7, 8, 9 i 10. Pomoću proporcionalne navigacije uspešno se kom-penzuju greške u zauzimanju početnog ugla elevacije u relativno velikom intervalu odstupanja (y0 = 12-16°) i promašaj se svodi na nultu vrednost.

Karakter promene parametara korekcije zavisi od početnog ugla elevacije. Otklon upravljačkih krila u završnoj fazi leta je približno isti (бу = 12-15°) za sve uglove elevacije i rezultat je delovanja poremećaja

indukovanog gravitacionim i tangentnim ubrzanjem projektila. Dijagrami na slici 10 pokazuju eksponencijalno oscilatorno povećanje otklona upra-vljačkih krila neposredno pre susreta sa ciljem, što predstavlja kinematič-ku nestabilnost, pojavu koja je karakteristična za zakon proporcionalne navigacije.

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000

X [ m ]

Slika 7 - Uticaj ugla lansiranja na putanje projektila u vertikalnoj ravni (N = 3, KT

X [ m ]

Slika 8- Uticaj ugla lansiranja na putanje projektila u horizontalnoj ravni (N = 3, KT

= 0)

0)

Slika 9 - Uticaj ugla lansiranja na tekući promašaj projektila (N = 3, KT = 0 )

27

Ćuk, D., Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije, str. 13-32

VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1 / 10

Slika 10 - Uticaj ugla lansiranja projektila na otklon upravljačkih krila (N = 3, KT = 0 )

Izborom faktora pojačanja po poremećajnom ubrzanju (KT = 0, 1, 1,5) podešava se karakter promene normalnog ubrzanja projektila i ugaone brzine linije viziranja cilja. To je veoma značajno za žiroskopski stabilisane projektile koji obično imaju malo raspoloživo opterećenje u poređenju sa upravljivim ra-ketama. Efekat opadanja raspoloživog normalnog ubrzanja sa kvadratom brzine može da ugrozi realizaciju zakona korekcije putanje, te zbog toga optimi-zacija putanje u odnosu na parametre zakona korekcije postaje jedan od prio-ritetnih zahteva u konstrukciji upravljivog žiroskopski stabilisanog projektila. Uticaj zakona korekcije putanje na ugaonu brzinu linije viziranja cilja i otklon upravljačkih krila u vertikalnoj ravni prikazan je na slikama 11 i 12, respektiv-no. Najmanja vrednost otklona upravljačkih krila, a time i normalnog ubrzanja, u završnoj fazi korekcije putanje dobija se za KT =1,5. Minimalna vrednost ugaone brzine linije viziranja cilja postiže se za KT = 1.

1,2 0,8 0,4

СЛ

0,0

I

■o -0,4 -0,8 -1,2

012345678 t [ s ]

Slika 11 - Ugaona brzina linije viziranja cilja u zavisnosti od zakona korekcije putanje

(Yo = 12°)

t [ s ]

Slika 12 - Otklon upravljačkih krila u zavisnosti od zakona korekcije putanje (y0 = 12°)

Uticaj odstupanja ravni upravljanja od ravni praćenja cilja (Аф) na promašaj projektila prikazan je na slici 13. U širokom intervalu ugla Аф e (5,25°) promašaj ne zavisi od njegove vrednosti. Dijagram, takođe, pokazuje da se faznim prednjačenjem ugla otklona upravljačkih krila u smeru rotacije projektila može postići minimalni promašaj.

Slika 13 - Promašaj projektila u zavisnosti od ugla odstupanja ravni upravljanja

(N = 3, KT =0, у0 =12°)

Efekat primene filtera u uređaju za korekciju putanje prikazan je na slikama 14 i 15. Signal ugaone brzine linije viziranja cilja opterećen je harmonijskom komponentom koja ima frekvenciju precesionog oblika

C»>

Ćuk, D., Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije, str. 13-32

VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1 / 10

oscilovanja (~6-7 Hz). Ako se ne izvrši filtriranje signala (т = 0) povratna veza po otklonu upravljačkog krila pojačava amplitudu harmo-nijske komponente u signalu ugaone brzine linije viziranja cilja i projektil ulazi u rezonantni režim leta, što u krajnjem ishodu dovodi do velikog promašaja. Filter prvog reda sa vremenskom konstantom т = 0,1 sprigu-šuje harmonijsku komponentu sa frekvencijom precesionog kretanja i obezbeđuje nulti promašaj projektila.

Slika 14 - Uticaj filtera na ugaonu brzinu linije viziranja cilja (N = 3,KT = 0,y0 = 12°)

Zaključak

U radu je pokazano da se različite varijante proporcionalne navigaci-je mogu uspešno primeniti za korekciju putanje žiroskopski stabilisanog projektila. To je od posebnog značaja za sisteme koji treba da imaju krat-ko vreme odziva u uslovima primene koja isključuje mogućnost naknad-ne korekcije vatre pomoću sistema upravljanja vatrom.

Prikazom mehanizma upravljanja žiroskopski stabilisanog projektila, koji se suštinski razlikuje od tog mehanizma kod raketa tipa „patka", i re-zultata numeričke simulacije pomoću modela „6 stepeni slobode kreta-nja" objašnjeno je poreklo visokofrekventnih harmonika u signalu ugaone brzine linije viziranja cilja. Primenom odgovarajućeg filtera otklanja se po-java rezonance u toku leta projektila.

Efikasnost korekcije putanje pomoću proporcionalne navigacije po-tvrđena je varijacijom početnog ugla lansiranja projektila u širokom inter-valu mogućih vrednosti. Promenom faktora pojačanja po poremećaju, koji je funkcija gravitacionog i tangentnog ubrzanja, moguće je oblikovati putanju tako da projektil u završnom delu ima nulte vrednosti normalnog ubrzanja ili ugaone brzine linije viziranja cilja. Na kraju, u radu je određe-na zavisnost promašaja od ugla odstupanja ravni upravljanja od ravni praćenja cilja, pri čemu je utvrđen interval ove veličine koji daje minimalni promašaj.

Mogući pravci daljeg istraživanja korekcije putanje žiroskopski stabilisanog projektila su: poboljšanje matematičkog modela sistema modelira-njem rotacije sekcije upravljanja u odnosu na telo projektila, uvođenje di-namike uređaja za praćenje cilja i aktuatora; određivanje aerodinamičkih karakteristika projektila za čitav dijapazon promene Mahovog broja i na-padnog ugla i njihova implementacija u modelu kompletnog sistema; opti-mizacija putanje s obzirom na trenutak zahvata cilja i početak korekcije.

Dodatak A: Osnovni podaci o projektilu

Kalibar: d = 127 mm Masa: m = 21100 kg Centar mase (od vrha): xCM = 0,377 m

Aksijalni poluprečnik inercije: rx = 0,048 m

Transverzalni poluprečnik inercije: ry = 1,280 m

Karakteristika žleba cevi: 1/22

Aerodinamičke karakteristike za projektil Mk 41 [2].

Ćuk, D., Korekcija putanje žiroskopski stabilisanog projektila primenom proporcionalne navigacije, str. 13-32

VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1 / 10

Literatura

[1] Morrison, Ph. H., Ambertson, D. S., Guidance and Control of a Cannon-Launched Guided Projectile, J. Spacecraft, Vol. 14, No. 6, 1977.

[2] Regan, F. J., Smith, J., Aeroballistics of a Terminally Corrected Spinning Projectile (TCSP), J. Spacecraft, Vol. 12, No. 12, 1975.

[3] McCoy, R. L., Modern Exterior Ballistics, Schiffer Publishing Ltd, Atglen, PA, 1999.

[4] Titterton, D. H., Weston, J. L., Strapdown inertial navigation technology, Peter Peregrinus Ltd, London, 1997.

[5] Ćuk, D., Nelinearne pojave u dinamici leta samovođenih brzorotirajućih projektila, doktorska teza, Mašinski fakultet, Beograd, 1984.

[6] Nesline, F. W., Zarchan, P., A New Look at Classical vs Modern Homing Missile Guidance, J. Guidance and Control, Vol. 4, No. 1, 1981.

[7] Ćuk, D., Mandić, S., Uticaj različitih metoda optimalnog vođenja na tra-jektorije besplatformnih samonavođenih raketa, Naučnotehnički pregled, Vol. XLIX, br. 6, 1999.

[8] Ćuk, D., Program CorPTC6D - Program za proračun kretanja žiroskopski stabilisanog projektila sa korekcijom putanje, (cukd@eunet.rs), Beograd, 2008.

[9] Ćuk, D., Uticaj povećanja dometa na dinamičku stabilnost artiljerijskih raketa sa olučastim krilima, Vojnotehnički glasnik, br. 3/2007, str. 296-307, Beograd, ISSN: 0042-8469.

TRAJECTORY CORRECTION OF GYROSCOPIC STABILIZED PROJECTILE USING PROPORTIONAL NAVIGATION

Summary:

This paper presents the methods of the trajectory correction of gyroscopic stabilized projectiles using different modifications of proportional navigation. The canard section is built into the conventional projectile to generate aerodynamic force. The effectiveness of the trajectory correctable projectile is shown by the results of a flight numerical simulation using proportional navigation with and without the compensation of the disturbance due to gravitational and tangent acceleration. The paper also analyzes the effects of the initial elevation angle and the deflection of the control plane from the target tracking one on the miss distance. It is shown that the precessional mode of the projectile angular motion is transferred to the line of sight rate which should be filtered to prevent the phenomenon of resonance instability of the projectile flight.

Key words: Trajectory correctable projectile, proportional navigation, gyroscopic stability.

Datum prijema članka: 21.09. 2009.

Datum dostavljanja ispravki rukopisa: 23. 10. 2009.

Datum konačnog prihvatanja članka za objavljivanje: 27. 10. 2009.

<1T)