offline
- cezar 35
- SuperModerator
- Pridružio: 19 Feb 2006
- Poruke: 11156
- Gde živiš: Banja Luka
|
@........
Sistemi za vodjenje raketa
Pod sistemom za vodjenje raketa podrazumeva se skup uredjaja smestenih u raketi i stanici za vodjenje raketa.
Sustinska razlika izmedju raketa i artiljerijskih projektila ogleda se u tome sto se raketama u letu ka cilju moze upravljati, a art. projektilima ne moze.Upravljanje raketama omogucava povecanje tacnosti gadjanja.
Upravljanje raketom u toku leta moguce je otkloniti ili u znatnoj meri smanjiti greske u odredjivanju polozaja cilja, greske tehnoloskog procesa izrade rakete, greske koje se javljaju zbog promene balistickih i meteoroloskih faktora.Upravljanje raketama zemlja-vazduh treba da omogucikretanje rakete po putanji koju odredjuje racunarski uredjaj za pokretan cilj.Upravljanje vodjenim raketama ostvaruje se u vrlo slozenim automatskim uredjajima koji su ugradjeni u raketi, a kojima se upravlja sa odgovarajucim uredjajima sa zemlje.Proces upravljanja se sastoji od navodjenja i stabilizacije rakete.Pri vodjenju rakete odredjuje se najpogodnija putanja za unistenje cilja, kao i potrebne vrednosti parametara kretanja rakete za tu putanju.
Sistem za vodjenje se sastoji od uredjaja koji odredjuju koordinate rakete i cilja i racunaju potrebnu putanju kretanja rakete,kao i kanala radio-veza izmedju komandnog mesta i rakete.Za razliku od sistema za vodjenje koji su postavljeni na raketi i na komandnom mestu, sistem za stabilizaciju rakete moze biti lociran samo na raketi.Automat za stabilizaciju ima nekoliko kanala od kojih svaki regulise stabilizaciju kretanja rakete po jednom kanalu vodjenja.Parametri stabilizacije mogu biti velicine koje karakterisu polozaj rakete u odnosu na centar tezista (ugao propinjanja, skretanja, valjanja, elevacije i azimuta) i velicine koje koje odredjuju odstupanje od putanje koja se trazi.Svaki kanal stabilizacije predstavlja zatvorenu petlju sistema za automatsku regulaciju.
Da bi se promenio pravac leta rakete, na nju treba delovati nekom silom.Za stvaranje te sile raketa je snabdevena kormilima.Po principu rada svi sistemi za vodjenje se mogu podeliti u tri grupe:autonomni, neautonomni i kombinovani sistem za vodjenje
Autonomni sistem za vodjenje
Ovaj sistem za vodjenje raketa predvidjen je za upravljanje kretanjem raketa pomocu uredjaja smestenih u raketi, koji u procesu rada ne dobijaju nikakvu informaciju ni od zemaljskog komandnog mesta, ni od cilja.U zavisnosti od principa na kojima rade senzori ovih raketnih sistema, sistemi mogu biti:ziroskopski, inercijalni,Doplerovi,astronavigacijski, itd..
Ilustracije radi pokusacu da pojasnim inercijalni sistem kao najjednostavniji kod autonomnih sistema.
Osnovni element sistema je akcelerometar.To je osetljivi merac linearnog ubrzanja, ciji se rad zasniva na merenju sila inercije koje deluju na raketu za vreme leta.Telo akcelerometra pricvrsceno je direktno na telo rakete.Teg akcelerometra ima samo jedan stepen slobode kretanja.Pri kretanju rakete sa nekim ubrzanjem, teg se, kao inerciono telo, pomera u odnosu na telo meraca sabijajuci pri tome oprugu.Posto se sa telom rakete pomerio i potenciometar(elektricni davac ubrzanja), to se sa klizaca potenciometra skida napon koji je srazmeran velicini linearnog ubrzanja.Ovaj signal se direktno koristi za korekciju leta, jer je za to potreban signal srazmeran velicini odstupanja a ne ubrzanja.Zbog toga se ovaj podatak o velicini ubrzanja dva puta integrira(posle prvog integrisanja dobije se brzina odstupanja, a posle drugog velicina odstupanja) i podatak o linearnom odstupanju dalje se pojacava te se daje na servo motore koji srazmerno velicini podatka pokrecu kormilo rakete, koji vracaju raketu na zadatu putanju.
Ovaj sistem za vodjenje daje relativno visoku tacnost, medjutim,njegova greska raste srazmerno vremenu njegovog rada.
Neautonomni sistemi za vodjenje:
_Sistem za samonavodjenje
Ovaj sistem zasnovan je na koriscenju osetljivih elemenata koji reaguju na bilo kakvo zracenje cilja.Za primenu ovog sistema potreban je cilj koji se izdvaja od okoline na neki od nacina: emitovanjem ili reflektovanjem radio talasa, emitovanjem ili reflektovanjem infracrvenih talasa i emitovanjem zvucnih ili ultrazvucnih talasa.
Raketa sa sistemom za samonavodjenje ima u prednjem delu uredjaj osetljiv na bilo koji izvor zracenja cilja, koji automatski i neprekidno obradjuje koordinate polozaja cilja u odnosu na sebe.Taj uredjaj se naziva koordinator cilja.Njegova najvaznija karakteristika je daljina dejstva.Na osnovu koordinata polozaja cilja racunarski uredjaj odredjuje komande za upravljanje mehanizmom pokretanja kormila, koji deluje tako na kormila da raketa leti prema cilju po proracunatoj putanji susreta.
Koordinator cilja ugradjen je u prednji deo rakete i to tako da se poklapa sa uzduznom osom.
Princip samonavodjenja sastoji se u tome da se osa koordinatora poklapa sa vektorom rastojanja cilj-raketa i to da se u takvom polozaju odrzi za sve vreme leta.Svako skretanje rakete sa ove linije ima za posledicu pojavu signala greske na izlazu koordinatora, koji se dalje obradjuje i salje na kormila rakete.Sistem za samonavodjenje ne zavisi od komandnog mesta.Komandno mesto igra ovde pomocnu ulogu, jer obezbedjuje samo izbor cilja i lansirni uredjaj.
Nedostatak sistema za samonavodjenje je mala daljina dejstva.Ovaj se sistem primenjuje za vodjenje PVO raketa i nekih raketa vazduh-vazduh, kao i pomocni sistem za vodjenje raketa velikog dometa.U zavisnosti koju pojavu zracenja cilja registruje, sistem za samonavodjenje moze biti:radarski, infracrveni, zvucni, opticki itd. Radarski sistem za samonavodjenje zasniva se na koriscenju radio talasa koje emituje ili reflektuje cilj.Radarski sistem za samonavodjenje moze da bude:aktivan,poluaktivan i pasivan.Aktivno samonavodjenje sastoji se u tome da se cilj ozracava radarom koji je smesten u samoj raketi.U raketu je ugradjen radarski primopredajni uredjaj i uredjaj za automatsko upravljanje.
Poluaktivno samonavodjenje sastoji se u tome da sistem ima izdvojen radio far za "osvetljavanje" cilja koji se nalazi na zemlji ili avionu- raketonoscu.Prijemnik radarskog koordinatora smesten na raketi prima energiju reflektovanu od cilja i automatski navodi raketu na cilj.Prednost ovog sistema za samonavodjenje je u tome sto ne zavisi od toga da li cilj zraci energiju ili ne.
Sistem za samonavodjenje infracrvenim zracenjem zasniva se na koriscenju IC zracenja koje emituje cilj(mlazni motor aviona).Ovo zracenje primaju osetljivi uredjaji na raketi.Vodjenje rakete je pasivno.Nedostatci ovog sistema su ograniceni radijus dejstva i zavisnost od meteoroloskih uslova, jer se IC zraci prostiru pravolinijski, kao svetlost.
Drugom prilikom ce nesto vise napisati o elektronskoj opremi rakete i o vodjenju po radarskom snopu.
********U pripremi delova ovoga post-a koriscen je casopis Glasnik RV i PVO
Dopuna: 01 Jan 2007 19:00
machak ::Свака част Cezare 35! Баш си то све лепо описао  Јел имаш неку литературу за ту област?
@machak.......
Snalazim se...imam nekih Glasnika RV i PVO, a imam nesto i znanja 
Dopuna: 02 Jan 2007 14:36
@........
Da nastavim pricu o vodjenju raketa....
Vodjenje po radarskom snopu
Sistem vodjenja raketa po radarskom snopu satoji se od radara sa konusnim dijagramom zracenja, koji je lociran na komandnom mestu i elektronskih uredjaja na raketi.Kada se kaze da se raketa vodi po radarskom snopu, onda se misli na vodjenje rakete po osi snopa tj. po delu snopa koji ima najjaci intezitet energije.Kod ovog sistema za vodjenje postoje dve osnovne varijante:
_vodjenje po jednom radarskom snopu
_vodjenje po dva radarska snopa
Vodjenje po jednom radarskom snopu sastoji se u tome sto je radar za vodjenje, u stvari, radar koji automatski prati kretanje cilja (antena radara se zabravi za cilj).Takav radar ima predajnik, prijemnik i antenski servo sistem koji omogicuje kretanje antene za ciljem.Antena formira dijagram zracenja u obliku konusa.Raketa na kojoj je ugradjen prijemnik sa antenom, posle lansiranja, ulazi u snop i pocinje da prima signale od radara za vodjenje.Antena smestena u repni deo rakete usmerena je u pravcu radara za vodjenje.Princip rada uredjaja za vodjenje koji je ugradjen u raketi ima takva svojstva da stvara signal greske kada raketa izadje iz ose snopa radara.Prijemnik rakete prima signale jednake amplitude sve dok se raketa nalazi u osi snopa radara za vodjenje.Svako odstupanje rakete od ose snopa antene radara dovodi do pojave amplitudne modulacije primljenih signala.Amplituda signala modulacije srazmerna je velicini odstupanja rakete od ravno-signalne linije, a faza signala karakterise pravac odstupanja od ravno-signalne linije.Na osnovu signala greske i referentnog signala, na faznom detektoru se dobije upravljacki napon.Ovaj napon se odvodi preko pojacavaca na pokretace kormila rakete.Pokretaci zakrecu kormila i raketa se vraca na ravno-signalnu liniju.
Da bi tacnost vodjenja bila sto veca, neophodno je da radarski snop bude sto uzi a frekvencija predajnika sto vislja, jer se tacnost vodjenja smanjuje sa udaljenjem rakete od antene radara.U praksi se pri ovakvom sistemu za vodjenje koristi snop sirine 0,5-3 stepena.Medjutim, snop ne sme biti ni suvise uzan, jer se pojavljuju teskoce pri ulasku rakete u uski snop u toku lansiranja i povecavaju se mogucnosti ispadanja rakete iz snopa pri njenim brzim pomeranjima zbog naglog manevra cilja koji je "osetio" da je ozracen radarskim snopom.Da bi se obezbedio siguran ulazak rakete u snop, raketa se lansira sa lansirne rampe i ubacuje u siroki snop.U pocetku leta, raketa se sirokim snopom privodi u uski snop i posle toga vodjenje se produzava u uskom snopu.Ovaj nacin ubacivanja rakete u uski snop, pomocu sirokog snopa, veoma se cesto koristi u praksi.
Pored ovakvoga nacina vodjenja, postoji varijanta ovog sistema sa dva radarska snopa, gde se jedan snop koristi za vodjenje rakete, dok se za pracenje cilja koristi poseban radar.
Velika prednost ovih sistema je mogucnost jednovremenog vodjenja vise raketa po jednom radarskom snopu, ali tada snop mora da prati cilj sve do njegovog unistenja.
Nedostatci sistema su u tome sto se tacnost vodjenja smanjuje sa povecanjem rastojanja od radara i sto je osetljiv na sve vrste radarskog ometanja.
_Sistem za komandno vodjenje
Sistemi za komandno vodjenje raketa spadaju u najrasprostranjenije sisteme daljinskog upravljanja. Za upravljanje letom raqkete predvidjeni su kanali upravljanja po horizontalnoj i vertikalnoj osi. U ovom sistemu se takodjer vrsi stabilizacija leta rakete da ne bi doslo do mesanja koordinata. (O stabilizaciji leta rakete bice reci nesto kasnije)
Najcesca varijanta komandnog sistema je da isti radar prati kretanje cilja i rakete. U ovom slucaju putanja kretanja rakete mora da bude takva da se raketa stalno nalazi na liniji komandno mesto-cilj.U tom slucaju ostvaruje se vodjenje po tzv. metodu "tri tacke"(O metodama vodjenja raketa ce biti reci kasnije).U svakom slucaju snop mora biti toliko sirok da uvek ima mesta za cilj i raketu.
Podaci sa radara za pracenje cilja i rakete dovode se na racunar koji odredjuje signal greske za obe ravni kretanja rakete (vertikalnu i horizomtalnu), kao i signale komandi koji se preko radio predajnika salju na raketu, gde ih prima uredjaj za vodjenje, obradjuje i salje na kormilo rakete.
Dopuna: 02 Jan 2007 15:46
@........
Elektronska oprema rakete
U zavisnosti od toga kakvom sistemu vodjenja pripada raketa, zavisi i komplet elektronske opreme rakete.Jasno je da rakete autonomnog sistema nemaju telekomumikacione uredjaje, dok rakete neautonomnog ili komandovanog sistema za vodjenje moraju imati te uredjaje.Sa druge strane, rakete svih borbenih sistema imaju bojeve glave, upaljace, uredjaje za upravljanje i uredjaje za stabilizaciju.
_Uredjaj za stabilizaciju
Daljinsko upravljanje raketama ne moze da se ostvari ako let rakete nije stabilizovan po svim koordinatama.Prilikom vodjenja rakete tezi se da njeno teziste predstavlja pocetak koordinatnog sistema, koji je pri letu samo translatorno pomeren u odnosu na koordinatni sistem komandnog mesta, tj. stanice za vodjenje raketa. Npr., ako ako se raketa u toku leta zaokrene oko uzduzne ose za neki ugao (pojava valjanja), tada se zajedno sa raketom izokrece i sistem za upravljanje koji je smesten u raketi......komande, koje raketa prima, ce imati drugi smer te ce se raketa kretati nekontrolisano.
Uredjaji za stabilizaciju koriste osobine simetricnog brzorotirajuceg tela(ziroskopa), tako da svoju osu odrzavaju u nepromenjenom polozaju u prostoru ako na nju deluju spoljne sile i vrse prinudno kretanje odredjenom ugaonom brzinom ako na ziroskop deluju spoljni momenti.
U svim ziroskopskim uredjajima koji se primenjuju na raketama, sapoljne sile i momenti stvaraju opterecenja na dopunske sklpove linearnog ubrzanja ziroskopa.Postojanje cak i veoma neznatnog momenta dovodi do precisionog kretanja, sto ima za posledicu da ziroskop izbaci za odredjeni ugao iz nultog polozaja. (precisija i stabilnost u prostoru su osnovne osobine ziroskopa).
Velicina odstupanja ziroskopa karakterise njegovu tacnost.Na osnovu osobine zadrzavanja polozaja u prostoru i osobine precisije izradjeni su svi ziroskopski uredjaji(ziroskopi za odrazavanje: vertikalnog i horizontalnog polozaja, za stabilizaciju pravca, diferencirajuci i integrirajuci ziroskopi)
Zorostabilizatori predstavljaju sistem ziroskopa koji svojim radom stabiliziraju let rakete po svim koordinatama.Sistem za stabilizaciju predstavlja zatvorenu petlju automatskog sistema za regulaciju.
Ukoliko dodje do zaokretanja rakete oko uzduzne ose (valjanje), ziroskop ce dati signal greske srazmeran uglu zaokreta.Na osnovu signala greske vrsi se zaokretanje elerona cime se raketa vraca u prvobitan polozaj.
_Uredjaji za upravljanje
Upravljanje kretanjem rakete ostvaruje se promenom pravca rezultante sila koje deluju u pravcu tezista.To se postize okretanjem rakete u pravcu tezista.Pri okretanjima rakete menja se pravac napadne linije sile potiska i velicina bocne aerodinamicke sile uzgona. Za okretanje rakete u odnosu na centar tezista koriste se razliciti izvrsni organi servo-uredjaja: vazdusna i gasna kormila, pokretna komora za sagorevanje, pokretne mlaznice, specijalni raketni motori za upravljanje i drugi uredjaji koji su sposobni za stvaranje momenta.
Balistickim raketama se obicno upravlja pomocu gasnih kormila, tj. kormila koja su smestena u struji gasova koji isticu na izduvniku motora.Za upravljanje bespilotnih letelica koje lete kroz guste slojeve atmosfere, koriste se vazdusna kormila za promenu pravca i kormila eleroni za otklanjanje ugla krena(valjanja)
Pokretanje kormila ostvaruje se pomocu servo-uredjaja. Zajedno sa kormilom, servo-uredjaj obrazuje tzv. mehanizam kormila.Mehanizam kormila dobija signal greske koji je prethodno korigovan i pojacan.
Mehanizam kormila koristi energiju nekog pomocnog izvora(tecnost pod pritiskom, komprimovani vazduh.....) da bi otklonio kormilo za ugao srazmeran signalu upravljanja, tj.greske.Kormila otklonjena od srednjeg polozaja trpe dodatni pritisak gasne struje ili struje vazduha, usled cega se stvara momenat za upravljanje koji vraca raketu na putanju.
*******U pripremi delova ovoga post-a koristen casopis Glasnik RV i PVO
Dopuna: 02 Jan 2007 22:11
@.......
Jos nesto o upaljacima na bojevim glavama raketa.....
Da bi se bojevo punjenje aktiviralo u najpogodnijem trenutku i najpodesnijem polozaju u odnosu na cilj i tako ostvario najveci efekat dejstva, treba ga aktivirati u pravom trenutku.Za te svrhe upotrebljavaju se raznovrsni upaljaci.
Upaljaci se dele na: kontaktne i nekontaktne.
Kontaktni upaljaci su najcesce inercionog tipa i za njihovo dejsto potreban je direktan sudar bojeve glave i cilja. Posto bojeva glava rakete sadrzi relativno velike kolicine eksploziva, pa je i radijus dejstva dosta veliki, nije uvek potreban direktan pogodak da bi se unistio cilj.Zbog toga, a i zbog male verovatnoce da se cilj pogodi direktno, masovno se koriste nekontaktni upaljaci.
Nekontaktni upaljaci se dele na dve grupe:
_tempirni (pirotehnicki)
_blizinski
Blizinski upaljaci mogu biti:opticki, magnetni, akusticni, barometaski,radio,elektrostaticki i infracrveni.
Zavisno od energije koju koriste, blizinski upaljaci imaju veliku prednost nad svim ostalim vrstama upaljaca za bojeve glave raketa.Nedostatak blizinskih upaljaca je sto mogu da budu ometani. Radio upaljaci koji za aktiviranje koriste Doplerov efekat moraju da se obezbede od radio smetnji i mogucnosti da ih protivnik aktivita pre vremena..
Impulsni radio upaljaci sa predvidjenim merama zastite od smetnji gotovo sigurno obezbedjuju pravovremeno aktiviranje bojeve glave na odredjenom odstojanju od cilja.Radi vece sigurnosti, u neke rakete se ugradjuju po dva ili vise upaljaca razlicitih vrsta.
Da bi tema o raketama bila kompletna, trebam jos obraditi:etape leta rakete,metodi vodjenja rakete i greske pri vodjenju rakete.
Ovi naslovi slede uskoro.......
Dopuna: 05 Jan 2007 12:14
@..........
Etape leta rakete
Let protivavionske rakete moze da se podeli na dve etape:
etapa nevodjenog leta i etapa vodjenog leta.
Kada se raketa lansira, po napustanje rampe, ona leti u pravcu u kojem je usmerena rampa.Zbog male brzine leta i malih povrsina kormila, na let rakete ne moze da se utice sa zemlje. Da bi moglo da se ostvari vodjenje
rakete komandnim signalima, koje raketa prima sa stanice za vodjenje raketa, ona mora da postigne brzinu oko 600m/s. Raketni motor prvog stepena u pocetnoj fazi leta ubrzava raketu do brzine koja omogucava vodjenje tj. stvaranje aerodinamickih sila na kormilima kojima je moguce usmeravati raketu u putanju prema cilju. Posto se na ovoj etapi let rakete odvija po dinamickoj putanji i ne vrsi se nikakvo upravljanje(vodjenje), zbog toga se ova etapa i zove etapa nevodjenog leta.Ova etapa traje relativno kratko....nekoliko sekundi.
Na kraju etape nevodjenog leta, raketa treba da udje u snop elektromagnetne energije stanice za vodjenje raketa u cilju realizacije vodjenja u daljem letu prema tacki susreta sa ciljem. U zavisnosti od sirine dijagrama zracenja antene stanice za vodjenje raketa, raketa moze da udje u snop sa manjim ili vecim greskama u odnosi na simetralu snopa ili ,pak, da uopste ne udje u snop u kom bi slucaju raketa bila izgubljena.Da se ovo ne bi dogodilo, potrebno je:
_izvrsiti orijentaciju raketnog sistema cime se postize da mehanicka i elektricna osa antene i osa lansirne rampe budu usmerene u isti pravac.
_zauzeti pocetni ugao na lansirnoj rampi i neprekidno uvoditi njegovu popravku zbog promene mesnog ugla cilja. Ovo se vrsi radi eliminisanja uticaja ubrzanja Zemljine teze.
_Neprekidno uvoditi preticanje lansirne rampe u odnosu na stanicu za vodjenje raketa zbog kretanja cilja da bi raketa, nakon zavrsetka nevodjenog leta, usla u radarski snop koji prati cilj.
_Sinhronizovati lansirnu rampu sa antenama stanice za vodjenje raketa cime se obezbedjuje da svi pocetni elementi koji su zauzeti na predajnicina stanice za vodjenje raketa budu odredjeni i preneti na lansirnu rampu i da tu vrednost pokazuju na odgovarajucim ptijemnicima lansirne rampe.
Etapa vodjenog leta
Etapa vodjenog leta moze se podeliti na:
_fazu privodjenja rakete na kinematicku putanju
_fazu vodjenja po kinematickoj putanji na aktivnom delu leta
_fazu vodjenja po kinematickoj putanji na pasivnom delu leta
U fazi privodjenja raketa jos uvek leti na dinamickoj putanji a brzina se povecava.Na ovom delu putanje brzina dostize vrednost na kojoj kormila za stvaranje aerodinamickih sila potrebnih za upravljanje postaju efikasna. U drugom delu ove faze oscilacije rakete oko stvarne putanje se smanjuju i nisu vece od poluprecnika dejstva parcadi bojeve glave.
U fazi vodjenja na aktivnom delu leta rakete po kinematickoj putanji odstupanja od stvarne putanje manja su od poluprecnika efikasnog dejstva parcadi bojeve glave, a to obezbedjuje da se u svakoj tacki na putanji ostvari zadata verovatnoca unistenja cilja. Ova faza zavrsava se sa prekidom rada raketnog motora II stepena rakete. Ta daljina se naziva
dalja granica zone unistenja.
Faza vodjenja na pasivnom delu kinematicke putanje ostvaruje se kod pojedinih raketnih sistema na delu leta posle prekida rada motora II stepena. Brzina koju je raketa postigla na aktivnom delu leta smanjuje se usled otpora vazduha, ali je jos uvek dovoljno velika da obezbedjuje uspesno vodjenje na ciljeve koji lete brzinom do 1 Maha. Vreme vodjenja u ovoj fazi znatno je manje od vremena u aktivnoj fazi i obicno traje 15-20 sek.,a raketa predje put oko 10-15km. Ovom fazom vodjenja u pasivnom delu(ne radi motor II stepena), kod pojedinih raketnih sistema se povecava dubina zone unistenja, a samim tim i borbena mogucnost datog sistema.
Metodi vodjenja raketa
Metod vodjenja raketa predstavlja skup smisljenih nacina i postupaka koji se preduzimaju na stanici za vodjenje raketa da bi se raketa dovela u tacku susreta sa ciljem. Metod vodjenja karakterise stalno odredjivanje koordinata rakete u toku leta, kao i koordinata i parametara cilja, a primenjuju se sledeci metodi:
_metod vodjenja "tri tacke"...T/T
_metod vodjenja punim preticanjem
_metod vodjenja sa polupreticanjem
Svaki metod vodjenja treba da obezbedi: sto manje preopterecenje rakete, dovoljnu tacnost vodjenja, sto jednostavnije konstruktivno resenje sistema za vodjenje,visoku efikasnost gadjanja u svim tackama zone unistenja,mogucnost gadjannja cilja koji primenjuje protivraketni manevar i u uslovima elektronskog ometanja
_metod vodjenja "tri tacke"
Ovaj metod podrazumeva vodjenje rakete tako da se raketa u svakom trenutku dovodi na pravu koja spaja stanicu za vodjenje raketa sa ciljem.
Kinematicku putanju izracunavaju racunari po vrlo slozenom matematickom obrascu.
Prednosti ove metode: nije potrebno odredjivati daljinu do cilja, a vodjenje je moguce u uslovima elektronskog ometanja, zbog relativno male angazovanosti aparature u procesu vodjenja, smanjena je fluktuaciona greska, pri gadjanju ciljeva sa malim brzinama odstupanje rakete od putanje je minimalno.....kinematicka i stvarna putanja skoro da se poklapaju.
Nedostatci metoda vodjenja "tri tacke":
Najveci nedostatak jeste velika zakrivljenost putanje, zbog cega se zahtevaju velike manevarske sposobnosti rakete.
Ukoliko cilj u toku gadjanja primenjuje protivraketni manevar u horizontalnoj ili vertikalnoj ravni, tacnost vodjenja se smanjuje.Preopterecenje rakete u ovom slucaju dostize i prelazi maximalnu granicu zbog velike zakrivljenosti putanje
_metod vodjenja punim preticanjem
Vodjenje sa punim preticanjem podrazumeva kretanje rakete tako da se u svakom trenutku raketa nalazi na pravoj liniji koja spaja stanicu za vodjenje raketa sa proracunatom tackom susreta rakete i cilja.To znaci da stvarnu putanju predstavlja prava linija stanica za vodjenje raketa-tacka susreta.
Prednosti metoda vodjenja punim preticanjem: preopterecenja rakete na putanji su minimalna, ostvaruje se velika tacnost gadjanja ciljeva koji ne manevrisu.
Nedostatci metoda vodjenja punim preticanjem:ako cilj manevrise(menja kurs, brzinu, visinu), onda to izaziva veliko dinamicko preopterecenje kod rakete sto moze da uzrokuje promasaj rakete.Kod raketnih sistema na kojima se primenjuje skaniranje antene velicina preticanja moze da predje velicinu polovinu sektora skaniranja sto iskljucuje mogucnost da stanica za vodjenje istovremeno prati cilj i raketu
_Metod vodjenja sa polupreticanjem
Nedostatci prethodna dva metoda nametnuli su potrebu za iznalazenjem metoda vodjenja koji bi imao dovoljno ispravljenu putanju i koji bi obezbedio minimalan uticaj manevrisanja cilja na tacnost vodjenja i da kod raketnih sistema koji koriste skeniranje snopa omoguci istovremeno pracenje cilja i rakete.Svi ovi nedostatci otklonjeni su u metodu vodjenja sa polupreticanjem, koji moze da se ostvari ako se pravilno odabere velicina koeficijenta ispravljanja putanje.Koeficijent ispravljanja putanje se izracunava prema matematickom obrascu za obe ravni.
Prednosti metoda vodjenja sa polupreticanjem:Ubrzanje cilja ne utice na ubrzanje rakete, a samim tim ni na povecanje gresaka u vodjenju.Polupreticanjem se smanjuje zakrivljenost putanje, pa je zbog toga i preopterecenje rakete za oko 2 puta manje nego kod metoda "tri tacke".To je razlog da su za iste uslove leta cilja, kod ovog metoda, greske vodjenja manje.
Nedostatci metoda sa polupreticanjem:Zahteva odredjivanje daljine do cilja i rakete, pa se vrlo tesko primenjuje u uslovima elektronskog ometanja.Zahtev za merenjem daljine do cilja i rakete iziskuje obimniju i slozeniju aparaturu zbog cega su fluktuacijske grske vodjenja vece nego kod prethodnih metoda.
Dopuna: 05 Jan 2007 14:00
@.........
Greske pri vodjenju raketa
Pod greskom vodjenja podrazumeva se velicina odstupanja rakete u odnosu na cilj u ravni osmatranja.Velicina greske meri se u trenutku susreta rakete sa ciljem tj. u trenutku kada su daljine do cilja i rakete jednake.Greske koje nastaju u procesu vodjenja rakete ka cilju mogu biti sistemske i slucajne
Sistemske greske su: sistemska komponenta dinamicke greske vodjenja,dinamicka greska vodjenja zbog tezine rakete, sistemska komponenta instrumentalne greske vodjenja, uglovna greska zbog daljine.
Slucajne greske vodjenja cine:slucajna komponenta dinamicke greske vodjenja, fluktuaciona greska vodjenja, slucajna komponenta instrumentalne greske vodjenja.
_Sistemske greske vodjenja........
su one greske koje pri gadjanju protivavionskim vodjenim raketama ostaju nepromenjene ili se menjaju po odredjenim zakonitostima.Smisao i velicina sistemskih gresaka moze unapred da se predvidi i uvede odredjena kompenzacija radi otklanjanja njihovog uticaja na tacnost vodjenja rakete na cilj.
Sistemska komponenta greske vodjenja je linearno rastojanje izmedju tacaka kinematicke i dinamicke putanje, koje se nalazi na istom rastojanju od stanice za vodjenje raketa. Pojava sistemske komponente dinamicke greske vodjenja uslovljena je sledecim uzrocima:krivinom kinematicke putanje i kvalitetom sistema za vodjenje.
S obzirom da su u vecini metoda vodjenja putanje krive linije, to, zbog izvesnog zakasnjenja u uredjajima sistema za vodjenje, dolazi do kasnjenja u obradi korisnog signala. Zbog toga se raketa nece kretati po zadatoj kinematickoj putanji vec po tzv. dinamickoj putanji, koja je, u odnosu na kinematicku putanju,pomerena u stranu njenog ispupcenja.
Ukoliko se za odredjene uslove kretanja cilja i vodjenja rakete na cilj proracuna zakrivljenost kinematicke putanje i ukoliko su poznata dinamicka svojstva sistema za vodjenje, velicina ove greske moze matematicki da se odredi, a samim tim i uticaj ove greske na vodjenje moze da se otkloni njenom kompenzacijom.
Dinamicka greska vodjenja zbog tezine rakete.
Za vreme leta na raketu deluje ubrzanje Zemljine teze. Zbog tog uticaja putanja rakete ce odstupati od linije lansiranja.Posto ubrzanje Zeljine teze deluje konstantno u toku leta rakete, to ce ono u vertikalnoj ravni izazvati gresku vodjenja.Da bi se kompezirao uticaj ubrzanja Zemljine teze, potrebno je ostvariti dopunsku silu uzgona i izvrsiti dopunsko popmeranje kormila rakete za ugao pod kojim ce se raketa vratiti na putanju.I ova greska moze matematicki da se izracuna, a samim time i kompenzira.
Instrumentalna greska vodjenja.
Ova greska nastaje zbog konstruktivnih gresaka, netacnog podesavanja i nestabilnosti u radu uredjaja sistema za vodjenje i ne moze se u potpunosti eliminisati.
Uglovna greska zbog daljine.
Javlja se kod sistema za vodjenje raketa kod kojih je primenjeno skaniranje snopa, jer se cilj ne prati uvek na maximumu (osi) snopa vec snop postepeno prebrisava cilj odredjenom brzinom,tako da se dobije amplitudno modulisan signal od cilja i to posle dve modulacije istog signala;za vreme predaje i za vreme prijema energije reflektovane od cilja.Ako bi se na ovaj nacin merile i koordinate rakete, greske ne bi bilo.Medjutim, koordinata rakete meri se na osnovu signala reflektovanog od rakete i taj se signal modulise samo jednom (za vreme prijema), te se njegov maksimum ne poklapa sa maksimumom signala cilja.Zbog toga nastaju razlike izmedju izmerene uglovne koordinate cilja i uglovne koordinate rakete.Ta razlika se naziva uglovna greska zbog daljine.Greska je sistemska, matematicki moze da se odredi i blagovremeno kompenzira.
Slucajne greske vodjenja.
To su one greske koje pri gadjanju menjaju smisao i veicinu, ali se ne mogu unapred predvideti.Raznim merama njihov uticaj moze da se umanji, ali ne i potpuno otkloni.
Slucajna komponenta dinamicke greske vodjenja oslovljena je slucajnim odstupanjem pararmetara elemenata sistema za vodjenje raketa izmedju dva i vise lansiranja.Ova greska moze da se odredi eksperimentalnim putem pri poligonskim gadjanjima.
Fluktuaciona greska vodjenja je uslovljena fluktuacijom(variranjem) reflektovanog signala od cilja,sumovima u uredjajima sistema za vodjenje i dejstvom kolebanja aerodinamickih sila i momenata.Pojava fluktuacione greske neposredno utice na merenje koordinata, a preko njih i na tacnost vodjenja rakete na cilj. Velicina fluktuacione greske zavisi od: velicine refleksne povrsine cilja (sto je povrsina manja, to je mogucnost fluktuacije reflektovanog signala veca), visine, daljine i atmosferskih uslova (dielektricna provodljivost i sa njom vezani koeficijenti imaju razlicete velicine na raznim visinama i daljinama cilja pri raznim meteo uslovima),nacina pracenja cilja; rucno ili automatski(pri rucnom pracenju greske su znatno vece), karaktera cilja na ekranu; pojedinacan ili grupni (kod grupnog cilja centar refleksne povrsine neprekidno se pomera, te je fluktuacije reflektovanog signala veca), metode vodjenja (razliciti metodi vodjenja angazuju razlicitu aparaturu i stanici za vodjenje raketa, pa samim tim unutrasnji sumovi nisu isti), propusni frekventni opseg stanice za vodjenje raketa (siri propusni opseg povecava fluktuacione greske).
Slucajna komponenta instrumentalne greske vodjenja.
Ova greska nastaje zbog nepotpunog podesavanja elektricnih kola u sistemu za vodjenje raketa.Moze da se odredi i eliminise putem obrade podataka poligonskig ispitivanja.
*******Ovim post-om je zaokruzena celina "koordinate i parametri kretanja rakete" gde se moze zakljuciti da je vodjenje rakete na cilj veoma slozen i zahtevan posao, te da od ljudstva raketne jedinice trazi uigran i timski rad.
|
, krici oduševljenja su se čuli u objektu koji je udaljen nekih 50 metara od njih.
