upravljanje i vođenje raketa

7/22/2019 Upravljanje i Voenje Raketa

1/37

UVOD

Upravljanje letom voenih raketa predstavlja tehniki teak zadatak ije rjeenjezahtijeva veliku koliinu informacija na ulazu, njihovu obradu i prijenos. U skladu s tim ugrau sustava upravljanja letom (sustava voenja i upravljanja ulaze razliiti ureaji iji se

principi rada i konstrukcija baziraju na suvremenim dostignu!ima automatskog upravljanja,elektronike, raketne i raunalne tehnologije. "vaki od ovih ureaja karakterizira se svojim

posebnostima koji odreuju borbena svojstva raketnog oruja.U ovom seminaru se na prikladan i jednostavan nain obrauje problematika voenja i

upravljanja raketa kratkog dometa. U prvoj dijelu opisana je povijest raketa, naini njihovapogona, osnovne konstruktivne karakteristike, osnovni pojmovi, u drugom dijelu su navedenimotori pri emu je objanjen princip rada i dane su osnovne karakteristike. U tre!em dijeludefiniraju se koordinatni sustavi , sile i momenti koji djeluju na raketu u toku leta te se izvode

jednadbe kretanja u vertikalnoj ravnini. #inearizacijom i izvoenjem prijenosnih funkcijadobiva se linearni model rakete pogodan za analizu i sintezu sustava voenja i upravljanja. Uetvrtom dijelu objanjava se struktura i zadaci sustava stabilizacije i upravljanja rakete,obrauju se elementi autopilota i naje!i sustavi stabilizacije i upravljanja koji se primjenjujukod daljinskih voenih i samovoenih raketa. U zavrnom dijelu daje se klasifikacija sustavavoenja, objanjavaju osnovne karakteristike i formiraju funkcionalne sheme. $osebno jeopisan sustav daljinskog voenja metodom pokrivanja cilja i sustav samovoenja metodom

proporcionalne navigacije kao i princip upravljanja rotiraju!im raketama.

1.1. POVIJESNI RAZVOJ RAKETA

$rvi oblici raketa pojavili su se ve! u %. stolje!u u &ini, spominju se eksplozivnibambusovi tapovi koji su, zapaljeni, stvarali veliku buku. 'e rakete bile su punjene crnim

barutom , koji je u to vrijeme bio poznat u &ini. $rve rakete rabljene kao ubojito orujespominju se kao ognjene strijele kineske dinastije "ung. U uropi su rakete prvi putuporabljene u opsadi talijanskog grada )estre *%%+., a kasnije *%+. i grada -hioggiae gdjese prvi put koristi pojam raketa (tal. rocchetta vreteno.$otkraj */. stolje!a 0ndijci su uustanku protiv engleskih kolonizatora uporabili rakete izraene od metalnih cijevi punjenih

barutom, privr!eni za bambusove tapove duine oko 1,2 m koji su sluili za stabilizaciju uletu. U 3usiji je u *. stolje!u general 4asjadko obavljao eksperimente s raketama koje suimale konstrukciju od eljeznog lima punjenog crnim barutom, bojnu glavi i tap zastabilizaciju. 5soba koja je najzaslunija za povijesni razvoj rakete je ruski znanstvenik&onstantin -iolkovski. $ostavio je teoretsku podlogu leta rakete, shemu rakete na teku!a

pogonska goriva (vodik kao gorivo i kisik kao oksidator, teoretski obradio viestupanjske

rakete i gibanje rakete kroz svemirski prostor. 0znio je i vie prijedloga za tehniko rjeenjeraketa6 upravljanje raketom skretanje skretanjem struje izlaznih plinova, regenerativnohlaenje komore izgaranja teku!im pogonskim sredstvima. U $rvom svjetskom ratu rad naraketama je znatno usporen. 5ne su tada koritene jedino za signalizaciju i osvjetljavanje, u7rancuskoj i 3usiji tek kao borbeno sredstvo. 5d tada signalne i svjetle!e rakete ulaze ustandardno naoruanje. $oslije $rvog svjetskog rata razvijaju se rakete pogonjene raketnimmotor sa teku!im gorivom. 5zbiljniji razvoj raketne tehnike poinje kada njemaka nacistikavlada prihva!a plan razvoja raketa velikog dometa u vojne svrhe. 8jemaka je posve!ivalaispitivanja i razvoj najvie na voenim raketama, za razliku od """3a koji su vie razvijalinevoene rakete. &asnije se razvijaju rakete za svemirska istraivanja, raketenosai zalansiranje svemirskih letjelica i umjetnih satelita, za meteoroloka ispitivanja, za istraivanje

slojeva atmosfere, za razminiranje na kopnu i sl.


2/37

1.2. KONSTRUKCIJA RAKETA

&onstrukcija raketa uvelike ovisi o njihovoj namjeni, tj. masi i vrsti korisnoga teretato ga nose u svojem vrhu aerodinaminoga oblika.$rema tomu razlikuju se rakete s obzirom na namjenui primjenu6

vojne(raketno oruje, ivi!ne(koje slue za istraivanje svemira, "ori#no$priro%ne(za geofizika istraivanja viih slojeva atmosfere, obrana od tue i

razbijanje oblaka jakom detonacijom, &a'avne(u pirotehnici, raketnom modelarstvu, itd..

4bog gibanja kroz zrak, preteno nadzvunom brzinom, idealni oblik rakete jevretenasti. )eutim, zbog konstruktivnih razloga, raketa je uglavnom cilindrinog oblika.9udu!i da se rakete u ve!ini sluajeva konstruiraju samo za jednokratnu uporabu, naje!e su

jednostavne konstrukcije. :e!e rakete su obino sastavljene od nekoliko dijelova (modula. 'idijelovi ine posebne logike i funkcionalne cjeline6 dio za smjetaj korisnog tereta, ureaj za

navoenje, spremnici za gorivo i oksidator, ureaji za upravljanje, pogonska grupa i dr.5snovni dijelovi rakete mogu se podijeliti na6 tijelo, glavu i pogonsku grupu rakete.'ijelo rakete uglavnom slui za smjetaj raketnog motora i pogonskih sredstava. &onstrukcijatijela rakete naje!e je ljuskasta (nose!a ljuska, s profiliranim uzdunim ojaanjima iokvirima, tj. slina je konstrukciji modernih aviona. U raketi s motorom na teku!a goriva, utijelu rakete se nalaze spremnici za gorivo i oksidator, pumpe i drugi ureaji za njihovodovoenje u komoru izgaranja. 8a raketi s motorom na kruta pogonska sredstva tijelo

predstavlja spremnik za gorivo i komoru izgaranja na koju se nastavlja mlaznica.;lava rakete je zaobljenog konusnog (ogival oblika koji je aerodinamiki vrlo uinkovit zagibanje kroz zrak, ali glava rakete moe biti i nekog drugog oblika ako se to posebnozahtijeva. 8a raketama zemljazemlja glava rakete slui za smjetaj eksplozivnog punjenja,ureaja za navoenje i upravljanje ako je rije o navoenim raketama.$ogonska grupa rakete je obino smjetena u tijelu, dok pomo!ni (booster ili startni motorimogu biti smjeteni i na vanjskoj strani.

$o konstrukciji raketa moe biti je%no#(upanj#"a ili vi)e#(upanj#"a. 8ajednostupanjskim raketama pove!anje brzine istjecanja mlaza postie se uporabom ve!ekoliine pogonskih sredstava koje imaju ve!u kalorinu vrijednost, a odnos masa se pove!ava

jednostavnim konstrukcijama i uporabom lakog konstrukcijskog materijala. 4bog toga sukonstrukcije jednostupanjskih raketa velike i imaju proporcionalnu malu nosivost i domet. 'i

problemi se rjeavaju sastavljanjem rakete od vie stupnjeva koji svaki za sebe predstavljaposebnu raketu s pogonskom grupom, odnosno sa spremnicima goriva i oksidatora, ureajima

za stabilizaciju i ureajima za navoenje (ako je raketa navoena i upravljanje. 8a taj senain znatno smanjuje ukupna teina rakete u polijetanju, postie se ve!a konana brzina,dobiva ve!i domet (ili ve!a visina leta i omogu!uje noenje ve!e koliine korisnog tereta na

jednaku udaljenost ili visinu. >> m?s, a dvostupanjska raketa moe posti!i brzinu dovoljnu za kruenje oko 4emlje(priblino />>> m?s. $ostoje i trostupanjske i viestupanjske rakete na kojima je prvi stupanj

proporcionalno ve!i (booster jer treba svladati inerciju i ubrzati cjelokupnu masu raketeprilikom lansiranja.

1.*. KONSTRUKCIJSKI +ATERIJA,I RAKETA


3/37

4a konstrukciju tijela rakete najvie se rabe lake legure na bazi aluminija ilimagnezija, posebni elici, plastini materijali, titan, berilij i u najnovije vrijeme kompozitnimaterijali. U konstrukciji motora, osim legiranih vatrostalnih elika, rabe se zatitnekeramike i grafitne prevlake. )otori na teku!a goriva se hlade samim pogonskim sredstvom.

@ijelovi konstrukcije mlaznice izloeni posebno jakom toplinskom djelovanju, izrauju se odgrafita, karbida ili keramikih materijala. 8a raketama velikog dometa, ija putanja idedjelomino izvan atmosfere, pri povratku u gu!e zrane slojeve, na vrhu rakete (na nosnomdijelu se razvijaju visoke temperature (reentrA problem pa se radi zatite korisnog tereta ili

bojne glave nosni dio zati!uje. 'akoer postoji izvedba da se za apsorbiranje topline rabe ipostavljaju slojevi raznih, znatno lakih plastinih masa silikafenolne i najlonom ojaanefenolne smole, koje pod djelovanjem tempertura od +>>> >- do /2>> >-, stvorenih sabijanjemzraka pri brzinama ve!im od 1> mahova, tope i isparavaju i na taj nain apsorbiraju upijenutoplinu. rozija materijala koja pritom nastaje na vrhu rakete naziva se ablacija.

1.-. NAIN RADA RAKETA

3aketa je vozilo, projektil ili zrakoplov koji svoj potisak dobiva putem reakcije naizbacivanje brzo ekspandiraju!ih plinova iz raketnog motora, pr emu se itavo gorivo

potrebno za odvijanje te reakcije nalazi unutar same rakete. $otisak koji pogoni raketu temeljise na 8eBtonovom tre!em zakonu gibanja koji kae da za svaku akciju postoji jednakareakcija i to suprotnog smjera. @akle, gorivo rakete sagorijeva u komori raketnog motora,nakon ega nastaju brzo ekspandiraju!i plinovi koji se proputaju kroz mlaznicu, gdje sedodatno ubrzavaju. $lin obino izlazi na stranjoj strani rakete (akcija, a raketa se poinjekretati u suprotnom smjeru, prema naprijed (reakcija. 'aj zakon izmeu ostalog potvruje ito da se raketa moe kretati i u zrakopraznom svemirskom prostoru, jer za potisak nije

potrebno uporite poput npr. molekula zraka.3aketa se giba pod djelovanjem reaktivne sile nastale u raketnom motoru zbog

istjecanja mlaza plinova proizvedenih izgaranjem. 'a sila raketi daje poetnu brzinu nakonrelativno kratkog rada motora koji traje nekoliko desetinki sekunde na malim raketama donekoliko minuta na velikim raketama. 9udu!i da za to vrijeme potroi gotovu svu rezervugoriva i oksidatora, odnosno pogonskog punjenja, koja esto prelazi i />C njezine ukupneteine u polijetanju, raketa najve!i dio svoje putanje prevaljuje dobivenom kinetikomenergijom. @rugim rijeima, nakon prestanka rada motora, u zraku se giba po zakonimavanjske ili raketne balistike, a u svemirskom prostoru po zakonima nebeske mehanike.

#etjelica na mlazni (reaktivni pogon kojim se razvija potisak neovisno o okolnomemediju, tj. izgaranjem goriva i oksidansa koje letjelica nosi sa sobom, raketa se moe kretati i

u vakuumu, svemiru. 0zgaranjem goriva u raketnome motoru, njegova se kemijska energijapretvara u kinetiku energija mlaza plinova, koji, izlaze!i velikom brzinom kroz sapnicumotorarazvijaju reaktivnu silaza pokretanje letjelice, ra"e(ni po/on (ra"e(ni mo(or. Depili %i&na je na dnu rakete, a rupa koja je kroz njega napravljena naziva se #apnia. "vimlazovi plinova, koji trebaju negdje iza!i, izlaze kroz tu sapnicu motora koja je jedini izlaz.

8pr. dizna je visoka *2 mm, a sapnica je iroka 2 mm, znai da je kroz ep probuena rupapromjera 2 mm. Spremnii # /orivom(ra"e(ni mo(or, te sustavi za dovod goriva op!enitozauzimaju najve!i dio vretenasto oblikovana tijela rakete. Kri!aslue za stabiliziranje letakroz atmosferu, upravljanje, sprjeavaju vrtnju rakete oko svoje osi i op!enito vrtnje poputmetka u cijevi tijekom akcije, reakcije i izgaranja goriva. 8a putanji se stabilnost rakete

postie rotacijom oko uzdune osi, nepokretnim (fiksnim ili pokretnim (sklapaju!im

aerodinamikim povrinama, tj. stabilizatorima ili mlazom plinova.
http://wapedia.mobi/hr/Kemijska_energijahttp://wapedia.mobi/hr/Kineti%C4%8Dku_energijuhttp://wapedia.mobi/hr/Kineti%C4%8Dku_energijuhttp://wapedia.mobi/hr/Sapnicu_motorahttp://wapedia.mobi/hr/Sapnicu_motorahttp://wapedia.mobi/hr/Reaktivnu_siluhttp://wapedia.mobi/hr/Reaktivnu_siluhttp://wapedia.mobi/hr/Kineti%C4%8Dku_energijuhttp://wapedia.mobi/hr/Sapnicu_motorahttp://wapedia.mobi/hr/Sapnicu_motorahttp://wapedia.mobi/hr/Reaktivnu_siluhttp://wapedia.mobi/hr/Kemijska_energija


4/37

&oliina ? jaina potiska razvijenog putem raketnog motora ovisi ponajvie od dvaimbenika 6 'r&inis kojom ispuni plinovi naputaju komoru sagorijevanja ma#itih istih ispunih plinova9rzina koju raketa moe posti!i ovisi o njezinom omjeru masa i brzini mlaza ispunih

plinova. 'aj se odnos moe najbolje prikazati slijede!om formulom ukupne promjene brzine(tzv. raketnom formulom6

gdje je6 v E brzina rakete u E brzina mlaza ispunih plinova ) E masa rakete bez goriva m E masa goriva

&ako bi raketa postigla to ve!u brzinu6 masa samog goriva (m mora biti to ve!a (gradnja vrlo velikih raketa, >C mase rakete jegorivo masa rakete bez goriva () mora biti to manja (gradnja suvremenih laganih i otpornihmaterijala brzina mlaza ispunih plinova rakete (u mora biti to ve!a (upotreba savrenijih goriva i

postupaka, te usavravanjem konstrukcije raketnih motora, suvremena raketa sa teku!imgorivom ima brzinu mlaza ispunih plinova oko =2>> m?s

1.0. NEVOENE RAKETE

3akete se po nainu upravljanja mogu podijeliti na nevoene i voene rakete.8evoeni raketni projektili imaju balistike trajektorije, projektirani su tako da lete pounaprijed odreenim balistikim trajektorijama. 8azivaju se i balistike rakete jer osnovni diosvoje putanje lete sa iskljuenim motorom pod djelovanjem poetne brzine i sile tee, tj. potzv. balistikoj krivulji. 8evoena raketa ne posjeduje sustav za voenje i upravljanje.

8evoena ili slobodna raketa se usmjerava samo pri izbacivanju. 8akon toga se poinje gibatipo zakonima vanjske balistike, a njezina putanja se tijekom leta ne moe mijenjati.Usmjeravanje pri izbacivanju pod odreenim kutom elevacije izvodi se raketnim bacaem ililansirnim ureajem koji je dio lansirne stanice. 4a pogon nevoenih raketa uobiajeno se rabimotor na kruto gorivo. $ritom motor slui samo za davanje kratkotrajnog poetnog impulsa

pri izbacivanju rakete, a njegov rad traje do nekoliko sekundi. $reciznost leta slobodne raketeje manja ukoliko je domet ve!i pa je odstupanje od tonog pogotka cilja ve!e. 4bog toga seslobodne rakete ve!eg dometa ne izrauju (najvie do 2> km. 8jihova naje!a primjena jeza meteoroloke, eksperimentalne rakete, raketni projektili, aviobombe i sl.

Slika 1.1. Konstrukcija nevoene rakete


5/37

Slika 1.2. Primjeri nevoenih raketa

1.. VOENE RAKETE

:oena raketa se, kao i slobodna, lansira raketnim bacaem koji slui samo kaooslonac za polijetanje. :oeni let rakete ostvaruje se djelovanjem upravljakih sila imomenata koji se generiraju dijelovima upravljanja letjelice u skladu sa signalima koje stvarasustav za vienje i upravljanje. 4a razliku od slobodne, na voenoj raketi se moe utjecati na

aktivni dio putanje leta (tijekom rada motora. &oncept voene rakete je nastao zbog potrebeza ostvarivanjem raketnog oruja ve!eg dometa, koje ne bi imalo veliko odstupanje od tonogpogotka, to je omogu!eno uvoenjem ureaja za daljinsko navoenje. @aljinsko voenje jenuan uvjet za ostvarenje svemirskih letova. 9udu!i da voene rakete mogu biti vrlo velikihdimenzija i teina, njihove pogonske grupe imaju veliku pogonsku snagu i due vrijeme rada.&ako bi se to ostvarilo, voene rakete velikog dometa se uglavnom grade kao viestupanjskes raketnim motorima na teku!a i kruta pogonska sredstva.:oeni let se moe ostvariti na dva naina6 !e( po pro/ramukada je od ranije poznat zakon izmjene trajektorije leta i primjenjuje sekada se raketa vodi na ciljeve sa unaprijed poznatim koordinatama !e( po unaprije% nepo&na(oj (raje"(orijikoji se ostvaruje kada se raketa vodi na cilj sa

unaprijed nepoznatim koordinatama, zakon kretanja rakete definiran je kinematikommetodom voenja kojim se kretanje rakete stavlja u funkciju kretanja cilja.Su#(av voenjapredstavlja dio koji odreuje poloaj letjelice kao materijalne toke i putanju

po kojoj se raketa mora kretati kako bi dola u zadanu toku (pogodila cilj. 'aj sustav sesastoji od ureaja za voenje koji se nalaze na komandnom mjestu F &) (kopno, brod ilizrakoplov i ureaja za voenje koji se nalaze na letjelici.Su#(av uprav!janja i #(a'i!i&aijeje dio letjelice koji osigurava njen stabilan let i GizvravazapovjediG koje dolaze u obliku signala od sustava voenja.


6/37

Slika 1.3. Pojednostavljena blok shema sustava za voenje i upravljanje

U zavisnosti od razmjetaja mjesta lansiranja i cilja rakete se konvencionalno dijele na etiriosnovne klase prema slici *.=.

Slika 1.4. Podjela vojnih voenih raketa

Slika 1.5. Podjela raketa povrina!povrina

:oene letjelice po svojoj namjeni mogu se podijeliti na slijede!e klase6* !e(je!ie mirne primjene6 avioni civilne avijacije, meteoroloke i istraivake rakete,voene viestupanjske rakete (rakete nosai1 !e(je!ie vojne primjene6 borbeni avioni, voene bespilotne letjelice, voene rakete(zemljazrak, vodazrak, zrakzemlja, zrakvoda i zrakzrak, krilaste rakete (rakete avioni

1..1. Kon#(ru"ij#"e "ara"(eri#(i"e vo3eni4 ra"e(a

"uvremena voena raketa sastoji se od sljede!ih osnovnih dijelova6 tijelo, motor,organi upravljanja, ureaji za voenje i upravljanje i korisni teret.

Slika 1.". Konstrukcija voene rakete


7/37

*. Tije!oje obino cilindrinog oblika sa koninim nosnim dijelom i povezuje sve dijeloverakete u jednu cjelinu. Unutar tijela smjeten je motor, ureaji za voenje i upravljanje i bojnaglava. 8a povrini tijela su postavljeni dijelovi upravljanja. 5snovne geometrijskekarakteristike tijela su duina, promjer i povrina poprenog presjeka.

1. Kri!aimaju rakete koje lete u atmosferi i posjeduju veliku upravljivost. 9alistike raketekoje lete van atmosfere nemaju krila, a u toku leta kroz atmosferu aerodinamike sile nastajutijelom rakete. &rilata raketa moe biti avionske sheme s jednim parom krila ili s krino

postavljenim krilima

%. +o(or treba stvarati potisak koji osigurava kretanje rakete. 5snovna karakteristikareaktivnog motora je veliina potiska. $otisak reaktivnog motora nastaje kao posljedicaistjecanja plinova sagorijevanja goriva sa velikom brzinom kroz mlaznicu na repnom dijelurakete. $o zakonu ouvanja koliine gibanja rakete brzina kretnja rakete je jednaka brzinigibanja ispunih plinova koji istjeu kroz mlaznicu.=. Dije!ovi uprav!janja Upravljake sile koje djeluju na raketu po svojoj prirodi mogu biti

aerodinamike ili plinskodinamike. @ijelovima upravljanja regulira se ukupna aerodinamkasila i?ili potisak u skladu sa signalima koji se formiraju u sustavu voenja i upravljanja. Uve!ini sluajeva za regulaciju normalne upravljake sile (komponenta ukupne sile poprenana uzdunu os rakete zahtijeva se zakret tijela obzirom na vektor brzine za odreeni kut.3adi ovog potrebno je raketi odrediti odgovaraju!i moment obzirom na teite koji se nazivaupravljaki moment. Upravljaki moment ne slui samo za regulaciju normalne sile ve! sekoristi i za odravanje potrebne orijentacije tijela rakete u prostoru tj. za njegovu kutnustabilizaciju. 4a stvaranje momenta plinsko ili aerodinamiki dijelovi upravljanja smjetajuse dalje od teita.

8aje!e se primjenjuju aero%inami5"i %ije!oviupravljanja na raketama koje lete uatmosferi npr.6a "ormi!o (ipa o"re(no/ "ri!a koriste se pri letu sa nadzvunim brzinama, imaju velikuefikasnost pri velikim brzinama

b "ormi!a ra#pore3ena na &a%njem ru'u no#e6i4 povr)ina (krila ovaj tip kormilanaje!e se sre!e kod raketa koje lete brzinama manjim od brzine zvuka, pri tim brzinamaotkloni kormila dovode do pojave sile uzgona ne samo na njihovom povrinom ve! i na

povrinom ispred njih koja nije pokretna. 4bog toga pri maloj povrini ova kormila moguimati veliku efikasnost. $ri nadzvunim brzinama leta poreme!aji izazvani otklonom kormilane prenose se naprijed, radi ega se sila uzgona stvara samo na povrinama kormila. &ormilanamijenjena za stvaranje upravljakih momenata oko uzdune osi rakete zovu se eleroni.

c in(erep(or (prekida zraka predstavlja ploicu postavljenu du ruba krila ili repanormalno na dolaze!u struju zraka. $ri pomicanju ploice u gornji ili donji poloaj nastaje silauzgona odgovaraju!eg smjera. $rednost interceptora je to ne postoji moment koji stvara silauzgona kormila obzirom na osovinu okretanja kormila (arnirni moment i kao posljedica toga

je jednostavno upravljanje interceptorom. 8edostatak interceptora je veliki otpor.d "ormi!a i e!eroni na "raju U ovom sluaju kormila ili eleroni ine samo dio repa ili krila,no oni nisu na zadnjem rubu, ve! na krajevima ovih povrina. 5vakva kormila imaju ve!uefikasnost pri velik brzinama. &ao nedostatak ovih kormila moe se navesti konstruktivnateko!a razmjetaja leaja osovina oko kojih se kormila kre!u i pogona kormila ako se ima uvidu mala debljina repa ili krila.e ro!eroni su specifini ureaji za kutnu stabilizaciju oko uzdune osi rakete koji se

postavljaju na krilima ili stabilizatorima. 5ni su u biti eleroni u kojima su montirani masivninazubljeni diskovi rotori. 3otor jednim svojim krajem malo izviruje iz okvira elerona radi


8/37

zaleta dolaze!om strujom zraka. 4a razliku od elerona roleroni nemaju pogon za upravljanje.$ri rotaciji rakete oko uzdune osi na rotore djeluje giroskopski moment koji otklanjarolerone u suprotne strane tako da se stvara aerodinamiki moment koji se suprotstavljaokretanju rakete. 8a taj nain roleroni pove!avaju popreno priguenje rakete, smanjuju!i

pritom kutnu brzinu valjanja izazvanu razliitim poreme!ajima. 3aketa s roleronima okre!e se

znatno sporije nego raketa bez rolerona.

Slika 1.#. $erodinami%ki dijelovi upravljanja

P!in#"o%inami5"i %ije!oviupravljanja koji se naje!e sre!u su sljede!i6a p!in#"a "ormi!a 5vakva kormila su relativno jednostavne konstrukcije. 8jihovaefikasnost linearno je vezana s kutom otklona (pri HI1> >. $rednost plinskih kormila je to

putem diferencijalnog upravljanja mogu!e je stvoriti ne samo momente uzleta i skretanja , ve!i momente valjanja. 8edostatak predstavlja veliki eoni otpor koji je ekvivalentan smanjenjusile potiska motora za %2C i brzo izgaranje, posebno u struji raketnog motora na kruto gorivokoji sadri krute estice

b %e7!e"(orisu prstenovi postavljeni oko presjeka mlaznice koji se otklanjaju u odnosu najednu ili dvije meusobno okomite osi. &ako deflektor stupa u kontakt sa strujom samo priotklonu od neutralnog poloaja, to njegovo izgaranje je neznatno. Jarnirni momentideflektora su manji, meutim u usporedbi sa plinskim kormilima deflektori su manjeefektivni. 5sim toga, zavisnost upravljakog momenta od kuta otklona deflektora imanelinearni karakter.c po"re(ni na/!avi m!a&niasu specijalan sluaj deflektora. 8aglavci su efikasniji, ali pri

njihovom otklonu nastaju veliki arnirni momentid &a"re(ni mo(ori 5vakav nain stvaranja upravljakih sila sa uspjehom se moeprimijeniti za rakete na teku!e gorivo. &omora raketnog motora kardanski se vee tako da semoe zakretati. $ri otklonu komore u bilo kojoj ravnini zajedno s njom otklanja se i plinskastruja i vektor sile potiskae &a"re(ne m!a&nie 5tklon struje plina pri nepokretnoj komori moe biti ostvarenotklonom mlaznice ili njenog dijela. U ovom sluaju potrebno je dobro hermetiki zatvoritispoj pokretnog i nepokretnog dijela mlaznice jer se radi u uvjetima visokih pritisaka itemperatura.f u'ri&/avanje u m!a&niu Ubrizgavanje tenosti unutar mlaznice kroz njen boni zidtakoer je mogu!e dobiti otklon struje plina i nastajanje upravljakog momenta. $rednost

ovog naina je nepostojanje pokretnih elemenata motora ili njegove mlaznice.


9/37

g #(ruja "ormi!a ;ore ukazani nedostaci izbjegnuti su tzv. sustavom strujnog upravljanja.U tom sluaju upravljaki momenti obzirom na sve tri osi stvaraju se pomo!u nekoliko

pomo!nih mlaznica (strujna kormila, koja su maksimalno udaljena od teita. "trujnakormila rade u impulsnom reimu, premda u principu se moe osigurati i kontinuirani reimrada

Slika 1.&. Plinskodinami%ki dijelovi upravljanja

2.8 Kori#ni (ere( odreen je namjenom rakete. 8a istraivakim raketama korisni teretpredstavljaju instrumenti razliite namjene. 8a bojnim raketama korisni teret je bojna glava

K. Ure3aji &a vo3enje i uprav!janje "ustav voenja i upravljanja predstavlja skup ureajakoji osiguravaju kretanje rakete po trajektoriji koja je dovoljno bliska kinematikoj(potrebnoj trajektoriji. U sustavu voenja i upravljanja ulazi sustav voenja koji upravljakretanjem teita rakete i sustav stabilizacije koji upravlja kretanjem obzirom na teite."ustav stabilizacije se izvodi u obliku posebnih blokova i cijeli se razmjeta na raketi.$riprema za start i let voene letjelice do izvrenja cilja moe se razviti na sljede!e etape6$rva etapa F upravljanje startom (do poetka kretanja, u zadatak ove etape ulaze slijede!eaktivnosti6

otkrivanje cilja, ako se cilj kre!e, ili pokazivanje cilja, ako je njegov poloaj odranije poznat

odreivanje koordinata cilja ili zaokret lansirna rampe u potrebnom smjeru ili

uvoenje programa leta u ureaje na raketi predstartna provjera osnovnih agregata rakete (motora, sustava za opskrbugorivom, ureaja za stabilizaciju i upravljanje

start rakete koji ostvaruje ovjek zatvaraju!i kolo za ukljuivanje motora@ruga etapa upravljanje letom (voenje, u ovoj etapi osnovni je zadatak vriti sustavvoenja i upravljanja

izvoenje na trajektoriju usmjeravanjem lansirnih rampi u potrebnom smjeru ili privertikalnom startu pomo!u poststartnog skretanja rakete

upravljano pribliavanje cilju po ranije fiksiranoj ili promjenjivoj u vremenutrajektoriji, za balistike na aktivnom dijelu, za krilate utoku cijelog leta

kretanje na pasivnom dijelu trajektorije balistike rakete ili u granicama mrtve

zone upravljanja krilate rakete tj. kada zbog blizine rakete i cilja ili nije mogu!e


10/37

dobivanje informacija o koordinatama, ili nijue mogu!e upravljanje objektom zbognjegove inercije

're!a etapa upravljanje aktiviranjem bojne glave, u zavisnosti od karaktera cilja i svojstvarakete aktiviranje moe biti kontaktno (tj. udar u cilj ili diskontaktno (tj. po komandi odupaljaa

"lika *.. $rimjeri voenih raketa zrakzrak 7alcon

1.9. VRSTE PO:ONSKI; +OTORA I :ORIVA

"uvremene rakete pogone se reaktivnim pogonima. 5vi motori koriste silu direktnereakcije struje gasova za pokretanje rakete, te nije potreban poseban pokreta radi odbacivanjamase zraka unazad kao kod klipnih motora s elisom. $rodukti sagorijevanja neposrednodjeluju na unutranje povrine motora silom koja je suprotna po smjeru struje plinova koji seizbacuju iz motora. 5snovne karakteristike reaktivnog motora su veliina potiska $ (8 ispecifini impuls ili potisak $sE$?m gdje je m protok goriva u sekundi. 3eaktivni motori

mogu se podijeliti u dvije grupe 6 mlazni motor (turbomlazni, stratoreaktori, pulziraju!ireaktivni motori

raketni motori3aketni motori za stvaranje struje plinova koja se formira u komori ne koriste

atmosferski zrak. 4bog toga raketni motori stvaraju potisak kako u zranoj sredini tako i ubezranom prostoru. U raketnim motorima mogu!e je koristiti tri oblika energije6 kemijska,elektroreaktivna i nuklearna.

Slika 1.1'. Podjela raketnih motora


11/37

&emijski raketni motori dijele se na6 *. raketni motori na vrsto gorivo 1. raketni motori na teku!e gorivo %. hibridni motori (koriste teku!e i vrsto gorivo3aketni motori na kemijsko gorivo imaju nekoliko puta ve!i protok goriva na *8 potiska uusporedbi s zranoreaktivnim motorima.

"lika *.**. 3aketni motor

@ananje rakete za svoj pogon naje!e koriste dvije glavne vrste goriva6 (e"u6e i

"ru(o.Ra"e(e # (e"u6im /orivomimaju bolji specifini impuls (potisak po jedinici mase goriva odraketa s krutim gorivom, jer je brzina istjecanja mlaza njihovih ispunih plinova via. 8jihove

je motore nakon pokretanja mogu!e regulirati, ugasiti i ponovno pokrenuti. 9udu!i da samokomora izgaranja mora podnositi visoke tlakove i temperature, te s obzirom da suvremenerakete na teku!e gorivo za utrcavanje goriva koriste snane turbopumpe, spremnici gorivamogu biti tanji i laki.;lavni nedostaci raketa s teku!im gorivom su u njihovoj ve!oj kompleksnosti, vioj cijeni (neraunaju!i koristan uinak, te ekstremnoj hladno!i teku!ih goriva i toksinosti nekih od njih,zbog ega su potrebne posebne pripreme za lansiranje.


12/37

Slika 1.12. Shema raketno( motora na teku)e (orivo

Ra"e(e # "ru(im /orivom imaju ve!i potisak od raketa s teku!im gorivom, zahvaljuju!iutroku ve!e mase goriva u jednakom vremenu. & tome, kru!a su goriva mnogo gu!a, paimaju manji volumen po jedinici mase, to sve skupa povoljno utjee na smanjenje otporazraka, posebno pri letu kroz gu!e slojeve atmosfere. 0z tih razloga, mnoge orbitalne rakete u

prvim fazama leta koriste snane pomo!ne rakete s krutim gorivima (tzv. boostere.;lavni su nedostaci raketa s krutim gorivom to to je gotovo itava raketa komorasagorijevanja. 'o pove!ava njenu masu bez goriva, pa za koristan teret ostaje vrlo mali udio.

3akete s krutim gorivom teko je regulirati ili ugasiti prije nego to nestane goriva, a ukolikou gorivu nastanu pukotine moe do!i do eksplozije. 3akete s krutim gorivom takoerpredstavljaju znatan rizik rukovanja na zemlji, jer jednom kada se napune gorivom, ostajunapunjene i u sluaju nesre!e mogu se zapaliti i eksplodirati.

Slika 1.13. Shema motora na kruto (orivo


13/37


14/37

film hlaenje, odnoenjem topline putem troenja i isparavanja materijala stjenke komoreizgaranja (ablativno hlaenje, te izraivanjem topline sa vanjske povrine komoresagorijevanja i manje optere!enog nastavka sapnice motora (radijativno hlaenje.

Slika 1.14. *ansiranje Space!Shuttle!a


15/37

2. JEDNAD@=E KRETANJA VOENI; ,ETJE,ICA

Kor%ina(ni #u#(avi

$ri analizi kretanja letjelica, a takoer i prilikom rjeavanja razliitih problemavoenja i upravljanja koriste se odgovaraju!i koordinatni sustavi. 5bino se koristedesnokretni kordinatni sustavi koji su izabrani tako da problem koji se opisuje ima to

prikladnije matematike jednadbe za rijeavanje."vi koordinatni sustavi koji !e biti definirani u nastavku teksta, mogu imati poetak na

letjelici (obino u teitu kojeg !emo oznaiti slovom $ i izvan letjelice ( na zemlji, brodu,avionu kojeg oznaavamo slovom 5. &oordinatne osi oznaavamo malim slovima Q i, Ai, zi.

0ndeks GiG u konkretnom sluaju oznaava prvo slovo naziva koordinatnog sustava

osim u nekim izuzetcima.

slika *. $oloaj i stav letjelice u prostoru;eodetski, sferni, upravni, balistiki i dinamiki koordinatni sustav

De7iniije "oor%ina(ni4 #u#(ava

:eo%e(#"i "oor%ina(ni #u#(av : >OB // &/8

0ma poetak u bilo kojoj toki na povrini zemlje, a obino je to toka starta rakete.5s Qgobino se usmjerava u pravcu leta, os Agusmjerena je vertikalno prema gore, a os z gnormala je na ravninu 5 QgAg i usmjerena tako da sa Qgi Agini desni trokut.

;eodetski sustav, zanemaruju!i rotaciju zemlje, moe se smatrati inercijalnim i koristise za odreivanje koordinata teista, odnosno trajektorije leta.Mko se poetak ovog sustava postavi na rakeri, a osi ostave paralelne osima s poetkom na

zemlji tada dobijemo geodetski sustav vezan za raketu i oznaavati !emo ga sa ; ($L Qo,Ao, zo.


16/37


17/37

slika 1. $oloaj kinematikog i slika %. Merodinamiki i dinamiki

aerodinamockog sustava u odnosu koordinatni sustavna geodetski

Aero%inami5"i "oor%ina(ni #u#(av A >PB Qa, Aa, za8

0ma poetak u teitu letjelice. 5s Qazove se brzinska os i usmjerena je du vektorabrzine letjelice obzirom na strujanje zraka. 5s Aa zove se os sile uzgona, a smjetena je uravnini simetrije letjelice i normalna je na Qaos. 5s zazove se bona os i ona ini desni trokutsa prve dvije.

9rzina letjelice razlikuje se od brzine obzirom na geodetski sustav za brzinu strujanja

zraka. $oloaj aerodinamikog obzirom na geodetski koordinatni sustav odreena je s trikuta< V Yi Xc.5vaj se sustav jo naziva i brzinski.$oloaj dinamikog u odnosu na aerodinamiki sustav odreen je kutevima6 Zupadni

kut, [kut klizanja. &utevi Z i [ odreuju poloaj tijela rakete u struji zraka, a o njima ovise iaerodinamike sile koje djeluju na raketu.

Si!e i momen(i "oji %je!uju na ra"e(u

8a letjelicu u toku leta djeluje glavni vektor sila koji predstavlja zbroj aerodinamikih

sila7, sile potiska raketnog motora$ i sile tee;.;lavni vektor vanjskih sila obino ne djeluje u teitu te se kao posljedica toga javljaglavni moment vanjskih sila za teite. 5bzirom da sila tee ; ne stvara moment, on nastajeuslijed aerodinamike sile i sile potiska, ukoliko potisak ne lei na pravcu koji prolazi krozteite.

Aero%inami5"a #i!a i aero%inami5"i momen(

Merodinamika sila 7 i aerodinamiki moment ) nastaju kao posljedica meusobnog

djelovanja letjelice i zrane sredine. U op!em sluaju 7 i ) ovise o brzini letjelice :, gusto!izraka \E\(N, gdje je Nvisina leta


18/37

slika =. "hema sila i momenata koji djeluju na raketu

Si!a po(i#"a ra"e(no/ mo(ora

"ila potiska $ stvara se raketnim motorom i njena vrijednost odreena je formulom6 $E$o](popN"igdje jeL poatmosferski pritisak na povrini zemlje pNpritisak na visini N "ipovrina izlaznog presjeka mlaznice

dok je $opotisak na povrini zemlje odreen relacijom

$oE^m^U ? g ] (pi po "

gdje jeL ^m^protok goriva u sekundi Ubrzina istjecanja plinova iz mlaznice gubrzanje sile tee

pipritisak plinova u izlaznom presjeku mlaznice$rirast potiska motora sa pove!anjem visine pri jednom te istom protoku goriva u sekundi nijevelik i iznosi *>*1C od $o.

Si!a (eHe

"ila tee povezuje masu rakete sa ubrzanjem sile tee te se pri letu rakete na aktivnomdijelu putanje postepeno smanjuje zbog izgaranja goriva.4a bilo koji moment vremena sila tee se odreuje po formuli6

;E;o _^m (t^ dt

gdje jeL ;opoetna teina tvrijeme rada motora


19/37

3. SUSTAVI STABILIZACIJE I UPRAVLJANJA

*.1. Pojam i o#novni &a%ai #u#(ava #(a'i!i&aije i uprav!janja

5p!e kretanje letjelice moe se podjeliti na6 kretanje teita (promjena poloaja i okretanje

oko teita.U skaldu s tim zadatak upravljanja letom djeli se na dva djela6

*. Upravljanje kretanjem teita (upravljanje poloajem tj. promjena veliine i smjeravektora brzine i1. Upravljanje kutnim kretanjem oko teita

"kup ureaja koji su namjenjeni za omoguavanje susreta letjelice s ciljem ili omoguavanjeleta po unaprijed zadanoj putanji zove se sustav voenja i upravljanja ili sustav upravljanjaletom.

"ustav upravljanja letom sastoji se iz6*. "ustav stabilizacije ( stabilizacija i upravljanje kutnim kretanjem letjelice 1. "ustav voenja ( upravljanje kretanja teita letjelice ili upravljanje poloajem.

Su#(av #(a'i!i&aijeobino podrazumijeva sustav automatskog upravljanja koji se sastoji izletjelice kao objekta upravljanja i upravljakog ureaja (autopilota koji je namjenjen zastabilizaciju, tj. ouvanje potrebnog kutnog poloaja ili odreenog kutnog kretanja.

sastav autopilota ine6 senzori za mjerenje kuta, kutnih brzina i normalnih ubrzanja,korekcioni i raunski elementi za obradu informacija i servomehanizmi za pokretanje krila

letjelice.Su#(av vo3enja i uprav!janjaine grupa ureaja koji su dijelom na letjelici, a dijelom vannje koji zadaju zakon kretanja teita letjelice i let po tom zakonu putem odgovaraju!eizmjene normalnih i tangencionalnih sila. @a se ostvari voenje potrebno je mjenjati vektor

brzine.&ako je vektor brzine u prostoru odreen s 1 koordinate tako je za voenje letjelice nuno idovoljno da se sustav voenja sastoji iz dva kanala.

"ustav voenja i upravljanja formira signale voenja na osnovu informacija o kretanju cilja irakete koje dobiva pomo!u svojih ureaja (lokatora, predaje signale voenja na letjelicu (ako

se prethodna funcija vri van nje i pretvara signale voenja u normalne upravljake silepomo!u sustava za upravljanje normalnim silama.

4a letjelice koje lete u atmosferi normalne upravljake sile se obino stvaraju zakretom tjelaletjelice u odnosu na vektor brzine. U ovom sluaju dva kanalasustava za stabilizaciju sustrukturni elementi sustava voenja. 're!i kanal sustava za stabilizaciju (valjanja je obinoautonoman, on stabilizira kut ili kutnu brzinu valjanja izazvanu poreme!ajima.


20/37

8a slici se moe vidjeti op!a blok shema sustava stabilizacije i upravljanja

*.2. Au(opi!o( o#novni e!emen(i i &a"oni uprav!janja au(opi!o(a

*.2.1. Au(opi!o(Mutopilot omoguuje stabilizaciju rakete i upravljanje njenim letom neposredno djeluju!i naelemente upravljanja.&ako je orijentacija rakete u prostoru odreena s tri kuta (V, Y, X tako autopilot moraukljuivati tri kanala stabilizacije i upravljanja6 kanal skretanja, propinjanja i valjanja.4a stabilizaciju rakete i poboljanje dinaminih svojstava sustava upravljanja na autopilot sesa rakete dovode dopunski signali upravljanja koji se dobivaju s osjetilnih elemenataautopilota.5vi signali opisuju veliine i brzine izmjene kuteva skretanja, uspona i valjanja, linearnihubrzanja teita itd...

Mko se za upravljanje letom ne koristi kanal valjanja onda se ostvaruje samo stabilizacija povaljanju, ne i upravljanje.

5tklon elemenata upravljanja rakete ( krila dovodi do stvaranja normalnih, upravljakih silakoje mjenjaju smjer leta rakete.

U sastav autopilota ulaze6 mjerni elementi slue za dobivanje informacija o letu korekcioni i raunski elementi F slue za transformaciju i obradu informacija pojaivaki ureaji F slue za pojaavanje signala po snazi za normalan rad motora izvrni elemnti (motori F slue za pokretanje krila

*.2.2. +jerni e!emen(i au(opi!o(a

@jele se na dvije osnovne grupe6 *. mjerai parametara kutnog kretanja letjelice i1. mjerai kretanja teita letjelice


21/37

%.1.1.* S!o'o%ni > (ro#(upanj#"i 8 Hiro#"op

&oristi se za mjerenje kuteva V, Y, X

$rijenosna funkcija6*1(

(11(

++

==

s+s+

K

s

s,s(

s( s(s(s(

s(s-

4bog malih tipinih vrijednosti parametara prijenosna funkcija se moe zamjenitikonstantom

;sg(s E &sg , sg F slobodni giroskop

*.2.2.2 =r&in#"i >%vo#(upanj#"i 8 @iro#"op

&oristi se za mjerenje apsolutne kutne brzine, zavisno kako se postavi moemjeriti kutnu brzinu uspona (kuta Y , skretanja (kuta V ili valjanja (kuta X


(

11(++

==s+s+

sK

s

s,

d(d(d(d(

d(d(s-

4bog malih tipinih vrijednosti parametara prijenosna funkcija se moe zamjeniti

;dg(s E &dg` s , dg F dvostupanjski giroskop

*.2.2.* A"e!erome(ar i!i %ava5 !inearni4 u'r&anja

$redstavlja mehaniki sustav s masom i slui za mjerenje linearnih ubrzanja


(

11(++

==s+s+

K

sa

s,

dudududu

du

.a

dus-

4bog malih tipinih vrijednosti parametara prijenosna funkcija se moe zamjeniti konstantom

;du(s E &du , du dava ubrzanja

*.2.*. Servome4ani&mi &a po"re(anje "ri!a

8amjena ovih ureaja je da na osnovu signala od osjetilnih elemenata, signala voenja isignala s povratnih veza stvore odgovaraju!e otklone upravljakih organa F krila letjelice.

"ervomehanizam mora imati to ve!u brzinu odziva i omoguiti namjetanje krila upotrebnim granicama. U raketama se koriste elektrini, hidraulini, gasni i pneumatskiaktuatori.4a poboljanje svojstava pogona krila primjenjuje se6

povratna veza po kutu otklona krila ( poziciona ili kruta povratna veza ipovratna veza po kutnoj brzini ( brzinska povratna veza


22/37

"ignal krute povratne veze dobiva se s potenciometarskog davaa kuta zakreta krilai on uveava brzinu pogona.

"ignal brzinske povratne veze skida se s tahogeneratora i on uve!ava priguenje.

$ribline analize sustava upravljanja rakete omogu!avaju da se servopogon smatrabezinercionim u usporedbi s drugim elementima sustava.

*.2.-. Za"oni uprav!janja au(opi!o(a

"trukturne karakteristike autopilota kao sustava automatskog upravljanja ocjenjuju senjegovim zakonom upravljanja.$od zakonom upravljanja autopilota podrazumjeva se zavisnost izlaznog signala izvrnogelementa (aktuatora od signala na njegovom ulazujednadba kretanja autopilota

4avisno o linearnosti funkcije autopilot moe bit linearan i nelinearan.4avisno o obliku filtera u povratnoj vezi mogu se dobiti razliiti zakoni upravljanja,a time i autopiloti6 statii i astatiki

*.*. S(a'i!i&aija va!janja

"ustav za stabiliziranje valjanja primjenjuje se za stabilizaciju kuta ili kutne brzine valjanja.

&od osno simetrinih letjelica s @escartesovim upravljanjem, posebno kod daljinski voenihraketa potrebno je stabilizirati kut valjanja radi razdvajanja kanala upravljanja.

&od polarnog upravljanja potrebno je kut X mjenjati u skladu s nekom naredbom.

&od samovoenih raketa nije potrebno stabilizirati kut X zbog toga to se voenje vri usustavu koordinata vezanih za raketu, ali treba ograniit kutnu brzinu valjanja da se smanjiutjecaj unakrsnih veza meu kanalima upravljanja.

"tabilizacija kuta valjanja moe se izvesti pomo!u sustav koji u svom sastavu ima slobodni

iroskop valjanja, a kutna brzina valjanja se moe stabilizirati primjenom brzinskogiroskopa.


23/37

*.*.1. Su#(av &a #(a'i!i&aiju "u(a va!janja

"trukturna shema sustava za stabilizaciju kuta valjanja sastavljena je na osnovu prijenosne

funkcije rakete po valjanju i jednadbe kretanja autopilota po valjanju

*.-. S(a'i!i&aija "u(ne 'r&ine u#pona

"ustav za stabilizaciju kutne brzine uspona se sastoji od rakete kao objekta upravljanja,servomehanizma za pokretanje krila, pojaala i brzinskog iroskopa.

U sluaju bezinercionih elemenata autopilota sustav se moe prikazati na slici6

'akav sustav se primjenjuje u sustavima stabilizacije i upavljanja kao petlja za formiranjeprigunih momenata i prema tome za poboljanje kvaliteta prijelaznog procesa.

Desto se naziva petlja priguenja ili demfer.'akav sustav se primjenjuje i po kanalima skretanja i valjanja.

*.0. S(a'i!i&aija i uprav!janje norma!nim u'r&anjem

4a poboljanje kvalitete procesa upravljanja u zakon upravljanja autopilota uvode se signalipo kutnoj brzini i po normalnom ubrzanju. "trukturna shema takvog sustava se moe vidjetina slijede!oj slici pri emu je zanemarena inercija servopogona, brzinskog iroskopa iakcelerometra.


24/37

$rijenosna funkcija ima oblik

*111*(

++

=s+s+

K

, eee

e

.a

v

"lijedi da se sustav autopilot raketa moe priblino predstaviti oscilatornim krugom svremenskom konstantom i koeficijentom priguenja. $ovratne veze mjenjaju dinamikasvojstva rakete."pecijalno, odgovaraju!im izborom pojaanja povratnih veza moemo podesiti optimalnikoeficijent priguenja i pove!ati odziv sustava.

4bog toga u niz sluajeva pribline analize sustava voenja visoko manevarskih raketamoemo smatrati krug autopilotraketa bezinercionim u usporedbi s ostalim krugovimasustava voenja.

5vaj sustav je tipian za daljinski voene i samovoene rakete i identian je za kanaleskretanja i uspona.

*.. Uprav!janje "u(om u#pona"trukturna shema sustava stabilizacije i upravljanja kutom uspona je prikazana na sljede!ojslici6

4anemarujui inerciju ove petlje dobivamo prijenosnu funkciju zatvorenog sustava6

*(

((

+==

+s

K

s,

s

,vzadvzad

s

'akav sustav se moe iskoristiti pri stabilizaciji horizontalnog leta avionraketa i uautonomnim sustavima programskog izvoenja raketa na balistiku putanju.

$rogramski signali se mogu davati u vidu napona na ulaz servomehanizma ili mehanikimzakretom rama slobodnog iroskopa.

-. SUSTAVI VOENJA


25/37

-.1. Sa#(av #u#(ava &a vo3enje i uprav!janje

"ustav voenja i upravljanja upravlja letom rakete i njenom orijentacijom i sastoji seod dva dijela6

sustav voenja

sustav upravljanja i stabilizacije

Su#(av vo3enjapredstavlja dio koji odreuje poloaj letjelice kao materijalne toke iputanju po kojoj se letjelica mora kretati kako bi dola u zadanu toku (pogodila cilj. 'ajsustav se sastoji od ureaja za voenje koji se nalaze na komandnom mjestu F &) (kopno,

brod ili zrakoplov i ureaja za voenje koji se nalaze na letjelici.

Su#(av uprav!janja i #(a'i!i&aije je dio letjelice koji osigurava njen stabilan let iGizvrava zapovjediG koje dolaze u obliku signala od sustava voenja.

Sl. 4.1. Pojednostavljena blok shema sustava za voenje i upravljanje

"ustavi voenja i upravljanja obino se dijele prema tipu sustava voenja. 5vo seobjanjava time to su sustavi stabilizacije u ve!ini bespilotskih letjelica slini.

"vi sustavi voenja prema tome da li primaju bilo kakvu infromaciju za voenjeizvana ili ne, mogu se podijeliti na dva osnovna tipa6

* autonomni sustavi voenja1 neautonomni sustavi voenja@aljna klasifikacija prema odreenim osobnostima sustava moe se napraviti prema

slici6

Sl. 4.2. Klasi/ikacija sustava voenja

-.2. AUTONO+NI SUSTAVI VOENJA


26/37

Mutonomni sustavi voenja u procesu leta letjelice ne dobivaju nikakvu informacijuniti od cilja niti od komadnog mijesta, niti od bilo kakvog drugog izvora infromacija i toobjanjava naziv ovih sustava. $oloaj cilja obzirom na povrinu zemlje smatra se poznatim."vi ureaji za voenje nalaze se na letjelici i pomo!u njih se odreuje poloaj letjelice sobzirom na zemlju, izraunavaju se otkloni od zadane trajektorije leta i u skladu s ovim

otklonima formiraju se signali voenja. $rogramom se zadaje ne samo trajektorija ve! iugaoni poloaj (stav, orijentacija letjelice.

Mutonomni sustavi nalaze iroku primjenu na avionima i skoro na svim tipovimaraketa za stabilizaciju parametra po ranije zadanom programu. $rednost im je njihova dobrazati!enost od smetnji i mogu!nost voenog leta na velike udaljenosti.

"ustavi autonomnog voenja razlikuju se po nainima mjerenja parametara kretanja iu skladu s tim dijele se na inercijske, giroskopske, astronacigacijske, sisteme voenja pozemaljskim orjentirima, radiotehnike i kombinacijske.

-.*. NEAUTONO+NI SUSTAVI VOENJA

4a razliku od autonomnih, neautonomni sustavi voenja imaju ureaje za dobivanjeinfromacija o poloaju cilja i prema tome mogu mijenjati tijekom leta trajektorije letjelice uskladu sa kretanjem cilja, odnosno, koordinate cilja slue kao etalonske varijable za sustavivoenja.

8eatonomni sustavi voenja prema mjestu razmjetaja ureaja za dobivanjeinfromacije o cilju i formiranje signala voenja mogu se podijeliti na tri osnovne grupe6

*. sustavi voenja na daljinu1. sustavi samovoenja%. kombinirani sustavi

-.*.1. Su#(avi vo3enja na %a!jinu

U ovim sustavima za formiranje signala voenja koristi se infromacija od izvora kojise nalaze izvan letjelice tj. sa komadnog mijesta koje se nalazi na zemlji, brodu, avionu itd.5vi sustavi zavisno od naina i mjesta formiranja signala voenja mogu se podijeliti na6

a komadni sustavi voenja 0 i 00 tipa

b sustavi voenja po snopu sa jednim ili dva snopa.@aljinsko voenje naziva se upravljanje raketom koje se ostvaruje sa komadnog

mijesta. 5vo upravljanje moe se ostvarivati pomo!u ruice za upravljanje koju pokre!eoperator ili potpuno automatski.

'rajektorija daljinskog voenja od ranije nije poznata ve! se odreuje u toku letazavisno od kretanja cilja. "mjer kretanja daljinsko voene letjelice odreen je metodomdaljinskog voenja.

"ve metode daljinskog voenja koje odreuju meusobni poloaj triju toaka6

komadno mijesto (>, letjelica (p, cilj (c, mogu se podijeliti u dvije grupe6


27/37

*. )etoda pokrivanja cilja koja zahtijeva zadovoljavanje uvjeta E R cF R p E >.U ovom sluaju letjelica se uvijek treba nalaziti na pravcu oc (na liniji viziranja cilja odakle

je ova metoda i dobila naziv.

1. )etode daljinskog voenja s pretjecanjem F kod ove metode letjelica se vodi u

toku pretjecanja (trenutnu toku susreta. 5vim se postie ispravljanje trajektorije du kojese od rakete zahtijevaju manje vrijednosti normalnih ubrzanja i njihova sporija izmjena uvremenu, a time se postiu manje pogreke voenja. 'renutna toka susreta se izraunava naosnovu izmjerenih koordinata cilja i rakete zbog ega je potrebno dosta sloeno raunalo.

Sl. 4.3. Sustav voenja na daljinu

-.*.2. Su#(avi #amonavo3enja

U sustavima samonavoenja ureaji za voenje koji se nalaze na raketi dobivajuinfromaciju neposredno od cilja. 4a samonavoenje se koristi energija zraenja koja dolazi od

cilja ka raketi i ona moe biti energija radiovalova zraenih ili reflektiranih od cilja,svjetlosnih ili 0- zraka itd.

4avisno od karaktera koritene energije samonavoenje moe biti6 radarsko,infracrveno, svjetlosno ili akustino.

U zavisnosti od mjesta razmjetaja primarnog izvora energije zraenja samonavoenjese dijeli na6 pasivno, aktivno i poluaktivno.

$ri pasivnom samonavoenju energija se stvara izvorima koji se nalaze na cilju iliprirodnim ozraivaima (suncem, mjesecom itd.. $rema tome pri pasivnom samonavoenju

energija se dobiva bez specijalnog ozraavanja cilja energijom bilo kakvog vida.


28/37

Sl. 4.4. Pasivno samonavoenje

$ri poluaktivnom samonavoenju cilj se ozraava primarnim izvorom energije koji senalazi izvan rakete i izvan cilja. 5bino se ovaj izvor razmjeta na komandnom mjestu. 4asamonavoenje se koristi reflektirana energija od cilja.

Sl. 4.5. Poluaktivno samonavoenje

$ri aktivnom samonavoenju cilj se ozraava primarnim izvorom energije koji sepostavlja na raketi, a za samonavoenje koristi se reflektirana energija od cilja.

Sl. 4.". $ktivno samonavoenje

-.*.* Kom'inirani #u#(avi vo3enja

Desto radi iskoritenja prednosti jednih i drugih sustava a u smislu pove!anja taktikotehnikih zahtjeva koji se postavljaju pred sustav, u prvom redu pove!anje daljine upravljanja


29/37

i tonosti voenja, vri se kombinacija razliitih sustava voenja. "ustavi se mogu ukljuivatiredno ili paralelno. U sluaju rednog ukljuivanja na razliitim etapama kretanja letjelice

primjenjuju se razliiti sustavi voenja. U sluaju paralelnog ukljuivanja razliiti sustavivoenja koriste se istovremeno.

Deste su sljede!e kombinacije izmeu sustava daljinskog voenja i sustava samonavoenja6 komadno voenje na poetnom dijelu, a samonavoenje na zavrnom dijelutrajektorije,

voenje po snopu na po!etnom dijelu, a samonavoenje na zavrnom dijelutrajektorije.

$ri kombiniranju autonomnih sa neautonomnim sustavima razlozi kombiniranja su istikao u prethodnom sluaju. 8aje!e se kombiniraju autonomni ssustavi (obino inercijski sasustavima samonavoenja. )eutim, mogu!e su kombinacije i sa sustavima voenja nadaljinu. 8a primjer migu!a je kombinacija6

autonomno voenje na poetnom dijelu trajektorije, komandno voenje na

srednjem dijelu i samonavoenje na zavrnom dijelu voenja.

-.-. Opi# #u#(ava vo3enja na %a!jinu

-.-.1. Za4(jevi na pe(!ju vo3enja

"ustava voenja predstavlja zatvoreni sustav automatskog upravljanja. 5n rjeava dvaosnovna zadatka6 na osnovu infromacije o koordinatama i parametrima kretanja cilja odreujezakon kretanja teita rakete i titi njezin let po tom zakonu putem izmjene veliine normalnihupravljakih sila (sile uzgona i sile klizanja. U petlju sustava voenja kao jedan dio ulazisustav stabilizacije (sustav autopilotraketa koji je namijenjen za ouvanje potrebnogugaonog poloaja ili ugaonog kretanja rakete. 5bjekt upravljanja sustava stabilizacije isustava voenja u cjelini predstavlja raketa. $etlja voenja zatvara se preko tzv. kinematikogkola koje uspostavlja vezu izmeu parametara kretanja rakete i cilja.

4a dobivanje potrebne tonosti voenja rakete neophodno je zadovoljiti sljede!ezahtjeve6

*. "tabilnost kretanja rakete kao objekta upravljanja na svim etapama leta. "ustavvoenja iji se prijelazni proces priguuje poslije djelovanja poreme!aja koji se ga

izazvali naziva se stabilnim, aukoliko se proces ne priguuje tada je sustavnestabilan. $ri voenju rakete petlja voenja treba osigurati kretanje rakete pokinematikoj trajektoriji kada na petlju djeluju kako regularne tako i sluajne

pobude.

1. :isoka kvaliteta prijelaznog procesa na svim etapama i reimima leta rakete.&valiteta prijelaznog procesa karakterizira se oblikom krivulje prijelaznog

procesa, tj. brzinom priguenja prijelaznog procesa, relativnom veliinompreskoka itd.

%. @ovoljno stabilni i visoki koeficjent pojaanja otvorene petlje voenja . &oeficjent

pojaanja petlje voenja je odnos izlazne veliine prema ulaznoj veliini sustava


30/37


31/37

5vdje !e biti formirana strukturna shema sistema samovoenja metodom proporcionalnenavigacije. 3azlog za to je to se ovi sustavi naje!e koriste za gaanje zranih ciljeva priemu metoda proporcionalne navigacije je posebno dobra za tehniku realizaciju i najbolja prigaanju brzih ciljeva.

U sluaju metode proporcionalne navigacije lokator cilja (#- predstavlja prate!i koordinatorcilja koji mjeri kutnu brzinu linije viziranja cilja ( i ponekad brzinu priblienja rakete i cilja

( .

1.1. &08)M'0D&


32/37

4a susret rakete i cilje potrebno je ispuniti dva uvjeta6 i

$rvi uvjet je uvijek zadovoljen ukoliko je to se moe dokazati, a drugi uvjet se

osigurava sustavom samovoenja koji funkcionira tako da kutnu brzinu linije viziranja uprocesu samovoenja svodi na nulu.0zraz za poetnu vrijednost kutne brzine linije viziranja6

(/$oetni kut lansiranja ili poetni kut preticanja kojim se osigurava da poetna vrijednost kutne

brzine linije viziranja bude jednaka nuli, nalazimo iz izraza (/6

(

Mnaliza svojstava trajektorije samovoenja moe se izvriti analizom lineariziranihkinematikih jednadbi samovoenja. U cilju linearizacije obino se uvode sljede!e

pretpostavke63eferentna trajektorija pri samovoenju metodom proporcionalne navigacije je pravolinijska

pri emu je E>. 5va pretpostavka priblino vrijedi ukoliko se gaanje vri pod kutem ( i

ukoliko navigacijska konstanta & iznosi =]2 ime je izvedena priblina praktina realizacijametode paralelnog zbliavanja za koju je trajektorija pravac. 'akoer se pretpostavlja da su

brzine rakete i cilja konstantne. 'ako, referentna trajektorija odreena je parametrima6

E Ekonst., E Ekonst., E Ekonst., :Ekonst., Ekonst. (*>

gdje su , , teku!e referentne vrijednosti, a poetne vrijednosti

parametara.)oemo formirati strukturnu shemu lineariziranog modela kinematike samovoenja koja je

prikazana sa slici 2.%. )odel je nestacionaran, zbog promjene daljine r s vremenom.


33/37

"l. 2.%Uzimaju!i u obzir izraz za metodu proporcionalne navigacije moemo pisati6

E (*K

gdje su6 ME& , 9E konstante odreene parametrima referentnog kretanja.


34/37

7unkcionalna shema jednog takvog jednokanalnog prate!eg sustava, namjenjenog za mjerenjedat je na slici =.

Mntena glave za samovoenje privr!ena je na tijelo rakete tako da se os ravnosignalne zone

moe zakretati u prostoru pomo!u servomotora. $rije poetka samovoenja preklopnik $*

nalazi se u poloaju *, a prekidai $1 i $% su otvoreni. $ri ovome komande poetneorijentacije (&$5 postavljaju os u pravcu cilja, tj. osiguravaju grubo ispunjenje uvjeta

E>. $oslije toga prekida $* se dovodi u poloaj 1 pri emu se ostvaruje reimautomatskog pra!enja glave za samovoenje za ciljem. $oslije toga zatvaraju se kontakti $1 i$% i poinje samovoenje rakete. $ri tome na ulaz petlje stabilizacije rakete dolazi signal oddavaa kutne brzine (@&9 i od radiolokacionog koordinatora.

1.2.2. ;lava za samovoenje sa giroskopskom stabilizacijom koordinatora

8a slici 2 prikazana je principijelna shema glave za samovoenje sa giroskopskomstabilizacijom koordinatora. U sastav glave ulazi6 koordinator cilja, pojaavaki trakt i pogonkoji ostvaruje zakret koordinatora u pravcu cilja.;lava za samovoenje s giroskopskom stabilizacijom ne treba snaan pogon jer se

koordinator postavlja neposredno na os rotora giroskopa koja je orijentirana u pravcu cilja.)odulirani signal koji nosi informaciju o otklonu osi glave od linije viziranja cilja formira seu koordinatoru koji se sastoji (u sluaju 0- koordinatora iz optikog sistema modulacionogdiska i fotoprijemnika kao osjetljivog elementa. U pojaalu ovaj signal se pojaava idemodulira i preko momentnih davaa )@* i )@1 predaje na izvrni dio sustava. )omentnidavai stvaraju korekcione momente )* i )1 koji djeluju na giroskopski izvrni elementtako da giroskop poinje procesirati s kutnim brzinama


35/37

i

$od vodstvom upravljakih (korekcionih momenata )* i )1 giroskop, po dva meusobnonormalna smjera, odstranjuje greku izmeu linije viziranja i osi koordinatora.

&oordinator na svom izlazu daje napon proporcionalan greki ( gdje je

koeficient pretvaranja koordinatora. 5vaj signal se pojaava u pojaalu s prijenosnomfunkciom ;*(s i dovodi na momentni dava s prijenosnom funkcijom ;1(s koji stvara

moment . 5vaj moment zajedno sa poreme!ajnim momentom djeluje na giroskop (na

osovinu unutarnjeg kuita radi ega nastaje giroskopski moment

gdje je N kinetiki moment giroskopa, a ugaona brzina proporcionalna momentu koji

djeluje na giroskop. Uslijed djelovanja ovog momenta giroskop procesira u smislu da poklopi

vektor kinetikog momenta sa smjerom kutne brzine korekcije .

&utna brzina procesije , uz malu greku , priblino je jednaka kutnoj brzini linije

viziranja


36/37

*.%. "'3U&'U38M "N)M "U"'M:M "M)5:58


37/37

1. $308-0$ U$3M:#

upravljanje i vođenje raketa

Documents