Для зближення керовано ракети з метою в кожен момент часу система керування повинна мати не тльки нформацю про координати параметри руху мети (ПДЦ) УР, але визначати мру порушення зв'язкв мж ними на пдстав цього виробляти команди керування, що забезпечують рух ракети по необхднй трактор.

На рис.2 показаний приклад формування сигналу неузгодженост керуваннязв'язку в систем координат зв'язано з центром мас ракети.

Рис.2

Щоб ракета рухалася по лн Р-Ц, у кожен момент часу, необхдне виконання рвност кутв Eр=Eц ( рвняння зв'язку).

Порушення зв'язку помилка:

= Eц - Eр

Система керування ракетою вимрю величину у систем координат, зв'язано з ракетою вплива на рул таким чином, щоб ->0. У даному випадку розглядався характер зближення ракети з метою тльки в площин УРХ. Очевидно, що й в ншй площин характер аналзу процесу визначення параметра неузгодженост аналогчний.

Як вдзначалося ранше на лтн якост УО значний вплив робить його аеродинамчна форма, обумовлена типом корпуса крил, розмщенням крил щодо корпуса видом органв керування.

Використовуються ракети з осьовою площинною аеродинамчною симетрю. Ракети класу "У" будуються переважно з осьовою, а ракети "В-П" переважно з площинною симетрю. Керування ракети з осьовою симетрю

здйснються в декартовой систем координат. Результуюче поперечне r

прискорення jп утвориться за рахунок д прискорень j1 та j2 ,, обумовлених вдхиленням рулв у площинах, що проходять через ос O11'O11 та O1'O1 (рис3.а)

нормально до площини креслення. Характерною рисою даного типу керування вдсутнсть крену при розворот. Це досягаться

використанням системи стаблзац, що усува обертання ракети навколо ос Рис.3 (подовжньо).Плоско -симетричн ракети лтаки керуються в полярнй систем координат . Вектор поперечного прискорення буде знаходитися в площин симетр. При вдхиленн рулв висоти на гору виклика поява поперечного прискорення jп1 (рис3.б) вдповдно змни висоти польоту.

Якщо корпус ракети повернути на кут (крену), то з'явиться вектор jп2 , що

приведе доз мни курсу. Таким чином , розворот УО по крен (за рахунок елеронв) веде до змни курсу. Кермо повороту служить при цьому для усунення ковзання при розворот.

2. Системы координат.

Для опису положення об'кта керування в простор використовуються рзн системи координат. Характер руху мети (ЦО) описуться параметрами руху мети (ЦО). Особливост створення керуючих сил моментв при польот ракети визначаться характером руху, типом ракети керуючих пристров.

а).Земна система координат (ЗСК)

За початок ЗСК береться деяка крапка "О" на земнй поверхн, наприклад, ПЦ чи крапка старту

(Рис4).

Х3ОУ3 - Вертикальна площина Х3ОZ3 - Горизонтальна площина (площина стартового обрю).Обрана орнтаця осей

ЗСК

Выбранная ориентация осей ЗСК ->

б)Земна сферична система координат

ОХ3 - ось ЗСК ориентированная на север ОZ3 - ось ЗСК ориентированная на восток

У данй систем координат (Рис.5) мета, наприклад, визначаться трьома координатами:

ц - кут мсця мети (у вертикальнй площин); ц - азимут мети (у горизонтальнй площин); rц - дальнсть до мети

в) зв'язана система координат Положення об'кта визначаться 6- ю координатами:3 -мя координата мицентрамасоб'кта3-мя кутами, що характеризують орнтацю об'кта щодо земний СК(Рис.6)

.Координати центра мас ракети вдносно ЗСК:- - Хр, Ур, Zр.

Кут рискання - кут мж вссю О3Х3 проекцю ос О1Х1 на горизонтальну площину; Кут тангажу -кут мж вссю О1Х1 горизонтальну площину ; Кут крену - кут мж вссю О1У1 вертикальною площиною. Система координат О1У1Х1 - зв"язана з ракетою. Центр мас ракети крапка О1 (початок зв'язано системи координат) збгаються.

Всь О1Х1 - спрямована уздовж подовжньо ос ракети(уперед). Всь О1У1 - у вертикальнй площин.