Быков А.В. Исследование зависимости угла поворота пеленгатора системы самонаведения от навигационной константы (1151988)
Текст из файла
Д В О Й Н Ы Е Т Е Х Н О Л О Г И И №1 (66) 2014УДК 15.21.69; 90.03.03; 14.01.77; 15.01.77© Быков А.В.Bykov A.ИССЛЕДОВАНИЕ ЗАВИСИМОСТИ УГЛА ПОВОРОТА ПЕЛЕНГАТОРА СИСТЕМЫСАМОНАВЕДЕНИЯ ОТ НАВИГАЦИОННОЙ КОНСТАНТЫSTUDY THE DEPENDENCE OF THE ANGLE FINDER HOMING SYSTEMOF THE NAVIGATION CONSTANTАннотация.
Представлены результаты математического моделирования пеленгатора си-стемы самонаведения для различных углов его поворота и различных значений навигационной константы. Установлено, что оптимальным значением навигационной константы является N0=3, а наиболее неблагоприятными условиями при маневре цели с максимальной перегрузкой являются стрельба вдогон и навстречу (потребный угол поворота пеленгаторапревышает ±60°).Annotation.
The results of mathematical modeling finder homing system for different angles of rotation and itsvarious values navigation constant. The optimal value is the navigation constant N0 = 3, and the worst possiblewhen maneuvering target with maximum overload is shooting vdogon and meet (need rotation angle finder ismore than ± 60 °).Ключевые слова. Cистема самонаведения, имитационное моделирование, пеленгатор, авиационная радиотехника.Key words. Self-guidance system, simulation, direction finder, aircraft radios.В современных условиях математическое моде-Vсб= r – скорость сближения УО с целью;*виз= K – измеренная аппаратурой УО угловая скорость линии визирования;J*цт – измеренное трансверсальное ускорение цели.Для снижения вычислительной сложности применяется метод упрощенного пропорционального наведения без учета ускорения целиJрт опт = N0| r | K .Достоинством метода пропорциональной навигации является обеспечение малой перегрузки УО на протяжении всей траектории.
При использовании методапропорционального наведения угол образуется междунаправлением вектора Vp и направлением ракета – цель.Для метода пропорциональной навигации минимальнымявляется N0=3. С увеличением N0 траектория УО становится более прямолинейной, уменьшается потребная перегрузка. При N0 метод пропорционального наведения трансформируется в метод параллельного сближения. При этом возрастает потребный угол поворота пеленгатора.
В конструкции ГСН угол поворота пеленгатора ограничен. Разработанная модель (рис. 1) позволяетлирование является необходимым и неотъемлемым этапом разработки и испытания новых образцов авиационной техники, в том числе, систем их вооружения [1, 2].Наиболее мощным и эффективным средством моделирования различных систем является среда Matlab Simulink[3–5], в которой реализована модель контура наведенияактивной головки самонаведения ракеты дальнего действия «воздух–воздух» для исследования свойства контура наведения при различных внешних условиях.Математическая модель контура управленияНаиболее распространенным методом наведенияракет «воздух–воздух» с радиосистемами самонаведения является метод пропорционального наведения (навигации), сущность которого состоит в том, что при движении УО задается оптимальное значение его трансверсального ускорения [1, 6–10]. Закон управления вырабатывается через угловую скорость линии визированияJрт опт = N0Vсб*виз + 1,5J*цт.где N0 – навигационная константа;Быков Александр Владимирович – кандидат технических наук, заведующий кафедрой «Радиоэлектронные и вычислительные системы» филиала «Взлёт», Московский авиационный институт, тел.
+7(903)321-52-96.Bykov Alexander – candidate of technical science head of the "electronic and computer systems" branch "Rise", MoscowAviation Institute, tel. +7(903)321-52-96.25Д В О Й Н Ы Е Т Е Х Н О Л О Г И И №1 (66) 2014исследовать зависимость потребного угла поворота пеленгатора от навигационной константы.При отклонении оси подвижного элемента пеленгатора (оси гироскопа хг) от направления цели на угол пеленгатор вырабатывает сигнал рассогласованияkпел, который подается на моментный электродвигатель с коэффициентом передачи kдв.
Электродвигательсоздает момент М, под действием которого ось хг, а вместе с ней и подвижный элемент пеленгатора поворачиваются в сторону цели с угловой скоростьюMа М / Н * ,где Нг – кинетический момент гироскопаН * J xZ 2 / 2 ,Jx – момент инерции вращающегося тела гироскопаотносительно оси ох; – круговая частота вращения.UкK'HРис. 1. Структурная схема контура самонаведения:КЗ – кинематическое звено; ИЗ– измерительное звено;ЗВК– звено выработки команд;УО–АП– блок управляемый объект– автопилот.Фазовые переменные:ц – угол вектора скорости цели; уо – угол вектора скоростиУО; K – измеренная аппаратурой УО угловая скорость линиивизирования; – сигнал рассогласования, Uк* – напряжениекоманды управленияМоделирование кинематического звена+Модель кинематического звена составлена исходя из геометрических соотношений при самонаведении,иллюстрируется рис.2.KпелMаKдв1Н* рМРис. 4.
Функциональная схема угломерного устройства ГСНс силовым следящим гироприводомПередаточная функция угломерного устройствабудет равнаp.W ( p)TZ p 1Рис. 2. Геометрические соотношения при самонаведении:Vp, Vц – векторы скорости ракеты и цели; – угол линии визированияМоделирование звена выработки командСпроектируем скорости Vp и Vц на линию визирования и на направление, нормальное к ней.
Тогда моделькинематического звена представляется двумя дифференциальными уравнениями.r Vp cos(K J p ) Vц cos(K J ц ) ;Оптимальное трансверсальное ускорение в соответствии с (2):Jрт опт = N0| r | K .Реальное трансверсальное ускорение определяется датчиками линейных ускорений, совмещеннымис осью антенны. В модели будем искать трансверсальное ускорение путем пересчета нормального ускоренияв антенную систему координат. Нормальное скоростноеускорение (т.е.
нормальное скорости) определяется изсоотношенияJ н J Vуо..K [Vp sin(K J p ) Vц sin(K J ц )] / r .Соотношения (3), (4) представляют математическую модель кинематического звена.Для реализации метода используется специальный силовой следящий гиропривод на основе управляемого позиционного гироскопа (см. рис 3)Поскольку угол скольжения D WJ , тоJн = Vyo /,где – постоянная времени УО.Используя систему пересчета координат, получаемJтр = Jнcos(a – ).Информационным признаком в исследуемой системе является рассогласование реального трансверсального ускорения с оптимальным.
Тогда управляющая ко-yMzHгzРис. 3. Прецессия гироскопаxZz26Д В О Й Н Ы Е Т Е Х Н О Л О Г И И №1 (66) 2014манда в звене выработки команд (ЗВК) формируется в соответствии с формулойUk = Kзвк(Jтр опт – Jтр).рующего uст сигналов образуется управляющий сигнал uy.Выходом системы является угол отклонения рулей .Силовой привод предназначен для отклонения рулей УО пропорционально управляющему напряжению uy.На оси руля имеется датчик, преобразующий угол отклонения в напряжение, противоположное по знаку управляющему.
За счет отрицательной обратной связи рульфиксируется под углом .Модель контура управления представлена на рис.7.Моделирование управляемого объектаМодель управляемого объекта (крестокрылого летательного аппарата) представляется последовательнымсоединением колебательного и интегрирующего звеньев.Входной переменной является угол отклонениярулей , выходной азимутальный угол направления наУО – . С целью придания системе требуемых динамических свойств она охватывается гибкой обратной связью через скоростной гироскоп с коэффициентом передачи Кс (рис.5).Моделирование траектории целиБудем считать, что цель движется с максимальнойперегрузкой nц.Тогда курсовой угол цели определяетсяпо формулеtngJ ц ³ ц dt J 0 .Vц0Результаты моделированияРис.
5. Структурная схема крестокрылого ЛА:MB – возмущающий момент вызван турбулентностью атмосферы и носит стахостический характер; – статический коэффициент передачи колебательного звена; Iy – момент инерции УО относительно оси оу связанной системы координат; p– cтатический коэффициент передачи колебательного звена; d – коэффициент затухания может лежать в пределахd=0,1…0,9 в зависимости от конструктивных характеристикУО, скорости и высоты полета; 0 – частота собственных колебаний; – постоянная времени ракеты; – угол скольжения, – угол вектора скоростиВ результате исследования контура наведения поразработанной модели получены следующие результаты.В табл.
1 представлена зависимость максимальной перегрузки УО от ракурса стрельбы. В табл. 2, 3 представлены зависимости максимального угла поворота пеленгатора от ракурса стрельбы при перегрузках цели соответственно nц =3 и nц =5 . При перегрузке цели nц =5 увеличение N0 более 3 недопустимо, так как возрастает потребный угол поворота пеленгатора, что приводит к срыву наведения.Таблица 1Результаты контроля перегрузки УОУправление летательным аппаратом осуществляется с помощью автопилота, отклоняющего рули с цельюобеспечения заданной траектории.Рассмотрим курсовой канал автопилота. Он состоит из исполнительного устройства – силового привода (СП), разностного звена и системы чувствительных элементов (датчиков), контролирующих положение ЛА (рис.
5).Для стабилизации траектории в автопилоте (АП)используются различные датчики. Будем рассматриватьмодель АП с использованием гибкой обратной связи, т.е.через скоростной гироскоп. Тогда модель системы УО–АПможет быть представлена в следующем виде (см. рис. 6.)N0γ0, град0306090120150180114141216131317392020151915175520202020201774,2202020202017Таблица 2Контроль ракурса пеленгатора УОпри nц =3γ0, градРис.
6. Структурная схема звена автопилот–УОПутем суммирования командного uk и стабилизи27N00306090120150180110302730374057323606040454255518606060565860718606060585960Рис. 7. Схема моделирования контура наведенияД В О Й Н Ы Е Т Е Х Н О Л О Г И И №1 (66) 201428Д В О Й Н Ы Е Т Е Х Н О Л О Г И И №1 (66) 2014Таблица 3Контроль ракурса пеленгатора УОпри nц =5γ0,градРис. 8. Зависимость максимального угла поворотапеленгатора от навигационной константы при различныхракурсах пуска ракеты при nц=3N00306090120150180151512035606161375505045515575580615040486180790635142526888является N0 =3. Наиболее неблагоприятными условиямипри маневре цели с максимальной перегрузкой являетсястрельба вдогон и навстречу.
Характеристики
Тип файла PDF
PDF-формат наиболее широко используется для просмотра любого типа файлов на любом устройстве. В него можно сохранить документ, таблицы, презентацию, текст, чертежи, вычисления, графики и всё остальное, что можно показать на экране любого устройства. Именно его лучше всего использовать для печати.
Например, если Вам нужно распечатать чертёж из автокада, Вы сохраните чертёж на флешку, но будет ли автокад в пункте печати? А если будет, то нужная версия с нужными библиотеками? Именно для этого и нужен формат PDF - в нём точно будет показано верно вне зависимости от того, в какой программе создали PDF-файл и есть ли нужная программа для его просмотра.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
