Вейцель В.А. Радиосистемы управления (2005) (1151989), страница 51
Текст из файла (страница 51)
Для создания уводящей помехи цель переизлучает зондирующий сигнал так, что его задержка или несущая частота плавно уходит от их истинных значений. Поскольку мощность помехи превосходит мощность отраженного сигнала, следящая система вриемиикз ГСН захватывает помеху и отслеживает изменение ее параметров. В результате череа некоторое время параметры настройки следящей системы приемника ГСН будут отличаться от параметров.
характерицгющих отраженный сигнал. В этот момент помеха выключается. На входе приемника ГСН остаегся только отраженный сигнал, но он не будет восприниматься. Приемник переходит в режим поиска сигнала. В зто время управляющая информация отсутствует и контур управления разомкнут. Затем, если система поиска смогла снова захватить отраженный сигнал, уп- Ы цээкктккмкгк и хкрэккеркксикк ] Ккыч ' Рнс. 6.19. Статистаческва эквивалент пеленгатора ! прн действии уводящих и ирерыэистьгк помех рзвляюсцая инфорьэщия появляется и снова наин дение ракеты иа цель. Но через некоторое время пом настоя навееха может таким же образом вновь раворвать контур управления [9].
В пеленгаторе с приемником. имев>щим АРУ, действие помехи, существенно превосходящей по мотцности полезный сигнал, приводит к тому, что АРУ приемника сильно уменьпюет его коэффициент усиления. Поскольку АРУ вЂ” иверцнонвая система, в течение некоторого времени после выключения помехи полезный сигнал оказывается полностью подавленным и управляющая информация на выходе приемника отсутствует.
За это время коэффициент усиления приемника постепенно нарастает и вновь появляетск управляющая ккФормация. Если помеху сделать прерывистой, контур управления будет периодически размыкаться. Перечисленные помехи приводят к статистическому эквиваленту, изображенному на рис. 6.19. Пеленгационная характеристике аависнт от типа и параметров пеленгатора, а ключ имитирует действие уводящих и прерывистых помех. В заключение рассмотрим метод введения в модель контура самонаведения ошибок. вносимых антенным обтекателем, который закрывает антенну ГСН.
Этн ошибки е значительной степени определяют точность системы самонаведения [1. 4]. При прохождении радиолуча череа антенный обтекатель (рис. 6.20) направление прихода сигнала изменится яа угол ю Зависимость ошибки т от угла прихода сигнала е называется статической иклекзш)иоэний «яракгиеристикой ч(е) (рис. 6.21). Рнг 6.20. Искажение направления прихода рэдкслуча антенным сбтекетелем Ряс.
6.21. Характерный згщ статической пелевгацкоююй характеристики обтекателя 265 Рве. 6.22. Схема учета искажений. вносимых обтекателем Конкретный ее вид зависит от поляризации сигнала, и поз>аму даже прн полной симметрии антенного обтекателя ошибки в разных плоскостях будут различными. Статическая пеленгзцноннав характеристика очень труды> поддается расчету и определяется экспериментальным путем.
Прн моделировании можно полагать. что функция ч(з) задана. Схема учета ошибок, вносимых обтекателем, показана на рис. 6.22. 6.6. Аналитические методы исследования контуров самонаведения Наиболее общим покаазтелем качества системы управления при сзмонаведении явлнется промах. Его статистические характеристики и должны определяться при исследовании контуров самонаведения. Контур в общем случае описывается системой нелинейных, пест>щнонарных дифференциальных уравнений (см. Равд. 6.4), общие, аналитические методы решения которых в настоящее время отсутствуют.
Поэтому статистические характеристики промаха в полном объеме можно определять лишь с помощью численного моделирования на ЭВМ. Примеры построения систем дифференциальных уравнений, необходимых для такого моделирования, были рассмотрены в равд. 6.4. Однако при численном моделировании для получения общих закономерностей, свойственных анализируемой системе, требуется исследовать огромное число решений задачи при раалнчвых условинх наведения рэкеты.
Изучить все ати варианты на ЭВМ из-за ограниченности вычислительных ресурсов не представляется возможным. Кроме того. для начала моделирования необходима иметь хотя бы грубые оценки параметров системы самонаведения, при которых процесс самонаведения протекает удовлетворительно. Нецелесообразно, например, начинать вычислять иа модели промах, если контур самонаведения неустойчив.
Поэтому н важны аналитические методы исследования контуров самона- ведения, хотя нх испольаование свяааво с множеством с огненных упрощений и допущений, которые приходите„щ, . нимать при анализе. Несмотря на приближенный харе, результаты аналитического исследования позволяют качественно оценить наиболее существенные параметры аппаратурь> управления и контура, влияющие на точность системз, вазе. декия. Оии же позволяют получать предварительные оценки параметров контура, необходимые для численного моделирования. Промах Ь, возникающий в системе самонаведения. можно определить как текущий промах Ь, (см. Равд.
6.2), соответствующий окончанив> процесса самонаведения, т. е. Ь = Ь, где Ь „— значение текущего промаха Ь, в конце процесса самонаведения. Текущий промах определяется по формуле (6.6) для заданных значений г и оз. Иэ (6.6) видно, что Ь, определяется изменением во времени угловой скорости вращения линни визирования ю„,. Аналитическое решение дифференциальных ури>пений контура для определения ю, возможно только при условии их линеаризации.
Как было показано в равд. 6.2, лииеаризация возможна. когда ракета движется на встречном либо догониом курсе. Однако линеаризованные уравнения оказываются нестационариыми и их точное аналитическое решение для определения ювм известно лишь для частных случаев. Решение удается получить, когда ГСН и ракета с автопилотом являются безынерционными либо же ГСН совместно с ракетой представляется аквивалентным инерционным авеном (1, 3). В последнем случае замкнутая форма решения получается лишь для некоторых частных значений параметров контура самонаведения.
Для прочих значений решение возможно только в ферме бесконечного Ряда. Известен также метод эквивалентных возмущений [4], с помощью которого можно находить точные аналитические ре>пения дифференциального уравнения любого порядка прн условии, что оно содержит только один переменный параметР, изменяющийся по линейному закону.
На основе линеарнаованиой структурной схемы контура самонаведения составляется дифференциальное уравнение для комплексной передаточной функции Ф (р, г). прн единственном переменном параметре г(Г), менявнцемся по линейному закону >(Г) — гс — и,зн где гс — дальность в начале самонаведения, получается диф- 267 феревциальяое уравнение первого порядка. Решив его, находят Я»ч,(р, Г), а ЗатЕМ С ПОМОЩЬЮ ОбратвОГО ПРЕОбраЗОВВВИя Лапласа определяют Ь(г). Ограничения метода эквивалентных возмущений связаны с громоздкостью получаемых в ряде случаев выражений для Ф (р, г) и трудностями вычисления в сеяаи с этим обратного преобразовавия Лапласа.
Для аналитического исследования некту)юв самонаведения будем использовать более простой метод замораживания переменных коэффициентов. Сущность этого метода состоит в том, что при решении диффереициальвых уравнений контура коэффициенты, зависящие от времени, полагаются постояивыми, а после того как решение получено, «замороженные» ранее коэффициепты вновь получают право изменяться во времеви э соответствии со своими ааконами. В реаультате такого приема иестацконарвость уравнений как бы па время исчезает и появляется возможность испольаовагь шшарат апалиаа ливейиых стационарных систем. Конечно, точность оолучаемых при таком подходе решений невысокая, поэтому необходимо указывать границы их примеиимости. Исследуем ыетодом замораживания коэффициен юв контур пропорционального самонаведения, лииеаризованввя функциовальивя схема которого представлена па рис.
6.23. Передаточная функция кивематического звена, входящего в ату схему, вытекает из лииеариаоваииого дифференциального уравиеиия (6.2). Обозиачив Т = гу(2о,») и й„, — 1)(2о, ), уравнение(6.2) перепишем ввцде Т„«ф — з»,„, = Т,„() ) ). откуда следует передаточная Функция квиематического авена на рис.
6.23. 1 д, Угломерный канал ГОН иа рис. 6.23 соотаетсшузт угломерному устройству с силовым следящим гироприводом. Его, как это видно из (6.14), можно аппроксимировать инерциоивым звеном с ковффицие»пои передачи йе и постоянной времени Тм Для формирования напра»кения команды Рм пропорциональнаго рассоглзсовавию Л (6.12), веобходимо, чтобы коэффициент передачи й бьгл равен козффициеиту передачи Й, датчика ускорения ракеты ) .
Равевстао этих козффипиеятов позволяет представить их так, как это показано ва рис. 6.23 — в виде единого блока с коафбищиевтом передачи )»,. Модель ракеты иа рис. 6.23 представлена в упрощенном виде. Для понижения порядка диффереициальиого уравнения, описываю»цего ракету, ее колебательное звено ззмевеио иперциониым с передаточной функцией Фы(р) = )»„Т»/(Т р ч. 1).
где )», = а ~(т,ю~) и т„.-: 28~«ез — коэффициент пеРедачи Ракеты по скорости и ее постоянная времеви. С учетом того, что колебания угла атаки ц часто кевиачительны, такое упрощение вполне приемлемо [3). В модели ракеты учтена стабилизирующая обратная свявь яа основе скоростного гщюскопа с ком$фициеитом передачи й . Для определения текущего промаха й, угловая скорость вращения линии виэировавия ы„ы а соответствии с (6.5) умножается ва гз/ос. Динамической ошибкой, порождаемой входным воздействием в виде движения цели с ускорением 7~, в данном случае является значение текущего промаха в момент окончания процесса самоваведеиия Ь, .
Если выходной величиной считать текущий промах йо то структурная схема па рис. 6.23 после несложных преобраэоввлий приводится к виду, показэияомуна рис. 8.24, где Ф (р) =. й ~(Т, р Е1) — вквивалентное инерционное звено, характеривующее бюрмироваиие команды управления с»„и ракету. Оио описывает часть струк- Рве. 6.23. Функциональная схема ливЕаризоваююго Контура ороосрцвоиальнаго заведения Рвс, 8.24. Функциональная схема лкаеаризовзнвого контура самокат«девая для вычисления двваввчеекех ошибок 269 турпой схемы на рис. 6.23 от )з до Омр Входящие в Озю(р) параметры й„, и Т„задаются следующими выражениямиз «ййзрр й, = Та+ « й,«Т„ Передаточная функция сисшмы на рис.
6.24 имеет вид Оз)- «„,(Т„р+ П(т„р з П рр Т„,,р — 1)(Т р+ 1)( р+ )+ й„„й роз 6.22 Установившееся значение текузцего промаха й рзссчнты- 'У застоя по формуле (1.29), где з(з) является входным воздействием. Положим. что цель движется с когззоянным трансверсальным ускорением / = сопз1, тогда в (1.29) з(з) Уш =- сопзы Коэффициенты Ь,„Ьз, Ьз, входюцие в (1.29), вычисляются как коэфбжциенты разложения Ф (р) в степенной ряд. Поскольку з(1) — сопз«, то нам нужен только коэффициент Ьр Ф (О).
Подставляя в (6.22) р = О и учитывая, что ос = р,р и й,, = 1/(2с,з)„иэ (1. 29) получаем й „= ( / зз)Ь/ /(зУзА„— 2)). (6.23) Поскольку скорость ракеты в очень велика и составляет не менее нескольких сотен метров в секунду, выполняется неравенство 1 + й, й„й (< йр„й„й,ор. Это овначает, что согззасно (6.21) й,р = 1. С учетом ярого (6.23) переписывается в виде й и О"/оз Нг /(Ь/, - 2)). Последнее выражение полностью совпадает с точным решением лннеаризоваивых уравнений контура при Т„= О [3). Выражение (6.23) получеюз в предположении, что расстояние г мезкду рвкезой и целью является постоянной величиной (замороженным козффициезпом).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
