Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 1 (2003) (1151997), страница 27
Текст из файла (страница 27)
ВЛИЯНИЕ МЕТОДА НАВЕДЕНИЯ И ДИНАМИЧЕСКИХ СВОЙСТВ ОБЪЕКТА УНРАВЛЕНИЯ И ЦЕЛИ НА ТОЧНОСТЬ НАВЕДЕНИЯ Выбор метода наведения зависит от динамических свойств целей и объектов управления и возможностей информационного обеспечения этих методов. При этом, чем подвижнее управляемые объекты и цели, тем сложнее метод наведения. Сложность метода наведения определяется числом фазовых координат относительного и абсолютного движения целей и ОУ, которые необходимо оценить, чтобы сформировать 129 5 — 2486 требуемую фазовую траекторию х, и необходимые для траекторного управления параметры рассогласования. В общем случае траектория наведения на произвольно маневрирующую цель криволинейна, поскольку произвольное искривление траектории цели сопровождается определенным искривлением траектории наводимого объекта.
В практике разработки РЭСУ ограничения на состав датчиков информации и на быстродействие и объем памяти вычислителей ИВС, как правило, приводят к необходимости применения алгоритмов траекторного управления, оптимизированных на применение по неманеврирующим либо слабо маневрирующим целям. Наведение объектов управления с такой ИВС на интенсивно маневрирующие цели неизбежно приводит к методическим ошибкам, значения и характер изменения которых зависят от маневренных свойств цели и ОУ.
Динамические свойства 1л~аневрепность) ЛА характеризуются их способностью излгенять свое полозюение в пространстве под действиелг сигналов управления. Маневренные свойства летательного аппарата (цели или ОУ) оцениваются: минимально возможным радиусом К„„„траектории или ее максимальной кривизной р„,ь„=1!Кьжй максимально возможными Развиваемыми пРодольным)„ь, и поперечными )них Зи1п~ ускорениями' инерционностью РЭСУ; порядком производных эволюций оцениваемых в ИВС фазовых координат (например, дальности и углов), возникающих в процессе маневрирования ЛА. Чем меньше К„„„ и инерционность н чем больше остальные показатели, тем выше маневренность цели и ОУ.
Радиус искривления траектории и максимально возможные поперечные ускорения ЛА без непосредственного управления подъемной силой связаны соотношением 152) 2 Кх умы = Ч ))х утех ) (5.6) где Ч вЂ” скорость цели или ОУ. Поскольку ОУ обладает конечными значениями ).,в,„„., и Ч, то существует определенное значение Кгим„, меньше которого этот ЛА реализовать не может. Поэтому, если используется такой метод наведения, при котором от ОУ потребуется радиус разворота, меньший, чем это допускается соотношением (5.6), то наводимый объскт не сможет следовать по требуемой фазовой траектории и будет пролетать мимо цели.
130 Инерционность ИВС, УС и ОУ предопределяет появление в процессе наведения динамических ошибок. Следует подчеркнуть, что при этом решающим оказывается вклад наиболее инерционной подсистемы РЭСУ вЂ” объекта управления. Динамические ошибки, в основном, обусловлены отставанием ОУ в отработке требуемой фазовой траектории вследствие невозможности мгновенного изменения пространственного положения ЛА после формирования сигнала управления.
Причинами такого отставания являются: наличие зон нечувствительности всех видов исполнительных органов РЭСУ вблизи малых значений управляющих сигналов; ограниченный запас мощности управляющих и исполнительных органов; опосредованное управление аэродинамическими силами ЛА. В соответствии с первой причиной исполнительные органы (например, приводы рулей ЛА) начинают изменять положение управляющих устройств (рулей) только после превышения сигналами управления определенного значения. Поскольку ОУ обладают определенной массой, то для мгновенного изменения их пространственного положения потребовалось бы бесконечно большое усилие, чего на практике не бывает. Опосредованность управления аэродинамическими силами ЛА состоит в том, что отклонения рулей не приводят к мгновенному изменению подъемной или боковой аэродинамических сил, которые и изменяют траекторию полета.
Рассмотрим это обстоятельство более подробно на упрощенном примере формирования подъемной силы самолета при традиционной аэродинамической схеме, когда рули высоты располагаются в хвостовой части ЛА. В горизонтальном полете масса самолета 0 при определенном угле атаки а уравновешивается подъемной силой Р, складывающейся из подъемных сил крыльев Р,р и руля высоты Гя„(рис.
5.1, а). а) б) 131 При формировании команды на кабрирование руль высоты отклоняется вверх на угол бр„в результате чего его подъемная сила изменяет свой знак 1рис. 5.1, б). В итоге общая подъемная сила Е уменьшается, и самолет начинает проваливаться вниз. Одновременно, за счет пары сил Ер, и гч„он начинает разворачиваться вокруг своей оси так, что увеличивается угол атаки. Последнее и приводит к возрастанию подъемной силы крыла и соответственно к увеличению высоты. Эволюции высоты при скачкообразном отклонении руля высоты 1рис. 5.2,а) показаны на рис. 5.2,б.
Из рис. 5,2,б видно, что фактический рост высоты начинается через некоторое время 1„„ после отклонения рулей, а на начальном участке маневрирования имеет место приращение высоты АН, знак которого противоположен требуемому. Для тяжелых самолетов 1„., может достигать единиц секунд, а АН вЂ” десятков метров. Для ликвидации таких не желательных последствий используют„ так называемые, органы непосредственного управления подъемной 1боковой) силой [2], функции которых выполняют интерцепторы 1спойлеры), размещенные на крыле вблизи центра масс, либо передние рулевые поверхности при построении ЛА по схеме «утка». брв а) р н хя, х„; б) !р1 ' в тввв ! Рнс.
5.2 Рис. 5.3 Эволюция высоты при использовании органов непосредственного управления подъемной силой показана на рис. 5.2,б штриховой линией. Количественно инерционность РЭСУ оценивается суммарным временем запаздывания т.„и временем регулирования )р, которые могут быть определены по ее переходным характеристикам. На рис. 5.3 показан примерный вид переходной характеристики РЭСУ, представляющей реакцию управляемой фазовой координаты хл 132 ~„= ЗТ, (5.7) где Т вЂ” постоянная времени системы наведения по данной координате. Исследования 112) показали, что для устранения влияния запаздывания ОУ на ошибки управления необходимо, чтобы его максимальные поперечные ускорения, по крайней мере, в два раза превосходили аналогичные ускорения цели.
Однако даже при таком соотношении для устранения ошибок управления, обусловленных наличием т, „(см, рис. 5.3), требуется более 2...3 с. Поэтому для системы наведения наиболее опасен маневр цели за! ...2 с до встречи с ОУ. Для того чтобы ошибки управления устранялись в процессе наведения, динамические свойства РЭСУ должны соответствовать их требуемым значениям, которые определяются методом наведения и динамическими свойствами цели. Рассмотрим упрощенный пример наведения РЭСУ, динамические свойства которой описывается моделью (5.8) х„= Р„х„+В„в, на цель по требуемой траектории х, =Р,х, (5.9) при условии, что размерности векторов х, и х„ одинаковы, измерители идеально точные, а сигнал управления (3.35) в =К В"„О1х,-х„) оптимален по локальному критерию (1.5).
В такой ситуации ошибка управления Ьх=х„-х„будет определяться решением, в общем случае, неоднородного дифференциального уравнения Ьх=х,— х„= 15.11) -Рх,-ртху-ВуК ВуОЬх+Рухт-рух.-Р~Ьх+Ьрх. где Р, =ń— В„К 'В"„О, ЬР=Р, — Г„. (5. 12) 133 на скачок адекватной требуемой координаты х„.
Из рисунка видно, что отработка требуемого значения х„ фазовой координатой хп начинается лишь через некоторое время т,„„ обусловленное наличием всех зон нечувствительности и спецификой управления аэродинамическими силами. Время ~„определяется как минимальное время вхождения фазовой координаты хп в пределы 0,95х„<хп<1,05х„. В общем случае приближенно можно считать Решение (5.11) будет складываться из общего решения охЙ) = Ьхаехр( — Г, ~) (5.13) однородной части цх = г,ох и частного решения всего неоднородного уравнения. Если динамические свойства РЭСУ соответствуют требуемым значениям ()г„=Р,), то ошибки (5.13) будут убывать от своих первоначальных значений Зха до нуля со скоростью, определяемой в (5.12) динамическими свойствами ОУ (Р, В„), требованиями текущей точности (О) и экономичности (К).
Если же Р ФВь то в решении (5,11) кроме (5.13) появляется еще и вынужденная составляющая, величина которой зависит как от закона изменения х„так и степени несоответствия ЬР динамических свойств системы наведения ее требуемым значениям. В общем случае закон изменения х, является произвольным. Поэтому для исключения влияния вынужденной составляющей решения (5.11) на точность управления необходимо использовать адаптивные РЭСУ. Для неадаптивных РЭСУ на практике всегда будет иметь место ЬР~О, что обусловливает наличие вынужденных ошибок управления. 5.2.2.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
