Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 10
Текст из файла (страница 10)
Для реализации требуемой траектории движения самолета на него необходимо передавать с ракеты значения оз угловой скорости ее линии визирования цели. В частном случае при использовании на ракете метода пропорционального наведения на наземную неподвижную цель, когда ш„=0, самолет может двигаться по программной траектории, реализующей условие ) ЛР оз Л1, (7.94) Необходимо отметить, что в такой ситуации нет необходимости передавать с ракеты на носитель значения оь„однако, угловая скорость щ„должна в 2 раза превышать то значение, которое необходимо для реализации активного синтезирования 1541. Задача синтеза алгоритмов траекторного управления самолетом- носителем и ракетой «в-п» наилучших в том или ином смысле может быть решена различными способами. Весьма перспективным является способ локальной оптимизации, позволяющий достаточно просто найти закон управления, совместно наилучший по точности и экономичности.
Этот способ позволяет для системы (2.7), предназначенной для отработ- 50 зависит от длины волны сигнала подсвета цели, полосы пропускания доплеровского фильтра приемника ракеты и динамики взаимного перемещения самолета и ракеты относительно цели. В свою очередь из (7.92) следует, что для получения на ракете требуемого разрешения Ы, носитель должен перемешаться таким образом, чтобы его угловая скорость линии визирования удовлетворяла требованию )юг 03. = — — 0) ст ~ р т ки процесса (2.8), при наличии измерений (2.16) сформировать сигнал управления (3.35), оптимальный по минимуму функционала (1.5) Пусть эволюции самолета-носителя и наводимой ракеты определяются кинематическими уравнениями (7.70) оз. = — 'оз.— — ). +г,, 2Д, 1 Д, ' Д; " (7.95) 2Де О Д.
2Да О Да 1 — О Дс 1 О Да В У (7.97) Необходимо для системы (7.95)-(7.97) найти вектор и; сигналов управления, оптимальный по минимуму функционала (7.98) Сравнивая (7.98) с (1.5) приходим к заключению, что =Ь':,Л "=Г'":.1 "=Г'",1 (7.99) 51 2Др оз = — "оз — — ) +~ Д ' Д (7.96) а Р в которых: а„. и озв — угловые скорости линий визирования цели с самолета и ракеты; Д,.
и Др — удаление цели от самолета и ракеты; Д, Даскорости изменения Д и Др, ), и)„— поперечные ускорения самолета и ракеты, играющие роль управляющих сигналов; с, и «р — возмущения, обусловленные внешними воздействиями (например, ветром, турбулентностью атмосферы). Поставив в соответствие (7.95), (7.96) и (2.7), получим: Используя (7.97) и (7.99) в (3.35), получим соотношения для требуемых значений поперечных ускорений ),.„и )р„обеспечивающих минимум функционала (7.93): ~п (" "), к,!Д,, (7.! 00) кггДр (7.! 01) Достоинством полученного управления является автономность требований к ракете и самолету-носителю: ракета должна обеспечивать ромаха (7.53) минимум п (7.
102) а самолет — реализацию требуемого разрешения (7.92) за счет выдерживания закона (7.93). В свою очередь из (7.! 02) следует, что для обеспечения нулевого промаха необходимо выполнение условия ш =О. (7. 103) Тогда с учетом (7.93), (7.103) и (7.100), (7.!О!) метод наведения самолета и ракеты может быть получен в виде соотношений: (7.104) Чгг Зрт = - шр. кггДр (7. 105) Анализ (7.104), (7.105) позволяет придти к следующим заключениям; сигналы управления определяются, ошибками управления, которые характеризуются несоответствием текущих значений оз„. и шр их требуемым величинам ш„. и ш„,; 52 г Др 1 — 0 кы 0 кгг 1 — — 0 Д, 1 О Др вес ошибок управления зависит от соотношения штрафов (41„/кп и 41 2/к22) за точность и экономичность и обратно пропорциональны расстояниям Д, и Др до цели.
Последнее очень важно для ракеты, предопределяя увеличение ее чувствительности к ошибкам управления по мере приближения к цели. Сравнение (7.105) с (7.59) позволяет придти к заключению, что для управления наведения ракеты с полуактивным синтезированием может быть использован закон (7,66) )рт ~сбезр ЗД0 (7.106) До — Д. в котором Дс и Ą— соответственно дальности пуска ракеты и окончания управления, и для которого справедливы все выводы, полученные при анализе (7.66). Принимая во внимание (7.106) можно заключить, что алгоритм траекторного управления ракетой «в-п» с полуактивным синтезированием будет определяться соотношением.
ЗД„ р рт р д д с р р~ (7.107) Эволюции относительных фазовых координат самолета и ракеты с полуактивным синтезиро- д ванием в процессе ее наведения показаны на рис. 7.27 — 7.32, а тра- ,'2 ектории их полета в горизонталь- 04 -----'------' ----------- ной плоскости на рис. 7.33. При этом кривые под номером 1 соответствуют самолету-носителю, кривые 2 — наводимой ракете. 0 02 04 аб т н 4 Рис. 7.27 0 0.2 0.4 0.4 тт"Н 1 0 0.2 0.4 а.б тйе 4 0 Рис. 7.28 Рис. 7.29 53 ал ал ал сЛ„1 в вл вл в.а сЛи 1 Рнс.
7. 30 Рис. 7. 31 нр %; 1 гав в.в ал 1В' 0.2 0 0.2 0.4 0.6 ФЛн Рис. 7. 32 в вд вл вл г~г Рис. 7. 33 В закпючение отметим, что для реализации этого алгоритма с носителя необходимо подавать команды целеуказания по дальности пуска Д„, скорости сближения и бортовому пеленгу цели <р,. На самой ракете необходимо фоРмиРовать оценки Ч,а, сор и 1. 54 ГЛАВА 8. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ И ОСОБЕННОСТИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ИВС 8.1. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ И ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ИВС МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОГО САМОЛЕТА Ии~орчационно-вычислип|ельная систел~а салюлета, предназначенная для форлшровани» пара»петрик рассогласовапия (ель рис. В.!), предстааляет собой слоэкную, колтлекспую, иерархическую струкп(уру.
Она включает в себя совокупность датчиков параметров собственного н относительного движения ОУ и цели, бортовую вычислительную систему (БВС), систему индикации и устройства сопряжения с оружием. Перечень задач, решаемых ИВС самолетов, определяется общими закономерностями их работы, рассмотренными во введении и З1.1. При этом конкретный состав датчиков зависит от метода наведения. Сложность и комплексный характер ИВС обусловлены необходимостью решать задачи самонаведения независимо от конкретных условий применения.
Это предопределяет использование различных методов наведения, датчиков различной физической природы и разных режимов управления ЛА. Иерархический способ построения позволяет существенно экономить аппаратурные и вычислительные затраты в процессе наведения.
В зависимости от вида информации, способов ее получения и физической природы используемых сигналов все датчики объединяются в системы более низкого уровня (подсистемы) по отношению к ИВС. Радиоэлектронные измерители параметров относительного движения ОУ и цели и некоторых параметров ее абсолютного движения объединяются в составе БРЛС. Датчики этих же параметров в оптическом и инфракрасном диапазонах функционируют в составе опто-электронной системы (ОЭС). Датчики параметров собственного движения самолета объединяются в системы воздушных сигналов (СВС) и курсовертикали (СКВ), которые в дальнейшем будем называть системой автономных датчиков (САД). Функциональные связи между этими подсистемами для ИВС многоцелевого самолета, позволяющей реализовать современные методы наведения на наземные и маневрирующие воздушные цели, показаны на рис.
8.1, 55 В такой ИВС можно выделить две группы режимов функционирования, обеспечивающие самонаведение самолета на воздушные цели и на наземные объекты. В первую группу входят: режим поиска и обнаружения целей; автоматическое сопровождение нескольких целей в режиме обзора (АСЦРО) и режим сопровождения одиночной цели (СОЦ), именуемый также режимом непрерывной пеленгации (РНП).
Вторую группу составляют режимы картографирования земной поверхности, в том числе и использующие синтезирование искусственной апертуры антенны [63, 64], которые позволяют решать задачи навигации, а также обнаружения и сопровождения наземных целей. Режимы поиска н обнаружения воздушных и наземных целей выполняются либо БРЛС, либо ОЭС, либо совместно обеими системами. Они дают лишь общую картину воздушной и наземной обстановки и формируют начальные условия (целеуказания) для функционирования ИВС в других режимах, в которых, собственно, и решаются задачи самонаведения. При АСЦРО, наряду с одновременным, автоматическим сопровождением, цели ранжируются по степени опасности.
При этом ИВС формирует вектор Л параметров рассогласования (рис. 8.1), благодаря которому самолет наводится нлн на наиболее опасную цель, или на 56 геометрический либо энергетический центр группы целей. Одновременно для каждой йй опасной цели, число которых ограничено числом Хр имеющихся на борту ракет, вычисляются зоны разрешенных пусков (ЗРП) в виде интервалов Д„„„.ш Д„„ям от максимально разрешенной Ц„„.„, до минимально разрешенной Д„„,м дальностей.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
