Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 3
Текст из файла (страница 3)
Ддя выполнения первых четырех требований траектория наведения должна быть как можно более прямолинейной. Практическая реализуемость подразумевает возможность формирования оценок всех необходимых фазовых координат относительного и абсолютного движения цели и ОУ при существующих датчиках информации (измерителях), реальных объемах памяти, быстродействии и разрядности бортовых вычислителей и реальных расходах энергии на управление ЛА.
Инвариантность предусматривает наведение во всем требуемом диапазоне дальностей, скоростей и высот независимо от наличия и скорости ветра и направления (ракурса) перехвата. Используемые методы самонаведения самолетов должны обеспечивать работоспособность РЭСУ при переходе от этапа дальнего наведения к ближнему и учитывать вид оружия, особенности его применения и наведения.
Например, если антенна РГС или приемник оптоэлектронных систем ТГС неподвижны, то истребитель нужно наводить так, чтобы в любой момент времени продольная ось ракеты, совпадающая с направлением продольной оси самолета, была направлена на цель. Методы, реализующие такое наведение, называются прямыми или методами погони. Если чувствительные элементы ракеты (антениа РГС) спо- !3 РСН О 14 собны поворачиваться, то можно реализовать наведение в упрежденную точку встречи.
Обычно пространственный угол упреждения представляют в виде двух компонент п,.„и п„в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Пример такого наведения в горизонтальной плоскости показан на рис. 7.1, где О,. и О« — точки расположения самолета и цели в горизон- тальной плоскости, Ъ'„. и Уа — со- О , ответственно векторы скорости бц самолета и цели.
По отношению У ц к линии визирования 0,.0„, фиксируемой угломером БРЛС, самолет должен двигаться под угпгт лом и, обеспечивающим пересечение линий пути цели 0«0, и самолета 0„.0„в упрежденной точке встречи 0„,. При использовании неуп- равляемых ракет и стрелково-пу- о шечного вооружения самолет < ц также долнсен наводиться в упрежденную точку встречи.
В этом случае при определении уг! ла упреждения самолета с1 в l вертикальной плоскости необходимо учитывать дополнительное $4ЭЦ,/ Чс снижение ракеты или снаряда под действием силы тяжести. Методы наведения бомбардировщиков-ракетоносцев обусловлены маневренными свойствами Рис.
7.2 ракет «в — п». Если ракеты мало- маневренные, то самолет должен наводиться непосредственно на цель, используя ту или иную разновидность прямого метода. При этом наведение осуществляется только по курсу, а высота полета выдерживается постоянной. Следует отметить, что при этом снижается безопасность выхода самолета из атаки. При использовании высокоманевренных ракет «в — п» самолет может пускать ракету уже на этапе отворота от цели под некоторым углом у„к ней. Пример траекторий самолета и ракеты в горизонтальной плоскости для такой ситуации приведен на рис.
7.2, где сплошная линия отображает траекторию самолета, а штриховая — траекторию ракеты «в-п». Необходимо отметить, что при пуске ракет с полуактивными РГС маневр самолета-носителя ограничен диапазоном углов, в пределах которого еще возможен подсвет цели сигналами БРЛС самолета.
Ракеты с активными и пассивными РГС не ограничивают маневры самолета после пуска ракет. При наведении ракет «в-в» на движущиеся воздушные цели в зависимости от условий применения могут использоваться как прямые методы, так и методы наведения в упрежденную точку встречи, а для ракет «в — п», как правило, — различные модификации прямого метода. 7.3. МЕТОДЫ САМОНАВЕДЕНИЯ САМОЛЕТОВ И АЛГОРИТМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ ИМИ 7.3.1.
МетОД пРЯмОГО нАВеДениЯ пРи РУчнОм УпРАВлении Суть лгетос)а прялгого ниведения состоит в тот, чпго продольная ось салюяети ОгХг долакпа все врелгя совтегциться с паправлениелг на цель ОвО„(рис. 7.3). Следовательно, требуемые значения бортовых пеленгов грг, и ц гр цели в горизонтальной и вертикальной г плоскостях должны быть равными нулю: р = р„=О.
(7.3) с Х Поскольку именно так преследуют свои жертвы некоторые виды хищных животных, то этот метод иногда называется l методом погони. В соответствии с (7.1) алгоритмы траекторного управления А„„„и А„н, в гори- С о зонтальной и вертикальной плоскостях при Рис. 7.3 ручном управлении формируются путем сравнения текущих бортовых пеленгов грг и гр„с их требуемыми значениями (7.3): Пинг рг 'ргт згг Авив ~рв чгвт грв (7.4) Смысл формирования параметра рассогласования в горизонтальной плоскости поясняет рис.
7.3. При ручном управлении углы гр„ и гр„ отображаются на индикаторе БРЛС по правилу: Анг вв КнЛ„„„= К„р„; Анв = К»Апнв = КнЧв где К„ — коэффициент пропорциональности, зависящий от размеров индикатора и его чувствительности. Один из возможных способов ото- !5 б ражения ошибок наведения (7.5) на ин~иа дикаторе типа азимут — угол места показан на рис. 7.4, на котором центр перекрестия соответствует продольной оси ! самолета; значения Л„„и Л„,. определяются расстояниями от центра перекрестия до проекций центра круга на соответствующие оси, а радиус круга характеризует допустимую ошибку пилотирования. Воспринимая Л„„и Л„„летчик должен Рис.
7.4 управлять самолетом так, чтобы пере- крестие не выходило за пределы круга. ПреимуШеством метода прямого наведения являются его инвариаптпость к дальноспш наведения и высопге полета цели и салюлета, а тактсе простота ИВС, поскольку для решнпиции этого метода иеоб.годимо иметь только угломер, измеря1ои~ий бортовые пеленги <р,.
и ср„. Следует отметить, что метод обеспечивает высокоточное наведение лишь на неподвижные (наземные) цели при отсутствии бокового ветра. В такой ситуации он гарантирует управление самолетом практически по прямолинейной траектории при всех ракурсах. Однако при наличии бокового ветра траектория самолета будет искривляться за счет его сноса. Причина искривления поясняется рис. 7.5, на котором: У,— вектор скорости ветра; точки О,ь, О,ь Оы,.. и оси О,ьХвл ОыХы... показывают текущие положения самолета и направление его продольной оси в моменты времени ~в<В<В при идеальном наведении.
Вполне очевидно, что кривизна траектории будет тем больше, чем меньше скорость самолета и больше скорость ветра. Ц 1 l г г Х Ос Рис. 7.5 Рис. 7.6 Оц, Уц Оц, О„ац, 'Г Осо Ряс. 7.7 На практике также используются и разновидности метода прямого наведения: флюгерный и путевой. При флюгернол~ иетоде с лаирав- лениев~ на цель совтесцается пространственное нолоэсселие оторего лтло оииии4Йяся й;;.. л салюлеи~и от ~олоэсе- 17 При наведении на движущиеся воздушные цели прямой метод обеспечивает, в общем случае, полет самолета по криволинейной траектории (кривой погони).
Причиной искривления является тот факт, что мгновенное направление взаимного перемещения цели и самолета, определяемое направлением вектора относительной скорости, в основном не совпадает с направлением на цель (рис. 7.6). Если перехват цели осуществляется из задней полусферы (ЗПС), то кривизна траектории будет незначительной и самолет сможет выполнять маневры преследования с допустимыми поперечными перегрузками. Если же перехват выполняется из передней полусферы (ППС) (рис.?.7), то на конечном участке траектории самолет все равно должен быть выведен в ЗПС. При этом кривизна траектории мояьет потребоваться настолько большой, что выполнить такой разворот в допустимом диапазоне поперечных перегрузок невозможно.
В результате либо будут иметь место недопустимо большие ошибки наведения, либо самолет разрушится при движении по заданной траектории, отмеченной на рис. 7.7 точками О,в ...Ом. Точки О„ь...0„4 указывают положение цели в те моменты времени, когда самолет находится в точках О„.в...Ом. Наведение по криволинейной траектории приводит к уменьшению дальности действия РЭСУ и увеличению времени наведения. Последнее предопределяет увеличение вероятности срыва наведения за счет противодействия противника.
Однако наиболее значимым недостатком ме-тода прямого наведения является ограничение направлений перехвата движущихся целей только задней полусферой. нил продольной оси ПА. При нугнеаом методе с направлением ии лень соаиещаешсн вектор путевой снороснш. Такой прием позволяет снизить влияние бокового ветра на точность наведения. 7.3.2. НАВЕДЕНИЕ В НАИВЫГОДНЕЙШУЮ УПРЕЖДЙННУЮ ТОЧКУ ВСТРЕЧИ ПРИ РУЧНОМ УПРАВЛЕНИИ Алгоритм траекторного управления при наведении наивыгоднейшую упреждениую точку ветре ш (НУТВ) широко используется при самонаведении истребителей на воздушные цели.
При ручном управлении он формируется в соответствии с законом: (7.6) (7.7) Здесь А„, и Д„„— параметры рассогласования в плоскостях бокового и продольного движения; с)„и с)„, — требуемые наивыгоднейшие углы упреждения; ʄ— коэффициент пропорциональности. При использовании в качестве средств поражения ракет с полуактивными РГС к РЭСУ истребителя предъявляются наиболее жесткие требования, поскольку необходимо стабилизировать в пространстве измерительную систему координат БРЛС.
Это вытекает из требования согласования плоскостей поляризации сигналов, излученных станцией подсвета цели, и отраженных сигналов, принимаемых РГС, при маневрах истребителя по крену. В таких условиях углы и и ои фиксируются в горизонтальной плоскости, а углы п„„и и„- в вертикальной. Кроме того, после пуска ракеты самолет-носитель должен продолжать двигаться в направлении цели, подсвечивая ее.
Суть метода наведения в НУТВ для горизонтальной плоскости иллюстрируется рис. 7.8, на котором ОНХаЕа — подвижная земная система координат, начало которой О,. совмещено с центром масс самолета; 0„— точка расположения цели в этой системе координат; Д вЂ” расстояние до цели; ׄ— вектор скорости цели; Ч, и Ч,. — требуемый и фактический векторы скорости истребителя; с)н, — угол между линией 0,0„ визирования цели и линией 0„0,, пути цели; а,. — угол визирования цели; Ац,.=с)„-с)„, — текущая угловая ошибка наведения. При определении угла и наведения в наивыгоднейшую точку О, будем полагать, что самолет вооружен ракетами с полуактивными РГС.
Тогда после пуска ракеты в точке О„„самолет будет продолжать двигаться в том же направлении, подсвечивая цель вплоть до точки О,„. окончания самонаведения. В точку 0„., самолет попадает в тот момент, когда ракета, пролетев после пуска расстояние ОкаО„,~'~„.ч-Ч„)~„ встречается в точке О,„ с целью. Здесь Ч„ и [р — собственная скорость ракеты Рис.
7.8 (7.10) (7.1 1) Дог(„= Чц(„в!пс) . — Ч„!ц Япс)„„. 19 и время ее полета. На момент поражения цели самолет находится от нее на удалении 0„0; — Ч„1„=Др. Кроме того, будем полагать, что Ч; — сопя!, Ч =Ч; — сопя!, цель не маневрирует и высота полета не изменяется в течение всего времени наведения !ц. Проектируя на линию визирования и нормаль к ней участки траектории самолета, цели и ракеты, находим: Д вЂ” Чцйц сов(),„+ Ч,! совс)„„— Нц!ц совпгц, (7.8) Ч„!ц в!и!)„ц =Ч,(„в!пс( +Ч ! в!пс! (7.9) Аналогично можно получить кинематические уравнения Д = Ч„сове!гц — Чц спас!„, Доз„= Чц Япс( — Чц в!и!)„ц, где озц =вц — угловая скорость линии визирования (ЛВ). Уравнение (7.10) характеризует скорость изменения дальности.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
