Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 4
Текст из файла (страница 4)
Если проекция Ч, совц скорости самолета на ЛВ больше проекции Ч„совц,ц, то Д < 0 и дальность до цели уменьшается в процессе наведения. Уравнение (7.1!) характеризует поперечную (нормальную) составляющую скорости. При его получении учтено, что проекция Ч,в!пс! вращает линию визирования против часовой стрелки, поэтому она считается положительной. В то же время проекция Нцсовй,ц, вызывающая вращение ЛВ по часовой стрелке, считается отрицательной.
Домножив обе части (7.1! ) на 1„, получим Из сравнения этого равенства с (7.9) следует Ч 1 з>пс) . Дсо.1 шпс1 Дсо 1 4Ч ср) (7.!2) Время наведения с„можно найти из соотношения (7.8) — Ч„(р спас) Д вЂ” Ч,1р сов с) (7.13) Ч, совс(„„-Ч„созс!ш — Д где было учтено равенство (7.10).
Для расчета с„достаточно часто вме- сто (7.13) используют более грубое приближение 1„=(Д вЂ” Ч ср)7( — Д), (7.14) основанное на приближенном равенстве созс) =1. После подстановки (7.14) в (7.12) будем иметь: Асо,(Д-Чр1„) дсог Б!Пс(,. = ДЧ1, к„ (7.15) кятД~Чр1р>(ДЧр1р) с)„„= агсз!и яоэук„„) . (7. 16) (7.17) Еще более грубым приближением является соотношение с(гг Дюг/кач (7.! 8) 20 полученное на основе допущения з!пс1, =с(,„. При реализации метода наведения в НУТВ в различных системах для расчета с! используются соотношения (7.12), (7.13), либо (7.17), либо (7.18). Отличаясь вычислительными процедурами, все эти разновидности закона формирования с(,, обладают общими свойствами, которые удобно анализировать на примере (7.16) и (7.18).
В результате мо>кно сделать следующие выводы. Метод наведения в НУТВ инвариантен к условиям применения, т.е. закон формирования с! не изменяется при изменении высоты, дальности, скорости сближения и направления (ракурса) перехвата. Всеракурсность метода обусловлена изменениями с( при изменениях Д, Д,' ю, и вида управляемой ракеты, определяющего ее баллистическую дальность Др=Ч„!р. Необходимо отметить, что в реальном диапазоне дальностей и скоростей цели и самолета максимальные значения с),-„определяются величинами 60...65".
Важной особенностью метода является практическая прямолинейность траектории самолета-перехватчика при наведении на неманев- определяющее правило формирования требуемого угла упреждения в вертикальной плоскости. Здесь: о>„— угловая скорость ЛВ в вертикальной плоскости, а К„„вычисляется по формуле (7.16). В стабилизированной в пространстве измерительной системе координат, которая применяется для наведения ракет с полуактивнь>ми РГС, текущие значения углов Ч„и Ч„, используемые в (7.6) и (7.7), формируются по законам: Ч„= ср„+ а в1п у; Ч, = <р, + а сов у, (7.20) (7.21) где <р, и я>„— бортовые пеленги целей в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измеряемые угломером БРЛС со стабилизированной в пространстве антенной; а и 7 — соответственно углы атаки и крена.
Необходимость учета в (7.20) и (7.21) вторых слагаемых обусловлена тем, что мгновенное направление движения самолета совпадает с направлением вектора его скорости, которое отличается от поло>кения строительной оси на значение угла атаки. При наличии крена угломер со стабилизированной антенной по-прежнему измеряет проекции бортового пеленга в горизонтальной ф„ и вертикальной я>, плоскостях, в то время как пространственное положение угла атаки изменяется. Последнее и вызывает появление проекций аа(пу и асозу угла атаки иа горизонтальную и вертикальную плоскости. Принимая во внимание (7.18)-(7.21),можно преобразовать алгоритм траекторного управления (7.6),(7.7) к виду: >3„, = к я(<р„+ аз(ну — До>„> к„„); Ь„„= ка(ср„+ асоау — Доэ„! кя„) .
(7.22) (7.23) При ручном управлении самолетом параметры рассогласования (7.22) и (7.23) выводятся на экран БРЛС так >ке, как и параметры рассо- 21 рирующую цель. Это предопределяет реализацию максимальной дальности действия РЭСУ при минимальных затратах энергии и времени наведения. По этой причине, а также в силу хорошего согласования метода наведения самолета с методами упреждающего наведения ракет точка О, (см.
рис. 7.8) и называется наивыгоднейшей. Следует, однако, отметить, что при маневрах цели требуемая траектория наведения самолета искривляется. Подобным образом можно получить аналоги (7.!2), (7.13) и (7.17), включая соотношение Чиг = Дшв/кач * 7.3.3. АЛГОРИТМЫ ДИРЕКТОРНОГО И АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ Особенности функционирования РЭСУ в директорном и автоматическом режимах достаточно подробно рассмотрены в З!.3.
Поэтому более детально рассмотрим процедуру формирования параметров рассогласования в плоскостях бокового и продольного движения. В директорном режиме, независимо от используемых методов наведения, параметры рассогласования в плоскостях бокового Ь,„и продольного А„движения формируются по законам: '-~дг = "дг(Т Тт) ~дв Кдв(Пу — Пут) ' (7.25) Здесь Т, и и„, — требуемые значения крена и нормальной перегрузки; у и и„— их фактические значения; к„, и км — коэффициенты пропорциональности. Требуемые значения у, и и формируются путем функциональных преобразований параметров рассогласования Авв„, Авв„(7.4) при 22 гласования прямого метода, показанные на рис.
7.4. Однако электронное перекрестие теперь будет соответствовать не продольной оси самолета, а требуемым значениям о и г)„,. Летчик должен пилотировать так, чтобы центр перекрестия не выходил за пределы кольца. Сравнение алгоритма наведения в НУТВ с алгоритмом наведения (7.4) позволяет прийти к заключению, что первый, реализуя всеракурсное наведение в любом диапазоне дальностей и скоростей сближения независимо от высоты практически по прямолинейной траектории, является более совершенным. Однако при этом требуется значительно более сложная ИВС.
В состав такой ИВС, кроме вычислителя г)г, и г)„„ должны входить датчики информации, формируюшие оценки бортовых пеленгов гр, и гр„угловых скоростей линии визирования ю, и ю„, дальности Д и скорости ее изменения Д, а также углов атаки а и крена у. Для формирования оценок гр„гр„, щ. и ю„могут быть использованы угломерный канал БРЛС„теплопеленгатор и авиационный стрелковый прицел (АСП). Оценки Д и Д могут быть сформированы дальномерным каналом БРЛС, а оценки а н Т вЂ” датчиком угла атаки и позиционным гироскопом. Из сказанного следует, что при реализации алгоритма наведения в НУТВ обязательно должна использоваться БРЛС, Рассмотренный алгоритм наведения в НУТВ наиболее употребителен в ССН истребителей на воздушные цели с применением различных видов управляемых и неуправляемых ракет и стрелково-пушечного вооружения.
А,„=ка,(п„— п .), (7.29) где к„, и к.„„— коэффициенты пропорциональности. Процедура формирования заданных сигналов у, и п„в (7.28) и (7.29) аналогична процедуре их вычисления в директорном режиме. При этом достаточно часто в (7.28) и (7.29) используются и аналогичные директорному режиму зависимости. Сформированные в результате параметры рассогласования (7.28) и (7.29) поступают непосредственно в САУ для управления самолетом. Необходимо подчеркнуть, что состав ИВС РЭСУ в директорном и автоматическом режимах несколько усложняется. При прямом наведении в состав ИВС кроме угломера должны входить датчики угла крена (позиционный гироскоп) и нормальной перегрузки (акселерометр).
При наведении в НУТВ в состав ИВС должен еще входить акселерометр. Кроме того, несколько усложняются и алгоритмы функционирования вычислителей за счет необходимости вычисления (7.26) — (7.29). 7.4. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ И АЛГОРИТМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ ИМИ Для наведения ракет используются различные разновидности как прямого метода, так и методов наведения в упрежденную точку. Из последних наиболее известен метод нропорциолального лаведелпя (навигации), который широко используется в ССН ракет «в-в».
При этом методе требуемое поперечное ускорение (перегрузка) в плоскости уп- 23 прямом наведении либо параметров Ь„„, Ь„„(7.6), (7.7) при использовании наведения в НУТВ. В процессе функциональных преобразований у, =Г„(А,йк), п =Г,(Ь„а, ); (7.26) ут = Гг(Ь«„), П = (;(Ья, ) (7,27) могут учитываться инерционные свойства системы автоматического управления (САУ) и самолета, а также необходимость фильтрации (сглаживания) результатов преобразований в целях уменьшения влияния случайных возмущений.
Параметры рассогласования (7.24) и (7.25) отображаются на индикаторе БРЛС и используются летчиком для управления самолетом. Следует отметить, что при учете в (7.26) и (7.27) инерционных свойств САУ и самолета летчику в процессе устранения Ам и А,„достаточно выполнять функции усилительного звена. В автоматическом режиме параметры рассогласования в плоскостях бокового Ь.„, и продольного Ь,„движения формируются по закону; А», = „(Т-Ув)' (7.28) пть2 (110 ~К)Чсбозк2 ' (7.31) Здесь индексы 1, 2 соответствуют плоскостям управления, в которых Расположены РУлевые оРганы; ),ьз и пмл — соответственно тРебУемые ускорения и перегрузки; 1т)с — навигационный параметр; й — ускорение силы тяжести; Ч 5= — Д вЂ” скорость сближения; ю~ 2- угловые скорости ЛВ. Из-за удобства подвески ракет У.
«в-в» к самолету их плоскости управле- 1 э ния 1-1 и 2 — 2 чаще всего располагают под углами +45" к осям 025 и ОУ„связанной самолетной системы координат, в ° 55 которой ось ОХ„ совпадает с продольной 0,455 7, осью самолета (ракеты) (рис. 7.9). На этом рисунке показано сечение ракеты в плоскости, нормальной к оси ОХ„, и проходящей через рули ракеты. Следует от- '2 1 метить, что на момент пуска ось ОУс примерно совпадает с плоскостью крыла Рис.
7.9 истребителя. На основе (7.30) и (7.31) в ИВС РЭСУ для каждой плоскости управления формируются параметры рассогласования А,г =)м,г Л,2 = 1'1оЧ б оэкг )П2 (7.32) или 235~ 2 = Пт1 2 П ~ 2 = (110 !Я)Чсб оэ! 2 П! 2, (7.33) котоРые хаРакгеРизУют несоответствие действительных УскоРений )ш или перегрузок п|2 их требуемым значениям (7.30) и (7.31). Вычисленные значения (7.32) или (7.33) поступают в систему управления ракетой (СУР) для управления ракетой (см, рис, 1.2). В дальнейшем при рассмотрении особенностей метода пропорционального наведения (МПН) будут использоваться более простые соотношения (7.30) и (7.32). Однако все полученные при этом выводы будут справедливы и для (7.31) и (7.33).
Из (7.32) следует, что для реализации МПН необходимо оценивать скорость сближения Ч,б ракеты с целью, а также угловые скорости оэ~ и юз ЛВ и ускорения ) ~ и )2 в плоскостях управления. При этом Чсб и юь2 оцениваются радиолокационными датчиками (автоселектором ско- 24 равления должно быть пропорционально угловой скорости ЛВ н скорости сближения ракеты с целью: ) к2 = о(оЧсбоэкг ' (7.30) При изменении высоты изменяется плотность воздуха, что приводит к изменению эффективности рулей. При этом автоматически изменяются углы их отклонения до тех пор, пока не будет выполняться равенство (7.34).
Прямолинейность траектории ракеты проще всего доказывается при условии, что скорость ее полета постоянна, цель не маневрирует по направлению, а Мьп!. В такой ситуации при достаточно точном наведении, когда >з>2 малы, после деления левой и правой частей (7.32) на )ч)ь получим равенство >)'1.2 ~ 1'О Чсб ш1,2 )1,2 ' 110 (7.35) в котором ь>1 2 > Хб О >1,2>>')О О. Тогда из (7.35) и (7.36) вытекает толсдество Чбш12 О. (7.36) (7.37) Поскольку ЧбеО (иначе ракета не перехватит цель), то из (7.37) следует, что ш>э=О. Зто св>щетельствует о том, что в процессе наведения ЛВ перемещается параллельно самой себе.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
