Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 5
Текст из файла (страница 5)
На рис. 7.10 этот факт иллюстрируется параллельностью штриховых линий, отображающих мгновенные положения ЛВ в различные моменты времени. Из рисунка, приведенного для плоскости 1 — 1, видно, что для обеспечения параллельности линий визирования необходимо, чтобы выполнялось равенство Ч„з>п(п> — 6„1 ) = Ч„в>п(в> — >3,1 ), (7.38) где а> — угол визирования цели в плоскости управления 1-1 (рис. 7.9); ОМ и О„> — путевые углы движения ракеты и цели в этой плоскости. Так как а>=сонм, Ч,=сопя> и цель не маневрирует (Чк=сопз>, Оч>=сопя>), то на основании (7.38) правомочно утверждать, что е>-О„>=сонм, т.е. ракета летит по прямолинейной траектории.
Из (7.36) и (7.37) следует, что чем больше Мь, тем прямолинейнее траектория полета ракеты, тем больше дальность действия РЭСУ при том же запасе топлива. Однако выбирать очень большие значения нави- рости и угломером РГС), а ускорения — акселерометрами, сориентированными по плоскостям управления. Особенноспи>л>и МНН, предопределяющая>и его широкое применение, явля>о>пся всеракурсност>ь практически лрялюяипейпая троекпюрия наведения и всевь>сопи>осп>ь.
Всевысотность метода следует из того, что рули ракеты в процессе наведения отклоняются на такие углы, при которых )1,2 )т1,2 )') ОЧсб оэь2 . х„ Д = Ча сов(е! — тэа! ) — Ча соя(е! — зул! ) Доз! = Ч з)п(в! — з3„!) — Ч„з(п(к! — зуа!), (7.39) (7.40) где оз! = й!, а правило учета знаков различных проекций такое же, как и в (7.10) н (7.11).
Для упрощения дальнейших выкладок будем полагать, что косинусы всех углов примерно равны 1, а синусы — своим аргументам. Тогда (7.39) и (7.40) преобразуются к виду Д=Ч вЂ” Ч; !! !)' (7.41) Дсц = Чр(е! — 0„!) — Ч„(е! — д„!) =(Чг — Ч„)6! -~-Ч„д„! — Чрдр, . (7 42) Используя (7.41) в (7.42), будем иметь Доз~ + Д~~ — — Ч„бщ — Ч„!3„! . (7.43) 26 гационного параметра нецелесообразно.
Это объясняется тем, что в реальных РЭСУ Ч,.~ и шп оцениваются с погрешностями, которые затем с коэффициентом пропорциональности Хр преобразуются в ошибки формирования требуемого ускорения, а соответственно и в ошибки наведения. В такой ситуации с увеличением Ха требуемая траектория все больше выпрямляется, но одновременно возрастают и промахи ракеты. Следует отметить, что траектория наведения становится практически прямолинейной уже при Х„=З [47). Всеракурсность, характеризующая способность РЭСУ наводить ракету под любыми углами к направлению движения цели, обеспечива- а„ется тем, что в зависимости от га! в направления атаки изменяются значения Чга и озп. Это автоматически приводит к изменению й значения )„!э (7.30), а сооз.ветственно и требуемого угла упрех<- дения с)„! (рис. 7.10). Для подл тверждения этого заключения т! рассмотрим кинематические Р! уравнения в плоскости управле- О, ния 1-1 в предположении, что цель и ракета не маневрируют.
Геометрия взаимного перемещения цели и ракеты в этой плоскости показана на рис. 7.!О. Проектируя скорости Ч„н Ч„на ЛВ и нормаль к ней, получаем Дифференцируя (7.43) по времени при Ч„=сопац Чр=сопы, получаем 2Доэ! + Доз! — Н„б„! — Нрзур (7.44) где было учтено, что е, = ьэ!, Д = О, Ч,а —— -Д, а поперечные ускорения цели и ракеты определяются соотношениями )ы = Ч„д„!, ), = Ч„,бр,. Соотношение !7.44) можно представить в виде уравнения некоторой динамической системы, преобразующей фазоаые координаты абсолютного движения цели и ракеты /)в!, ) !) в координаты относительного движения Д, Ч,а и ш!. Передаточная функция указанной системы, условно называемой кинематическим звеном, имеет вид: %„,(р,1) к„ /(Тю р 1) (7.45) при (7.46) вю =1/(2Нса), Ткз =Д/(2Нса) Передаточная функция (7.45) отобра!кает нестационарное, неустойчивое квазистатическое звено, реализуемое на практике в виде интегратора, охваченного положительной обратной связью.
Структурная схема этого звена показана в левой части рис. 7.11. Рнс. 7.!1 При идеально точном наведении„когда в !7.32) Л!э=О, ) !=)ЧаЧ,аоэ!, В такой ситуации эквивалентное звено, включающее ИВС, СУР и ракету (см. рис. 1.2)„можно представить в виде усилителя с коэффициентом усиления 1ЧаЧел Очевидно, что ССН, показанная на рис. 7.11, будет устойчива тогда, когда коэффициент передачи ХаЧ,.а в цепи отрицательной обратной связи (ООС), замыкаемой через)!, будет превосходить ко- 27 зффициент передачи 2Чь в цепи положительной обратной связи (ПОС) кинематического звена: НвЧ,.в>2Ч,.в. Отсюда следует, что при Но~2 (7.47) ССН, реализующая МПН, будет обеспечивать устойчивое наведение при любых ракурсах перехвата.
Кроме отмеченных достоинств МПН, обеспечивающих всевысотное и всеракурсное наведение по практически прямолинейной траектории, его преимушеством является хорошее сопряжение со всеми методами самонаведения истребителя, которые могут использоваться на этапе, предшествующем пуску ракет. Следует отметить, что МПН инвариантен к воздействию ветра на наводимую ракету. Это обусловлено тем, что под действием ветра будут изменяться значения юш угловых скоростей ЛВ, а соответственно и текущие значения ускорений )ах.
Последнее и будет вызывать соответствующие изменения угла упреждения с(,1х (см. рис. 7.10), Недостпапжохч МНН является плохая управпяехюсп1ь ракеты па болыппх дияьлоспшх. Из (7.40) следует, что на больших расстояниях Д угловая скорость Чр з1п(в, — Ор,) — Ч„з1п(к, — ба,) оэ Следовательно, в таких ситуациях)„х=О и первоначальные ошибки пуска, обусловленные погрешностями прицеливания (целеуказания), не будут устраняться. Кроме того, при наличии ошибок Лю,х оценивания угловых скоростей ЛВ для юю=О будут иметь место очень большие относительные погрешности ою~ асом, а значит, и большие ошибки управления.
Необходимо подчеркнуть, что некоторые из рассмотренных достоинств МПН реализуются лишь при наведении на неманеврирующие цели. Прп перехвате маневрирующих целей появляются существенные промахи. В таких условиях более приемлем лип|од пропорчиопаяьпого навес)епия со сячещепиеяь Для этого метода алгоритм траекторного управления определяется соотношением Лы 2 = 1'(оЧся (оэ12 +алоэ~ з) Л 2 * (7.48) в котором ю,х — угловые скорости ЛВ, рассчитанные при условии, что цель не маневрирует, а Ью,а — измеряемые комплексным угломером РГС приращения угловой скорости ЛВ, вызванные маневром цели.
Если по каким-либо причинам, например из-за воздействия преднамеренных радиопомех, невозможно воспользоваться информацией о Чпь то в (7.32) и (7.48) используют какое-то среднее значение Чм. Кроме того, 28 Здесь 1Р12 — бортовые пеленги цели в плоскостях управления; 1Р»аащ — ДОПУСТИМЫЕ УГЛЫ ВНЗИ- рования в этих плоскостях, при Ф»р п>ах которых маневр цели не приводит к срыву ее сопровождения по п>ах направлению. Необходимо отме- О О 1 тить, что в (7.49) углы 1р12 отсчи- ро Ур тываются от продольной оси раРис. 7.12 кеты, а углы 1рлп,12- от линии визирования, т.е.
имеют противоположный знак (рис. 7.13). При использовании алго- 0 вт ритма (7.49) наведение осуществляется, в общем случае, по кри- Фаоп волинейной траектории (сплошная линия на рис. 7.13). Отмеченная особенность приводит к О р уменьшению дальности действия РЭСУ. После уменьшения 19,2 до значений 1рпи12 РЭСУ опять может перейти на ту или иную разновидность пропорционального наведения. В сиоп>ел>ах солюнаведения ракет «в-и» парол>етры рассогласования обь>чно форлп>ру>отса в горизонн>ельней и вертикальной плоскостях, поскольку именно в этих плоскостях (курса и тангажа) размещаются их рулевые органы. Для наведения на неподвижные и малопод- У„О„, Оцо Рнс.
7.13 29 при этом употребительны разновидности прямого наведения, рассмотренного в п. 7.3.1. При наведении ракеты с большим углом упреждения 9,1 (см. рис. 7.10) антенна РГС, сопровождающая цель по направлению, будет развернута по отношению к продольной оси ракеты на угол 1)>=1),ь близКнй К МаКСИМаЛЬНО ВОЗМОЖНОМУ УГЛУ ПОВОРОта 1Рпа„. В таКОй СИтУаЦИИ маневр цели, показанный на рис. 7.12 штриховой линией, может привести к невозможности ее сопровождения по направлению, поскольку необходимый угол пеленга становится больше максимально возмо>кного угла поворота антенны РГС. Во избежание срыва сопровождения цели по направлению угломером РГС, а соответственно и срыва перехвата, используют метод навей)ения с пошполппыл> углол> упрелсдения.
При этом параметр рассогласования вычисляется по алгоритму ~ ~у1,2 ке( р!,2 +1рлоп1,2) ' вижные наземные н надводные цели часто используют иетод флюгер- ного наведения, при котором с направлением на цель совмещается вектор воздушной скорости ракеты. Если параметры рассогласования для плоскостей курса и танга>ка формируются в стабилизированной по крену системе координат, то алгоритм флюгерного траекторного управления ракетой «в-п» определяется соотношениями (7.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
