Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 61
Текст из файла (страница 61)
14.3.1), так и более сложные бесстробовые процедуры с оцениванием параметров исходных моделей (п. 14.3.2). Начало лзаневра цели можно определить по одному из алгоритмов, рассмотренных в 12 главе. Существенное уменьшение интервала Т между результатами измерений в сочетании с оптимальными алгоритмами фильтрации и идентификации позволяет БРЛС с ФАР обеспечить в режиме автоматического сопровождения целей точность, большую, чем в режиме СНП в БРЛС с мехапически сканируемыми антеннами. Однако даже в БРЛС с ФАР точность АСЦРО все же уступает точности СОЦ, реализуемого следящими измерителями. Причиной этого является достаточно низкая точность первичных измерений в режиме обзора.
Отмеченный недостаток можно устранить, используя специфический комбинированный следяше-обзорный режим сопровождения, называемый также режимом боевой работы, и основанный по-прежнему на программируемом обзоре. Четырехлепестковая ДН (см. рис. 11.8), 13 — 3806 329 формируемая ФАР, обеспечивает моноимпульсную пространственную пеленгацию целей. При этом лучи ФАР направляются на пеленгуемую цель на более длительное, чем в обычном программируемом обзоре, время. Время облучения должно быть достаточным для 3 — 5 измерений одного объекта, чтобы использовать оптимальные алгоритмы слежения за одной целью, рассмотренные в я10.б и ч1!.5.
В этих алгоритмах первоначальные ошибки захвата цели устраняются в фильтрах сопровождения за 3 — 4 такта измерений. В итоге результаты экстраполяции будут корректироваться высокоточными измерениями, имеющими место в режиме СОЦ, После этого лучи ФАР перебрасываются на следующий объект, а траектория предыдущей цели будет экстраполироваться до следующей серии измерений. Примерный закон изменения текущих ошибок Ьх„оценивания произвольной сопровождаемой координаты х; с интервалом измерений Т„показан на рис. !4.8. Рис. !4.8 Вполне естественно, что такой сложный следяще-обзорный режим употребителен при сопровождении наиболее опасных целей, по которым готовится применение оружия. Очевидно, что число таких целей ограничивается числом имеющихся на борту ракет. В остальном алгоритмы автоматического сопровождения целей остаются такими же, что и в рассмотренном ранее режиме программируемого обзора. 330 ГЛАВА 15.
ДИНАМИЧЕСКИЕ СТРУКТУРНЫЕ СХЕМЫ РАДИОЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ САМОНАВЕДЕНИЯ Динамические структурные схемы позволяют достаточно просто провести анализ ССН, направленный на исследование зависимости ее устойчивости и точносзи от условий применения, параметров системы наведения и ее составных частей. Методика таких исследований рассмотрена в 45.5. В ярняоэкении к ССН для лову«ения структурных схем необходилю знать кннежатическке уравнения, уравнения ИВС, УС (САУ, СУР), ОУ и нролизхав (ошибок улравления). Следует отметить, что в зависимости от требуемой детальности исследований уравнения сосгавньгх частей контуров самонаведения могут игветь различные размерности и вид.
Опыт анализа РЭССН показывает, что в качестве кинематических уравнений, устанавливающих связь между абсолютными и относительными фазовыми координатами цели и ОУ, удобно использовать соотношение (7.44). Уравнения ИВС, включающие в свой состав датчики информации и вычислители параметров рассогласования, могут быть получены на основе алгоритмов траекторного управления, приведенных в гл. 7, и конкретных алгоритмов функционирования измерителей, рассмотренных в гл.
10 — 12. Уравнения ошибок наведения зависят от типа ССН. Так, для ССН самолетов удобны формулы для ошибок наведения по курсу и тангажу, в то время как для ССН ракет целесообразны выражения (7.52), (7.53) для промахов. Поскольку уравнения для САУ (СУР) и ОУ в значительной мере обусловлены типом ССН, то они будут рассмотрены отдельно. При этом будет полагаться, что каналы управления продольным и боковым движением не влияют друг на друга.
Уравнения ОУ устанавливают связь между отклонениями органов управления и фазовыми координатами собственного движения летательных аппаратов. В зависимости от вида ЛА и расположения органов управления можно выделить ОУ с плоскостной симметрией и осесимметричные. К первым относят самолеты и крылатые ракеты «в-п», для которых законы пространственных эволюций в плоскостях продольного и бокового движения различны. Ко вторым относят ракеты «в-в» и некоторые типы ракет «в-п», для которых характерны одинаковые законы изменения пространсгвенного положения в обеих плоскостях управления.
331 15.1. УРАВНЕНИЯ ОБЪЕКТОВ УПРАВЛЕНИЯ Самолет как объект управления представляет сложную систему, способную изменять в полете свою конфигурацию, а соответственно и аэродинамические характеристики. Конфигурация изменяется за счет выпуска и уборки шасси, предкрылков, закрылков и интерцепторов (спойлеров), пуска ракет, сбрасывания бомб и т. д, В связи с этим пространственные эволюции самолетов, определяемые перемещениями в трехмерном декартовом пространстве и вращениями вокруг продольной ОХ, поперечной 02 и вертикальной ОУ осей (рис. !5.!), описываются достаточно сложной системой нелинейных дифференциальных уравнений с переменными коэффициентами.
Такие сложа ные уравнения используются в процессе точного имитационного моделирования РЭСУ на Рис. 15.! ЭВМ, однако они слишком сложны для аналитических исследований ССН и выяснения влияния ее отдельных составных частей на показатели ее эффективности. При аналитических исследованиях используют существенно более простые модели, дающие хотя и грубое, но верное представление о динамических свойствах ЛА.
Как правило, эти модели получают путем упрощения и линеаризации более точных исходных уравнений. В связи с тем, что в самолетных ССН используется управление по курсу и тангажу, различают продольное и боковое пространственное движение ЛА. Продольное движение складывается из перемещений вдоль продольной ОХ (рис. !5.!) и вертикальной ОУ осей и вращательного движения вокруг оси 02. Боковое движение самолета определяется поступательным движением вдоль оси ОЕ и вращательным движением вокруг осей ОХ и ОУ. Пространственное положение и вид траектории самолета в продольном движении определяются совокупным воздействием силы тяги двигателя Р„подъемной силы Р,, силы лобового сопротивления Р„и веса О. Взаимосвязи между этими силами показаны на рис.
!5.2. На этом рисунке в невращающейся системе координат О,ХаУа, связанной с центром масс О, самолета, показаны: направле- Рис. 15.2 332 ние силы тяги Р„примерно совпадающее с продольной осью самолета О,Х; направление вектора Г„подъемной силы, нормального к вектору Ч, воздушной скорости; направление вектора Р„ силы лобового сопротивления, коллинеарного вектору Ч„и направление вектора 0 силы тяжести. Управление тягой двигателя, приводящее к перемещению самолета вдоль оси О,Хм осуществляется с помощью ручки управления двигателем (РУД) либо автоматом тяги.
В простейшем случае связь между управляющим воздействием б, РУД (автомата тяги) и продольным ускорением )„, появляющимся вследствие изменения тяги, можно аппроксимировать инерционным звеном 1. а„, + ° дв б Т, " Т, (15.!) т3, =и/Т„ (15.3) (15.4) О=а+а/Т„.
(15.5) Здесь д — декремент затухания; ш, — частота собственных колебаний угла атаки а; аа — коэффициент эффективности руля высоты; Т, — аэродинамическая постоянная времени. При использовании в качестве органов НУПС спойлеров, размещенных вблизи центра массы самолета, можно считать, что выполняется приближенное равенство 333 где Тя, и ам — постоянная времени и коэффициент передачи двигателя. Перемещение вдоль оси О,У, может выполняться за счет опосредованного или непосредственного управления подъемной силой (НУПС).
При традиционном опосредованном способе подъемной силой управляют рули высоты или управляемые стабилизаторы, расположенные в хвостовой части ЛА, либо элевоны, размещенные на крыльях самолетов. Особенности такого управления подъемной силой рассмотрены в п. 5.2.1. При анализе ошибок наведения наиболее интересны перемещения ЛА по нормали к траектории полета и изменения его углового положения относительно поперечной оси. Если в качестве управляющих сигналов используются углы Ьм отклонения руля высоты (стабилизатора, элевонов), то зависимость между фазовыми координатами собственного движения самолета в продольном движении можно описать системой линеаризованных уравнений 148): (),+2с(ш а+шз<х=а б„„.
Н = — ас„б,„, (15.6) где Н вЂ” скорость изменения высоты Н; Ь,„ и а,„ — угол отклонения спойлера и коэффициент его эффективности. Курсом ЛА с плоскостной симметрией стремятся управлять методом координированного разворота, при котором органами управления, изменяющими угол крена, являются элероны (элевоны), а руль направления поддерживает угол скольжения равным нулю. Упрощенную модель бокового движения самолета в процессе координированного разворота можно представить в виде системы уравнений 148): Ту+у=а б,; (15.7) (15.8) (15.9) в которой 7 — угол крена; б, и от — угол отклонения элеронов (элевонов) и коэффициент их эффективности; у — курс;1,.
— боковое (поперечное) ускорение в горизонтальной плоскости. При использовании органов непосредственного управления боковыми силами перемещение летательного аппарата вдоль оси ОХ (см. рис. 15.1) описывается соотношением, аналогичным уравнению (15.6). Для крылатых ракет «в-п» в плоскостях продольного и бокового движения также справедливы уравнения (15.2)-(15.5) и (! 5.7)-(! 5.9).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
