Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 64
Текст из файла (страница 64)
15.5 Схема отображает функционирование многомерной нестационарной сложной иерархической системы автоматического управления. Многомерность ее определяется наличием нескольких входных и выходных параметров. К входным, в частности, относятся) и результаты 343 измерений; к выходным — собственное поперечное ускорение)„курс у, крен 7 и ошибка управления А<р„. Нестационарность обусловлена переменными параметрами (7.46) кинематического звена и ОУ (15.36) при изменениях скоростей Д и Н„. и дальности Д до цели.
Эти переменные параметры усложняют процедуры обеспечения устойчивости и требуемой точности наведения. Кроме того, в состав контура самонаведения входит неустойчивое квазистатическое звено (7.45). Поскольку это звено не реализуется аппаратурно, то для нейтрализации его неустойчивости приходится варьировать параметрами измерителей ИВС и САУ. Сложность системы характеризуется изменением ее структуры при смене режима управления и типа датчиков, используемых для измерения (оценивания) и, ц „, ц„н и и„,. Следует подчеркнуть, что при а~О в (7.22) и (7.23) появляются взаимные связи между каналами продольного и бокового движения, что существенно усложняет анализ ССН на устойчивость и точность.
Иерархия построения ССН предопределяет наличие в них большого числа ООС, характерных как для системы в целом, так и для ее более низких уровней. К первому уровню относятся связи через ), и у, замыкающие в кинематическом звене контур в целом. Ко второму уровню относятся ООС в ИВС, замыкающиеся через сигнал цт в процессе формирования сигнала траекторного управления (15.30) и через сигнал К,„ц,п„, в процессе вычисления параметра рассогласования (15.29). Связь такого типа имеет место и в САУ за счет сигнала н,„системы улучшения управляемости и устойчивости. К третьему уровню относятся ООС внутри самих составных частей ССН.
Такие связи, в частности, характерны для следящих измерителей ИВС в процессе формирования ошибки сопровождения цели по направлению, дальности и скорости (на схеме не показаны). Следует отметить, что в рассматриваемом контуре самонаведения аппаратурио реализуются лишь ИВС, САУ и ОУ. Кинематическое звено отображает лишь модель преобразования фазовых координат абсолютного движения цели и ОУ в фазовые координаты их относительного движения. 15.5. ДИНАМИЧЕСКАЯ СТРУКТУРНАЯ СХЕМА КОНТУРА САМОНАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ МЕТОДА ПРОПОРЦИОНАЛЬНОГО НАВЕДЕНИЯ Кинематические уравнения ИВС, СУР, ОУ и промахов ракеты, описывающие динамическую структурную схему контура управления ракетой, будут получены при условии, что самонаведение выполняется 344 оэ, = (К„/(Т„, р — 1)~()ш — 3,), (15.38) в котором К„, и Т„, определяются формулами (7.46). При получении уравнений ИВС будем считать, что метод пропорционального наведения используется в форме (15.25); цщ = КЛоц.цая -цй ' скорость Чм и ускорение)~ измеряются безинерционными измерителями: ц т КчЧсб (15.40) п) = К (15.41) а угловая скорость ЛВ оценивается инерционным угломером по правилу пал =[К„/(Т,„р+1))оэ~, (15.42) где К и ҄— коэффициент передачи и постоянная времени следящей системы.
В качестве уравнения СУР будем использовать соотношение бр! Ка гЧ/а (Р)ца! цои 1 вытекающее из общего выражения (15.13) при условиях, что отсутствует компенсация разбаланса (Р„( )=О), не используются сигналы систем ограничения перегрузок и стабилизации углового положения, а угловая скорость оэ, измеряется безииерционным скоростным гироскопом, формирующим сигнал нов К" оэг . (15.44) Уравнения динамики ракеты в плоскости 1-1 (см.
рис. 7.9) можно представить в операторной форме О, . Ч, Т„р+1 г б~п ь= — оп о~,=з3,= " а,, (!545) р +2йо),р+оэз, Т„Т„ следующей из общих моделей (15.2)-(15.5). Геометрические связи между углами, используемыми в (15.45), показаны на рис. 15.2 при замене в нем скорости самолета Ч, скоростью ракеты Ч, . 345 по закону (7.32), а каналы управления в различных плоскостях не влияют друг на друга. В связи с этим для определенности систематизируем все исходные уравнения для плоскости 1-1 (см.
рис, 7.9). Взаимосвязи фазовых координат абсолютного и относительного движения цели и ракеты в этой плоскости можно описать кинематическим уравнением Точность наведения ракеты в плоскости управления 1-1 можно оценить по текущему промаху Ьп =Д оэ,/У„ 2 (15.46) полученному на основе общего соотношения (7.52). Структурная схема контура самонаведения ракеты методом пропорциональной навигации в плоскости 1-1, соответствующая уравнениям (15.38)-(15.46), приведена на рис. 15.6. пх Рис. 15.6 Анализ этой схемы позволяет сделать следующие выводы. Схема отображает функционирование линеаризованной многомерной, нестационарной, иерархической системы управления. В качестве входных сигналов в ней рассматриваются поперечное ускорение цели )м и результаты всех измерений.
Выходными сигналами являются угол атаки аь УгловаЯ скоРость оз„попеРечное УскоРение Ракеты), и пРомах )ь. Нестационарность контура предопределена переменными коэффициентами (7.46) кинематического звена. В отношении влияния этого звена на контур самонаведения в целом имеют смысл все замечания, сделанные в 815.4. Иерархический принцип построения четко прослеживается по наличию цепей ООС как иа уровне всего контура через)ь так и на уровне подсистем через и„в ИВС и через и„„в СУР.
В заключение отметим, что структурная схема контура самонаведения ракеты в плоскости 2 — 2 идентична рассмотренной. Структурные схемы для контуров самонаведения ракет, использующих другие методы наведения, могут быть получены аналогичным образом. 346 ГЛАВА 1б. ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ПОКАЗАТЕЛИ РАДИОЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ САМОНАВЕДЕНИЯ Тактико-технические показатели являются одними из самых употребительных локальных показателей эффективности РЭССН (см.
51.4). В общем случае они зависят от аналогичных показателей ИВС, УС и ОУ. При этом показатели подсистем РЭССН нельзя выбирать произвольно, а необходимо учитывать их взаимное влияние друг на друга. Ниже будут более подробно рассмотрены наиболее важные для РЭССН показатели: дальность действия, разрешающая способность, устойчивость и точность. Вопросы помехозащищенности РЭССН будут рассматриваться в отдельной монографии. 16.1.
ДАЛЬНОСТЬ ДЕЙСТВИЯ Дальность действия РЭССН самолетов определяется интервалом дальностей Д,.„, ...Д„„;„между целью и ОУ, в пределах которого используются алгоритмы траекторного управления, обеспечиваюи1«е самонаведение с требуемой точностью. Максимальная дальность Д, „, соответствует началу использования алгоритмов траекторного управления (самонаведения), в то время как Дх ь — его окончинию.
Для самолетов за начало самонаведения принимается момент захвата цели на автосопровождение. При этом дальность захвата должна удовлетворять соотношению (16.1) Д;-Д..и. Д.,+Д..ичх, где Ą— расстояние, пролетаемое самолетом за время анализа обстановки и принятия решения экипажем, а Ą— максимальная дальность применения оружия из всего набора бортовых средств поражения.
Минимальная дальность действия Д, в соответствует дистанции гарантированно безопасного выхода из атаки (отворота) и зависит от типа применяемого оружия. Если в качестве средства поражения используются ракеты с АРГС и ПРГС, реализующие принцип «пустил-забыл», то самолет выходит из атаки сразу после пуска ракеты. При ракетах с ПАРГС необхо- 347 димо продолжать облучение поражаемого объекта СПЦ.
При этом Д„„х, может значительно уменьшиться, Следует отметить, что исходя из требований безопасности самолета-носителя целесообразны как можно большие значения Д„т,х н Д, в,. Дальность действия РЭССг1 ракет определяется интервилолх Д,х,„х..Дпхх разресиенных дальностей пуска, в пределах которого олгоритлхы траекторного управления обеспечивают самонаведение с точностью не хусчсе заданной. Максимальная разрешенная дальность пуска ракет «в-п» с РЭССН зависит от типа системы управления.
Если РГС захватывает цель на дальности Д„, до старта ракеты, то Дрхнх =Дхх Дпс (16.2) где Дт — расстояние, пролетаемое самолетом-носителем от момента захва- та цели до пуска ракеты. Обычно Дт«Дк, поэтому можно полагать (16.3) Дршхх Дхх Соотношение (16.3) определяет и максимальную дальность самонаведения ракеты «в — п» с комбинированной системой управления, в которой РГС вырабатывает сигналы траекторного управления процессом самонаведения после захвата цели на траектории. Минимальная разрешенная дальность пуска Др,„м ракет «в-п» с РЭССН обусловливается минимальным расстоянием до цели, на котором ракета еше способна устранить ошибки прицеливания. Эта дальность является сложной функцией ошибок и высоты пуска, располагаемых поперечных перегрузок ракеты и траектории полета в вертикальной плоскости (см.
рис. 7.15). Для ракет «в-в» максимальная дальность действия Д„ .х зависит от множества факторов. Главными нз них являются; тип системы управления; баллистическая дальность Дь полета ракеты; ошибки прицеливания в плоскостях управления; скорость и угол атаки истребителя в момент пуска и располагаемые поперечные перегрузки ракеты. Тип системы управления предопределяет момент захвата цели РГС ракеты. В ракете с АРГС цель можно захватить при нахождении ракеты еще на подвеске. В такой ситуации дальность самонаведения обусловлена либо дальностью Д„захвата цели АРГС при пуске ракеты на больших высотах, либо баллистической дальностью полета ракеты при ее пуске на малых высотах.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
