Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 66
Текст из файла (страница 66)
Кроме того, низкая точность ЦУ может привести к перераспределению поражаемых объектов в результате захвата РГС других близко расположенных целей. В ситуации, когда РГС не разрешает цели, ракета также будет наводиться на энергетический центр тяжести группы целей, находящихся в и-мерном элементе разрешения РГС. При этом вероятность поражения цели будет резко уменьшаться для ССН, у которых линейная разрешающая способность по угловым координатам существенно превышает эффективный радиус поражения (п. 1.4.5). Анализ, проведенный в Я 8.б — 8.10, показывает, что ИВС ОУ наиболее чувствительны к ошибкам угломерного канала.
В связи с этим обоснуем требования к разрешающей способности РГС по угловым координатам в процессе наведе- Х о ния ракеты на энергетический центр тяжести двух целей. При е„ этом будем полагать, что выпол- г няются следующие условия: вт ракета наводится в горизонтальной плоскости Х,О,Е, (рис. 16.3); отрезок Ц~Цп характери- й Ч, зующий расстояние Ах между вя двумя целями, перпендикулярен вектору Чр скорости ракеты; ССЙ должна обеспечивать Р а поражение хотя бы одной из двух Рис. 16.3 целей с вероятностью Р„„=0,8 при эффективном радиусе поражения В. ~,. Из (1.20) следует, что для обеспечения Р„„=0,8 необходимо, чтобы /Б, = 0,5К„). Если Ьг»й,е, то вероятность того, что ракета пролетит вблизи одной из целей на расстоянии, не превышающем 2,/5,, будет мала, а соответственно будет мала и вероятность поражения цели. 353 Из рис. 16.3 видно, что для поражения хотя бы одной цели необходимо, чтобы разрешающая способность бх=Лг„ы была того же порядка, что и ошибка наведения Ьг=2Кя1, — — 4 ~0, .
(! 6.12) Отсюда следует, что разрешающая способность по углу Йр, =4 ~0а !Д. (16.!3) Тогда при ~Р, =10 м, Д=40 км, б<р,.=0,06". Обеспечить такую высокую разрешающую способность по углу в современных РГС практически невозможно. Однако по мере приближения ракеты к целям угол между ними будет возрастать и прп некоторой дальности станет больше угла 69,. Начиная с этого момента, РГС перейдет на автоматическое сопровождение одной из целей. В 117) показано, что этот угол определяется значением Ьр,.=(0,8...0,9)0, где 0 — ширина диаграммы направленности антенны ракеты по уровню половинной мощности.
Если разрешение целей по направлению произошло на достаточном удалении, то ССН успевает устранить ошибки управления по угловым координатам и одна из целей будет поражена. В связи с этим при обосновании требований к разрешающей способности РЭССН ракеты вместо (16.13) используют формулу б!Р„=4 /О, /Д,„,„, (16.!4) где Д,„м — минимальное расстояние, на котором ракета способна устранить ошибку наведения с дисперсией 13,. Разрешающая способность РГС по дальности и скорости сближения определяется соответственно шириной спектра СПЦ и полосой пропускания узкополосного фильтра автоселектора скорости.
Следует подчеркнуть, что существенного улучшения разрешаюшей способности по углам можно получить за счет траекторного управления наблюдением, дающего возможность, наряду с решением основной задачи — наведения, реализовать, так называемое доплеровское обострение луча. Суть этого приема состоит в выборе такой траектории полета, при которой близкорасположенные цели разрешаются не за счет диаграммы направленности антенны, а за счет различия доплеровских частот, отраженных от этих целей сигналов [29!. 16.3.
УСТОЙЧИВОСТЬ СИСТЕМ САМОНАВЕДЕНИЯ Проводимый далее анализ позволяет оценить влияние условий применения и параметров составных частей РЭССН вЂ” в основном ИВС и СУР— на их устойчивость. Такой анализ необходим как для грамотно- 354 го выбора параметров и показателей эффективности ИВС и СУР, так и для разработки предложений и рекомендаций летному составу по наилучшим вариантам применения авиационной техники. Необходимо отметить, что при использовании импульсных БРЛС и РГС первичные измерения дальности, скорости и угловых координат формируются дискретно, после накопления принятых радиолокационных сигналов.
Однако, обычно, интервалы времени между поступлениями принимаемых сигналов существенно меньше постоянных времени следящих измерителей. Это дает возможность считать РЭССН аналоговыми с использованием соответствующего математического аппарата, основанного на применении преобразований Лапласа, аналоговых передаточных функций и критерия устойчивости Рауса-Гурвица. Вместе с тем, в последнее время стали получать широкое распространение РЭСУ с прерывистыми сигналами подсвета цели (рис. 8.2), период поступления которых может быть сравним с постоянными времени следящих измерителей.
В такой ситуации РЭССН считаются дискретными и для их анализа используется математический аппарат г,- преобразований. Ниже будут рассмотрены оба подхода. Общей спецификой всех типов РЭССН является их нестационарность. Поэтому будем анализировать устойчивость всех типов этих систем методом замороженных коэффициентов, суть которого была рассмотрена в З 4.1. Анализ аналоговых систем будет проводиться по критерию Рауса-Гурвица в процессе исследования характеристического полинома передаточной функции замкнутых контуров наведения, структурные схемы которых приведены на рис.
15.5 и 15.б. Дискретный вариант структурной схемы РЭССН ракеты с ПАРГС при использовании прерывистого сигнала подсвета цели будет получен на основе рис. 15.б. Принимая во внимание большую сложность указанных схем, целесообразно в начале упростить их до уровня, позволяющего получить достаточно простые соотношения, которые связывают условия применения и параметры ИВС и СУР с показателями устойчивости. 16.3.1. УСТОЙЧИВОСТЬ СИСТЕМЫ САМОНАВЕДЕНИЯ САМОЛЕТА ПО КУРСУ В НАИВЫГОДНЕЙШУЮ УПРЕЖДЕННУЮ ТОЧКУ ВСТРЕЧИ Проанализируем устойчивость контура самонаведения самолета по курсу в НУТВ на основе линеаризованной структурной схемы, приведенной на рис. 15.5.
При этом сделаем следующие допущения. Весь временной интервал функционирования РЭССН разбит на достаточно малые промежутки времени, в пределах которых все переменные параметры кинематического звена и ОУ можно считать постоянными. Конечный вывод об устойчивости будет сделан в том случае, если критерий Рауса-Гурвица выполняется для каждого исследуемого промежутка. 355 Угол и угловая скорость ЛВ в ИВС ССН оцениваются безынерционным радиолокационным угломером со скоростной коррекцией и индикаторной стабилизацией (п. 1!.!.2) с идеальной развязкой антенны от угловых колебаний самолета.
Тогда передаточные функции угломера, приведенного на рис. 15.5, определяются соотношениями Фе,.(р) = К,, Фья (р) =рК„,, (16.15) где К„и К„,„,. — соответственно коэффициенты передачи угломера и датчика угловой скорости. Формирователь сигнала и, !15.3!), (15.32) — безынерционный (Т г=0) с коэффициентом передачи К, САУ и ОУ также считаются безынерционными. В связи с этим передаточная функция звеньев, расположенных на рис.
15.5 между точками А и С, определяется соотношением 1Уас(Р) Кас. С учетом сделанных упрощений структурная схема, приведенная на рис. 15.5, преобразуется к виду, показанному на рис. 16.4, где Ьяц Рис. 16.4 Рис. 16.5 356 Кт —— К К„„, К =К,К. „К., Ку — — К,)К„,К„, а Кя определяется из (15.28), причем К „К„=1.
(16.16) (16.17) Для удобства получения передаточной функции замкнутой системы, в которой входным сигналом является ускорение цели 1„„, а выходным— ускорение самолета !„выполним структурные преобразования за счет переноса звена 1/Ч,р через усилительное звено угломера Кг После этого объединим параллельные ветви в„к Д и в„К„в одну цепь. Тогда структурная схема, показанная на рис. 16.4, без учета цепей формирования ошибки /!дм преобразуется к виду, показанному на рис.
16.5, где %,„(р)= К вЂ” рК, Д. (16.18) В таких условиях передаточная функция замкнутой системы определяется соотношением (к„,в„(р)!!(,(р))/(т„р-!)р Ф(р)— !+К„,%, (р)% (р)/(Т„з р — 1)р в котором Кв (1/К„)Ч,р !/!/ (р/— 1+ К,К„/Чср т„,р+1 (16.19) (1620) т„, = Чс/К К„. (16.21) Следует отметить, что Т„, — величина положительная, так как Кх~О н Ку~О ° Используя (16.18) и (16.20) в (16.19), получаем: К,,(К,-К ~Р)~сР/(Тз Р-1)Р(Т„,.Р+1)К, Ф(р)- 1+ К„, (ʄ— К. Д р)У,р/(Т.з р — 1)р(1'„,р+ 1)К тр+к и, (16.22) Т„,Т„р +(Т +Т вЂ” Т„,)р+К„Ус — 1 При получении (16.22) было учтено, что Т„= — Т„, К к', /К„, (! 6.23) 357 Т; — К„Д, а К„, определяемый соотношениями (16.!6) и (7.16), — отрица- тельная величина.
Для устойчивости контура самонаведения с передаточной функцией (16.22) необходимо и достаточно, чтобы Т,„Т„,>0, (16.24) Т„,+Т;Т„,>0, (16.25) К Ч;1>О. (16.26) Условие (16.24) выполняется автоматически. Из (16.25) после подстановки в него (16.21), (16.23) и (7.46) получим нп с > с . К > сб+К Поскольку К„<0, то для удовлетворения (16.27) долзкно еще выполняться условие К,„<~2Ч,б/ДК ~. (16.28) ~ 2Нсб мах К„> +Кп„ Дп1ь1Кт (16.30) 2Чсб пмх К < Д,„,пкв (16.31) Из неравенства (16.26) следует, что Чс >2Чсб.
(16.29) Принимая во внимание соотношение (16.16), после анализа (16.27)— (16.29) можно прийти к следующим выводам. Коэффициенты передачи угломера по углу Кс и по угловой скорости К,„„дальномера К„и вычислителя параметра рассогласования Кпь Кт не могут выбираться произвольно. Они должны находиться в строго определенных соотношениях между собой и с коэффициентом Кх, передачи САУ и самолета, зависящих от скоростей самолета и сближения и текущей дальности до цели.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
