Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 7
Текст из файла (страница 7)
В состав ИВС оптимальной ССН на воздушныс маневрирующие цели должны входить устройства оптимального оценивания Чвь ш„ш„, мой цели. Оценки )г и ), собственных поперечных ускорений достаточно просто формируются по результатам измерения )„и )„акселерометрами, сориентированными по соответствующим осям.
Следует отмстить, что такая ИВС сложнее существующих, поскольку требует оценнвання поперечных составляющих ускорения цели, не поддающихся непосредственному измерению. Кроме того, в такой ИВС необходима информация о дальностях начала До и окончания Д„самонаведения. Если законы (7.67) и (7.68) используются для самонаведения истребителя, 35 )„„,)ц„и), ),. Оптимальные оценки Ч,„, о>г, ш„, )цг и )ц„можно получить в БРЛС, обрабатывая радиосигналы, огра>конные от псрехватывас- то в качестве Д„используется дальность захвата цели БРЛС, а в качестве Д„, — предполагаемая дальность пуска ракет. Для ракетных ССН «в-в» роль Д„играет дальность целеуказаний, поступающая в ракету из БРЛС истребителя. Значение Д,. известно для конкретного типа ракет. Обратим внимание на тот факт„что для неманеврирующей цели П„,.=О, )„„=О) оптимальный алгоритм траекторного управления вырождается в разновидность МПН (7.32) при условии, что М»=ЗД/(Д» — Д»), Это свидетельствует о том, что оптимальный метод наведения является всеракурсным, всевысотным и обеспечивает наведение по практически прямолинейной траектории.
Причем для Д»ВД„, навигационный параметр М«=3. Для малых дальностей Д», сравнимых с Д„, Хв>3, что предопрсделяет более энергичный маневр ОУ при наведении на цель. Если же цель маневрирует 0»,. зь0, )«„~0), то оптимальный алгоритм соответствует разновидности МПН со смещением (7.48), для которого поправка цш зависит от условий применения, определяемых значениями Д„и Д». В заключение отметим, что закон (7.67) и (7.68) будет оптимальным по минимуму функционала (7,56) только при условии, что требуемые перегрузки не превышают их максимально допустимых значений.
7.5.3. ОптимизАЦиЯ АЛГОРитмл нлведениЯ НЛ НЛЗЕМНЪЛЕ ЦЕЛИ При синтезе наилучшего, в некотором смысле, закона наведения самолетов и ракет на наземные цели примем во внимание некоторые особенности этих целей и наводимых на ннх ракет «в-п». Радиоэлектронные ССН, как правило, используются для наведения на наземные (надводные) цели, обладающие хорошим радиолокационным контрастом. Такой контраст позволяет эффективно селектировать цели на фоне земной (водной) поверхности.
К таким целям относятся крупные неподвижные объекты (железнодорожные мосты, стоянки самолетов, промышленные застройки и т.д.) на земной поверхности и корабли различного назначения на море. Однако скорость хода даже быстроходных кораблей пренебрежимо мала по сравнению со скоростью полета самолета или ракеты «в-и». В связи с этим скоростью уничтожаемых целей можно пренебречь. Наземные (надводные) цели обладают достаточно сильной ПВО. Поэтому для обеспечения безопасности самолета-носителя дальность пуска ракет «в-и» должна быть больше радиуса зоны ПВО.
Такие большие расстояния ракета преодолевает с помощью маршевог о двипи теля при наличии большого запаса топлива. Принимая во внимание необходимость значительной по массе боевой части, можно утверждать, что ракеты «в-п» должны иметь существенно большие размеры и массу 36 по сравнению с ракетами «в — в». Это предопределяет для них значительно меньший диапазон боковых перегрузок, а соответственно и более жесткие требования к прямолинейности траектории наведения, что актуально и для повышения экономичности процесса управления, и для увеличения дальности пуска ракет. Использование для наведения самолетов и ракет <св-п» большой дальности метода пропорционального наведения, основанного на учете угловой скорости ЛВ, не оправдывает себя из-за плохой управляемости на начальных участках траектории, особенно при боковом ветре, и наличия начальных ошибок наведения (см.
ч7.4). Прямой метод наведения, использующий угловые ошибки управления, также нецелесообразен из-за низкой точности наведения на конечном участке вследствие влияния ветра, что особенно проявляется при наведении на подвижные надводные цели. В связи с этим желательно получить алгоритм траекторного управления, в котором учитываются как ошибки наведения по углу, так и угловая скорость ЛВ. Такой закон бчдет одинаково эффективным как на больших, так и на малых расстояниях до цели. Необходимо подчеркнуть, что для самолетов и ракет «в-п» самонаведение на наземные цели выполняется обычно лишь в горизонтальной плоскости.
В вертикальной плоскости обеспечивается полет самолетов на заданной высоте, а для ракет «в-п» вЂ” полет, включающий три участка (рис. 7Л 5). На первом участке осуществляется программный набор высоты, на втором — полет с постоянной высотой и на третьем — пикирование в режиме самонаведения. Рис. 7Д5 Полагая каналы управления независимыми, синтезируем алгоритм наведения ЛА в горизонтальной плоскости, совместно наилучший по точности и по экономичности.
В математическом плане эту задачу можно сформулировать следующим образом. Для объекта управления, угловое положение которого относительно неподвижной цели определяется системой уравнений: 'чз г = озг + . + 1 )г д 37 2Д оэ. = — Оз. — — +Г г г вг необходимо найти требуемый сигнал управления ),.„оптимальный по минимуму функционала качества (7.70) 'Рг 'Р. с(ч 0 % 'Р. + ~ф,,~1 (7.71) Рис. 7.16 38 В (7.69)-(7.71): д„— бортовой пеленг цели; у„— угол упреждения, равный углу сноса за счет ветра; ~ж и Г„,. — центрированные гауссовские возмущения, характеризующие флуктуации бортового пеленга и угловой скорости ю„ ЛВ; Д и Д вЂ” дальность до цели и скорость сближения с ней; о„и йв — штрафы за точность управления, а 1с, — штраф за значение сигнала управления)„, под которым понимается боковое ускорение ОУ. Следует отметить, что соотношение (7.70) является разновидностью уравнения (7.55) для случая, когда боковое ускорение цели равно нулю.
Такая ситуация справедлива как для неподвижной цели, так и для малоподвижной цели, движущейся с постоянной скоростью. Смысл введенных обозначений поясняется рис. 7.16, где для горизонтальной х о плоскости в невращающейся о земной системе координат показаны; точки расположесат ння цели О„ и объекта управ- 3 ления О„,; векторы требуемой Ч Ч , и фактической Ч скорооз отей ЛА. Необходимо отме- в тить, что при наличии ветра, Ег направление и скорость кото- ()оз 7~, рого характеризуются вектоо ром Ч„, полет к цели по пряо мой О„„О„возможен в том случае, если требуемый бортовой пеленг ~р„, будет равен углу упреждения <рг Вполне очевидно, что при полете ОУ к цели по линии О,„О„ (под углом у,„ =<8„) угловая скорость линии визирования будет равна нулю, т.е.
ю =О. Из (7.53) следует, что в такой ситуации текущий промах и =О. Данное обстоятельство поясняет способность функционала (7.71) учитывать требования точности наведения, Поставив в соответствие (7.69)-(7.71) и (2.7), (1.5), получим (7.72) к=к З в= У Подставив (7.72) в (3.35), найдем закон изменения требуемого бокового ускорения ОУ; 3 = =(Чу Чг )+ =Пэг к;д к)Д (7.73) Тогда алгоритм траекторного управления ЛА при наведении на назем- ную цель описывается соотношением гтвг =Згг Зг = ", гтгРУ Чг)+ " Оэг Зг )с д к)Д (7.74) Аналогично можно сформировать закон Ч - ц гзав = Зат Зв = э гРв + " Оэа Зв кд к!Д (7.75) для наведения ракеты «в-п» в вертикальной плоскости на конечном участке траектории. Индексы «в» учитывают в (7.75) принадлежность фазовых координат к вертикальной плоскости. Кроме того, было учтено отсутствие угла сноса в вертикальной плоскости. Анализ (7.73)-(7.75) позволяет сделать следующие заключения.
Полученный метод наведения (7.73) является частным случаем метода последовательных упреждений (7.51) и отличается от него не- стационарным характером коэффициентов, учитывающих в требуемом законе наведения веса ошибок управления гру -грг н оу, При этом на больших расстояниях до цели, когда Д велика и со;-О, закон (7.73) вырождается в разновидность прямого метода, называемую иногда путевым методом. Причем, чем меньше скорость Д, тем сильнее действие ветра и влияние ошибки гру -грг на сигнал управления.
При неизменной скорости полета значение весового коэффициента о '(к, Д ), учитываю- щего влияние ошибки по углу гр„-грг, остается неизменимы. В то же время по мере уменьшения дальности Д возрастает влияние второго 39 компонента с(„ю,. /(к; Д ) сигнала управления. Это возрастание, обуслов- ленное не только увеличением оь с уменьшением дальности, но и увеличением весового множителя п,,>(к>Д), становится особенно значительным на малых расстояниях до цели. Следовательно, в процессе полета, по мере приближения к цели в законе управления происходит перераспределение влияния ошибок управления от <р„-<р,.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
