Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 8
Текст из файла (страница 8)
на начальных участках в пользу ошибки по ю, на конечных участках траектории. Синтезированный алгоритм наведения, реализуя минимум функционала качества (7.71), позволяет получить ССН, совместно наилучшую как по точности управления, так и его экономичности. Сигнал управления зависит не от абсолютных значений коэффициентов штрафов |(, ц и к;, а от их отношений ц /к; и ц„/к>, что существенно облегчает их выбор.
Отношения очак; и с(,„|к> должны быть такими, чтобы при максимально возможных значениях ошибок управления |р„-|р, н а„для минимальных значений ~ Д ~ и Д требуемые поперечные перегрузки не превышали допустимые значения. Методика выбора отношений коэффициентов штрафов, обеспечивающих минимальную динамическую ошибку в установившемся режиме при заданной длительности переходных процессов, была рассмотрена в З3.5. В состав ИВС„реализующей алгоритм управления (7.74), (7.75), дол>хны входить устройства формирования оценок дальности Д, скорости Д, угла сноса <рп бортовых пеленгов <р„и |р„угловых скоростей |о, и ц>, ЛВ и собственных ускорений)„и)„. При этом оценки Д, Д, <р,, ~р„и |о,, ю„ могут быть сформированы в РГС, оценки ),.
и )„— путем обработки пока- заний акселерометров, а для получения оценок |р„можно использовать до- плеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС). 7.5.4. ОПТИМИЗАЦИЯ АЛГОРИТМА НАВЕДЕНИЯ НА МАЛОРАЗМЕРНЫЕ НАЗЕМНЫЕ ЦЕЛИ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ АКТИВНОГО СИНТЕЗИРОВАНИЯ АПЕРТУРЫ АНТЕННЫ Одним из способов улучшения разрешающей способности РГС ракет «в-п», предназначенных для наведения на малоразмерные наземные цели (МНЦ) является использование синтезирования апертуры (СА) антенны или доплеровского обострения луча (ДОЛ) [63, б4).
Однако желаемый эффект улучшения линейного разрешения по азимуту при использовании СА или ДОЛ достигается лишь в том случае, если ракета движется под достаточно большим углом к линии визирования 40 МНЦ, в то время, как для ее поражения линия пути ракеты должна совпадать с ЛВ.
В связи с этим алгоритмы траекторного управления должны одновременно удовлетворять противоречивым требованиям к заданному линейному разрешению и линейному промаху. Такие алгоритмы должны обеспечивать полет ракеты по криволинейной траектории, при которой на начальном участке, при полете под некоторым углом к ЛВ, реализуется требуемое линейное разрешение по азимуту, а на конечном — доворот, позволяющий получить высокоточное наведение на МНЦ. Необходимо отметить, что при полете по криволинейной траектории возрастает расход энергии, затрачиваемой на управление ракетой, в связи с чем более актуальной становится задача улучшения экономичности закона наведения.
Удовлетворить противоречащим друг другу требованиям обеспечения высокой разрешающей способности, точности и экономичности наведения в условиях реальных ограничений на располагаемые поперечные перегрузки при использовании традиционных методов наведения [46, 49) невозможно. Следует подчеркнуть, что поочередное эмпирическое использование на различных участках траектории различных методов наведения не позволяет получить приемлемых результатов из-за трудности определения момента перехода с одного закона на другой, возникновения значительных переходных процессов и сложности обеспечения экономичности. Весьма перспективным направлением синтеза сложных законов наведения, совместно наилучших по противоречивым требованиям точности, разрешающей способности и экономичности является использование математического аппарата СТОУ. Ниже будут использованы простейшие алгоритмы этой теории, которые позволяют для системы (2.7), предназначенной для отработки процесса (2.8), при наличии измерений (2.16) сформировать сигнал управления (3.35), оптимальный по минимуму локального функционала качества (1.5).
Синтез будет выполнен при условии, что соблюдаются следующие допущения: известны значения требуемой линейной разрешающей способности по азимуту, длины волны и полосы пропускания доплеровского фильтра; наземная цель движется в произвольном направлении с постоянной скоростью, величина которой существенно меньше скорости полета ракеты; известны диапазон) „„располагаемых перегрузок ракеты, максимально допустимая угловая скорость ю„„„линии визирования и минимально допустимый при синтезировании бортовой пеленг д„„, цели; 41. Пусть на ракете, находящейся в т.
Ор на удалении Д от неподвижной цели О„и движущейся со скоростью Ч„ под углом <ра к ней (рис. 7.17), формируется сигнал подсвета цели с длиной волны Х, который после отражения от цели принимается на объекте управления. Тогда сигнала определяется соотношением Оа ,Ы, уа О„„ О Рнс. 7.17 доплеровская частота отраженного 2Чр сов <р,. г 2, (7.7б) а частота сигнала, отраженного от точки О„„, отстоящей от О„на расстояние Л!„равное требуемому линейному разрешению по азимуту; манжет быть рассчитана по формуле 2Ч„соа(<р„+ Ы, ! Д) р Х Следует подчеркнуть, что в зависимости от точности аппроксимации, могут быть получены различные формулы, связывающие между на борту ракеты имеются достаточно точные измерители дальности до наземной цели и скорости сближения с ней; известен допустимый промах, текущее значение которого определяется соотношениями (7.53); канал наведения ракеты в вертикальной плоскости практически не влияет на канал управления в горизонтальной плоскости.
Последнее допущение позволяет осуществлять независимый синтез управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях. При этом наибольшую сложность представляет синтез закона наведения в горизонтальной плоскости, для которой и будут выполнены все необходимые математические выкладки. Выбор исходных моделей состояния для синтеза алгоритма траекторного управления в горизонтальной плоскости осуществляется исходя из назначения системы, возможности измерения используемых фазовых координат и их связей с требованиями, предъявляемыми к системе. Использование аппарата СТОУ предполагает знание моделей управляемого (2.7) и требуемого (2.8) процессов. Для определения закона изменения х, в приложении к решаемой задаче рассмотрим зависимость линейного разрешения АРГС по азимуту от взаимного расположения цели и наводимого объекта.
где было учтено равенство (7.76). Для того, чтобы разрешить т.т. О„и О, полоса пропускания доплеровского фильтра в приемнике АРГС ракеты не должна превышать величины 2Чряпгр, Ы, лр= р — р Я аР ь Д (7.78) или 2оз„Ж, )ь (7.79) где Чр япгрг оз Д (7.80) угловая скорость ЛВ цели. Из (7.78), (7.79) можно получить: Дг3гХ 2Чр вш грг (7.81) ЬгХ Ж,= —. 2оз„ (7.82) Отсюда следует, что для реализации требуемого разрешения Ж„ траектория движения ракеты должна быть такой, чтобы бортовой пеленг цели удовлетворял условию дьрх гр = агс яп 2ЧрЖт Анализ (7.83) позволяет придти к следующим заключениям. Бортовой пеленг гр, необходимый для реализации требуемого линейного разрешения А1, по азимуту, зависит как от параметров системы обработки сигналов ЬР, Х, так и от условий применения Д и Чр.
43 собой требуемое разрешение Ы, с условиями применения ракеты, определяемые конкретными значениями Чр, грр, Д. Ниже будет рассмотрен наиболее простой случай, который базируется на аппроксимации (7.77) рядом Тейлора в линейном приближении. При таких условиях 2Чрсовгр„2Чрв(пгрг Ы 2Чряпгрг я) р р т р и минимизации расхода энергии управляющих сигналов. В связи с этим в состав модели должны как минимум входить у, и ю„. Геометрические соотношения между координатами абсолютного и относительного движения наземной цели и ракеты в горизонтальной плоскости ~ 0 приведены на рис. 7.18. На этом рисунке в земной невращающейся системе координат ХОУ.
показано текущее расположение ракеты Ор и цели О„. Вектор Ч„ характеризует скорость и направление движения цели,а Чр„ и Чр— требуемый и фактический х„ векторы скорости ракеты; <р — требуемое значение бортового пеленга, при котором обеспечивается заданное разрешение Ы, (7.81);1, — поперечное ускорение ракеты; е, — угол визирования цели. Из рисунка видно, что геометрические связи абсолютных и относительных фазовых координат соответствуют модели (7.69) и (7.70).
Необходимо отметить, что и ф„и ш„достаточно просто оцениваются существующими измерителями. Функционал качества (1.5), оценивающий эффективность закона наведения, должен учитывать: ошибки д,„-у, управления по бортовому пеленгу, используемые для стабилизации линейного разрешения (7.8! ) по азимуту; ошибки щ.,— со,. управления по угловой скорости визирования, по которым можно оценить величину текущего промаха, и расход энергии сигналов управления ), С учетом этих особенностей минимизируемый функционал может быть получен в виде соотношения: Ряс. 7.18 При прочих равных условиях для обеспечения более высокого линейного разрешения по азимуту необходимо более сильное искривление траектории полета ракеты, характеризуемое большими значениями д„.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
