Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 9
Текст из файла (страница 9)
В общем случае рассматриваемая система наведения предназначена для стабилизации линейного разрешения по азимуту, обеспечиваемого выбором бортового пеленга (7.83), высокоточного вывода ракеты на цель, обеспечивающего минимизацию промаха (7.53) при условии югг (7.84) в котором г( и г),„— штрафы за точность управления по углу и угловой скорости, а )г, — штраф за величину сигнала управления. Сопоставив (7.85) с (1.5), а (7.69), (7.70) с (2.7) будем иметь: (7.87) '-"г = )гг )г ==.(Чгт 'Рг)+=Озг )г. (7.88) к„д к)Д Анализ (7.87), (7.88) позволяет сделать следующие заключения.
Для реализации (7.88) необходимо иметь устройства (алгорнтмы) оценивания дальности, скорости сближения с целью, бортового пеленга, угловой скорости линии визирования и собственных скорости и поперечного ускорения ракеты. Такой состав измерителей не накладывает никаких ограничений на практическую реализуемость метода. Полученный закон наведения (7.87) является нестационарной разновидностью метода последовательных упреждений (52). В этом законе на больших расстояниях, когда Д велика и ю„=О, управление определяется первым слагаемым. В такой ситуации полет ракеты будет осуществляться под углом гр„=гр,„к цели, обеспечивающим стабилизацию требуемой разрешающей способности. При этом по мере уменьшения Д н увеличения щ начинает возрастать влияние второго слагаемого г(„ю,./к.Д сигнала управления.
Влияние этого сна|.аемого становится особенно значительным иа малых расстояниях до цели. Следовательно в процессе полета, по мере приближения ракеты к цели, в законе управления происходит плавное перераспределение влияния ошибок управ- 45 К=к;, н=)г (7.86) Используя (7.86) в (3.35) получим закон наведения )гт = ". (гргг грг)+ " Оэг к;д к)Д где ф,, =агса1п[(Д).Ьф(2У Л1,)] определяется из (7.83). Тогда алгоритм траекторного управления ракетой при наведении на наземную цель описывается соотношением; пения от 9 -ср„, стабилизирующих разрешающую способность иа начальном участке наведения, к ошибкам по ю„, минимизирующим текущий промах на конечном участке траектории.
Вес ошибок по углу и угловой скорости, определяющий перераспределение приоритетов в законе управления, зависит от соотношения штрафов 9,/к, и и„/к1. При этом выбором к, — коэффициента штрафа за экономичность добиваются выпол-нения условия )„<), „„„, при котором текущие управляющие перегрузки не превышают предельно допустимых значений. Манипулируя с(„и с(,„можно варьировать моментом времени перехода от преимущественного управления по углу к управлению по угловой скорости.
Изменения относительных фазовых координат системы (7.69), (7.70) с законом наведения (7.87) иллюстрируются эпюрами, приведенными на рис. 7.19 — 7.24, а возлюжиый вид траектории в горизонтальной плоскости — на рис. 7.25. На этих рисунках: Ą— дальность пуска; <р„„.„„, озм,„)„„„, л„„, — максимальные значения бортового пеленга, угловой скорости ЛВ, поперечного ускорения и промаха; /и', — требуемое линейное разрешение по азимуту. О.з аи а.а Оя с/Фи1 Рис. 7. 19 Рис.
7.20 а 02 04 аа ОВС/Си) а 02 ОИ 06 О.а 1Ди1 а Рис. 7. 21 Рис. 7.22 А2т Зва пг' Ива О 02 04 Об 084/Сиз О 02 04 Об 004/Фн1 Рис. 7. 23 Рис. 7. 24 Исследования полученного ал- „ , О„ горитма показали, что он: позволяет Х обеспечить на начальном участке на- О в-- ведения стабилизацию требуемого Об линейного разрешения (рис. 7.24), а на конечном участке минимизацию текущего промаха ракеты (рис. 7.23); од - ---;-----, ----,-----,-----, дает возможность достаточно просто и плавно перераспределять приорите- 02 О 4 ты в управлении между обеспечением Рис.
7. 25 требуемого линейного разрешения по азимуту и допустимыми промахами ракеты; позволяет достичь приемлемого качества функционирования алгоритма в целом. Следует отметить, что при использовании других исходных моделей состояния могут быть получены другие алгоритмы траекторного управления [43, 44]. 7.5.5. ОПТИМИЗАЦИЯ АЛГОРИТМА НАВЕДЕНИЯ НА НАЗЕМНЫЕ ЦЕЛИ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ ПОЛУАКТИВНОГО СИНТЕЗИРОВАНИЯ АПЕРТУРЫ АНТЕННЫ Анализ систем радиоуправления ракетами «в-п» с синтезированием апертуры антенны или ДОЛ [1, 53, 54], дающим возможность селектировать малоразмерные цели на фоне земной (водной) поверхности, позволяет придти к заключению о достаточно малой дальности их обнаружения и сопровождения.
Причинами этого являются малая мощность бортового передатчика ракеты и криволинейность траектории ее полета, за счет которой теряется до 15% дальности действия [54]. Отсюда следует, что для захвата наземной цели визирными системами ракеты при нахождении ее на подвеске самолет-носитель дол- 47 жен заходить в зону активного противодействия систем ПВО. Использование ракет «в-п» с комбинированными системами наведения, предусматривающими достаточно большой участок автономного полета, предопределяет необходимость выполнения сложных процедур идентификации цели с последующим захватом на траектории. В связи с отмеченными особенностями весьма перспективным является использование полуактивных систем радиоуправления ракетами с синтезированием на них апертуры антенны. Использование полу- активного принципа построения систем радиоуправления дает возможность говорить о существенном увеличении дальности самонаведения на малоразмерные наземные цели.
Такая возмоя<ность предопределяется следующими причинами: использованием существенно более мощного передатчика сигнала подсвета цели, размещаемого на борту самолета-носителя ракеты; наведением ракеты на цель практически на прямолинейной траектории, что обеспечивает по сравнению с активными системами увеличение дальности наведения. Следует, однако, отметить, что в полуактивных системах потребуются более сложные алгоритмы функционирования информационновычислительных систем, обусловленные необходимостью согласованного управления, как ракетой, так и самолетом-носителем.
Рассмотрим основные зависимости линейного разрешения по азимуту от условий применения для ракеты «в-п» использующей полу- активное синтезирование. Пусть на самолете, находящемся в точке О, на удалении Д,. от неподвижной цели О„и движущемся со скоростью Ч„. под углом ф, к ней (рис.
7.2б), формируется сигнал подсвета с длиной волны я„ который после отражения от цели принимается на ракете, расположенной в точке Ор на удалении Д„от цели и движущейся со скоростью Чр под углом ф„к ней. Рис. 7.26 Тогда доплеровская частота сигнала, отраженного от цели и принимаемого на ракете, которая определяется динамикой взаимного пере- 48 мещения самолета-носителя, цели и управляемого средства поражения, определяется соотношением Бар (У~ СО 8 ГРс + Ур С 08 (Рр )/ Х (7.89) Часов гр, + — ' + Чв соз гра+ — ' I )ь.
(7.90) Следует отметить, что в зависимости от точности аппроксимации Г„, могут быть получены различные формулы, связывающие между собой требуемое разрешение Ы, с условиями применения самолета и ракеты, определяемыми конкретными значениями Ч„<р„Чр, <рр. Ниже будет рассмотрен наиболее простой случай, который базируется на аппроксимации (7.90) рядом Тейлора с использованием линейных членов разложения. При таких условиях Ч, Ч, . Л(, Ч, Ч, . ~(, — грс — — ' (паз, — '+ — ~р — — (пгр — '= Х " ) 'д„. ) " 7 'д, Чс. Ы, Ч,.
Ж, = г — — "' япгр — '- — 'яп<р — ', 'Л )ь 'Д с где было учтено равенство (7.89). Для того, чтобы разрешить точки О„и Орр, полоса доплеровского фильтра на ракете не должна превышать величины Ч, Ы, Ч„. б(, Лг = г — г = — 'ялмар — '+ — ~яп~р — '= лр лр ) сд 7 рд С оз Ы озр~(т (озс + взр Мг 7, ) Х (7.91) з(п д Ч„з!и ф„ где го, = ' ' и оз„ = " — угловые скорости линии визиро- Л„. " Лг валия цели с самолета и ракеты. Из (7.91) можно получить, что требуемое разрешение на ракете, определяемое соотношением )юг озе + оза В свою очередь доплеровскую частоту сигнала, отраженного от точки О„земной поверхности, удаленной от цели на расстоянии Ы„ равную требуемому линейному разрешению можно рассчитать по формуле Анализ (7.93) позволяет придти к следующим заключениям: 1.
Для получения требуемого разрешения ракета может двигаться независимо по различным траекториям: как по прямолинейным, реализующим условие шр=0, так и криволинейным, при которых ш,~0. В первом случае можно использовать хорошо отработанные разновидности пропорционального наведения. В последнем случае уменьшится дальность наведения, однако можно будет использовать те же алгоритмы траекторного управления, что и при активном синтезировании. Кроме того, возможно и использование промежуточных вариантов. 2. В общем случае, траектория движения самолета-носителя определяется требуемым разрешением, шириной полосы пропускания доплеровского фильтра приемника ракеты, несущей частотой (длиной волны) сигнала подсвета цели и законом наведения ракеты.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
