Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 18
Текст из файла (страница 18)
Поэтому спектральная плотность О„,(0) случайной ошибки А (1) в КРУ с ФИМ„определяется формулой (19.24). Однако входящую в нее дисперсию О„, ошибки Ь (1) необходимо вычислять по правилу (19.26). Полученные формулы дают возможность определить требуемое количество т позиций прн известных величинах К„, дисперсии Р и периода Т передачи команд. г) Переходные и перекрестные искажения Переходные искажения возникают в линейных цепях и поэтому иногда называются линейными.
В КРУ с кодовой н временной селекциямн причиной таких искажений является ограниченность полосы пропускання КРУ, вызывающая теоретически бесконечные растяжения срезов импульсов и связанное с этим влияние каждого данного поднесущего импульсного колебания на все послелующне. Такое влияние приводит к ошибкам в передаче команд и затрудняет селекцшо сигналов. Однако, выбирая интервал между соседними импульсами не менее длительности импульса, переходные искажения можно устранить практически полностью. Переходные искажения в КРУ с частотным разделением каналов возникают за счет попадания сннусоидального поднесущего колебания одного нз каналов в разделительный фильтр другого канала. Для уменьшения уровня переходных помех рекомендуется частоту разноса настройки разделительных фильтров выбирать не менее П,5...2)АРе полосы пропускания фильтра 143).
Перекрестные искажения возникают в КРУ, которые содержат нелинейные преобразователи поднесущих колебаний. Так, в КРУ с частотным разделением каналов нелинейность приводит к появлению напряжений гармоник кратных поднесущнм колебаниям и комбинационных частот, которые попадают в разделительные фильтры других кана- лов. Для уменьшения этих искажений поднесущие частоты не следует выбирать кратными друг другу. В импульсных КРУ нелинейные преобразователи не вызывают заметных перекрестных искажений, если интервалы между соседними импульсами выбираются так же, как и при устранении переходных искажений. 19.8.3. ОШИБКИ КРУ ПРИ ПЕРЕДАЧЕ РАЗОВЫХ КОМАНД В КРУ, обеспечивающих передачу разовых команд, основными источниками ошибок являются радиопомехи, вызывающие возникновение ложных команд при отсутствии передачи и пропуск команд прн нх наличии.
Качество таких КРУ оценивают не только вероятностями ложной тревоги Р н правильного приема Р „, но и вероятностью полной ошибки за заданное время: Р„,=(1-Р,)Р„+Р,Р„,. (19.27) Здесь Р~ — априорная вероятность того, что разовая команда передается в течение заданного времени, а Р, =1-Р „— вероятность пропуска сигнала. Вероятности Р „н Р могут быть найдены, если известны структура и параметры полезного радиосигнала и действующей радиопомехи. Когда, например, разовая команда на выходе КРУ фиксируется как результат приема и ~ нз и участвующих в ее образовании цифровых кодов и, Р„= 1 —',~ Р„"„(1 — Р„„)" (19.28) )=ам Здесь Р =(1-Р„) — вероятность неподавления помехами Ы-значного н цифрового кода, а Є— вероятность подавления одного разряда (пози- ции), входящего в цифровой код.
При вычислении Р необходимо учитывать, что эта вероятность характеризует возможность образования помехами за заданное время сигнала, полностью имитирующего цифровой код анализируемой ко- манды. Так, для указанного выше примера Р, — это вероятность того, что в течение времени, отводимого на передачу разовой команды, за счет помех образуется льм Х-злачных цифровых кодов. Анализ связей Р „и Р с М показывает возрастание Р„р и умень- шение Р с увеличением Х, что свидетельствует о существовании опти- мального значения% ГЛАВА 20. ДИНАМИЧЕСКИЕ СТРУКТУРНЫЕ СХЕМЫ СИСТЕМ КОМАНДНОГО РАДИОУПРАВЛЕНИЯ 20.1.
УРАВНЕНИЯ СКРУ САМОЛЕТАМИ Процесс командного наведения самолетов, так же как и процесс самонаведения, описывается системой дифференциальных уравнений, включакпцих: кинематические уравнения; уравнения информационно-вычислительных систем; уравнения управляюших систем (САУ и летчика); уравнения объекта управления; уравнения ошибок управления. Поскольку правила преобразования управляюших сигналов в отклонения рулевых органов и затем в изменение фазовых координат абсолютного движения самолета на этапе дальнего наведения аналогичны тем, которые используются в процессе самонаведения, то в качестве уравнений САУ могут быть использованы соотношения (15.10), (15.12), а в качестве уравнений ОУ вЂ” соотношения (15.1)-(15.9). Для описания эволюций ошибок наведения можно воспользоваться уравнениями (17.1).
Специфичными для СКРУ являются кинематические уравнения и уравнения ИВС, которым далее будет уделено основное внимание. 20.1.1. КИНЕМАТИЧЕСКИЕ УРАВНЕНИЯ При дальнем наведении истребителей в плоскости курса целесообразно пользоваться кииематическими уравнениями, которые определяют х, 1я ' "н Движение самолета и Цели относительно наземного пункта управления с учетом того, что требуемый курс, например, при с методе перехвата (17.6) зависит от ~р <р, ~с й н ~р„. Необходимые кннематнческие я уравнения отыскиваются на основе рис.
ц 20.1, на котором показано положение цели О„и самолета О, в прямоугольной системе координат, связанной с точкой Рис. 20.1 О, расположения ПУ. Цель движется со 90 (20.10) скоросп ю Ч„и курсом цЬ„а наводимый самолет движется курсом ц~, со скороспю Ч,. Положение цели и самолета относительно ПУ характеризуется азимутами у, и <р„и дальностями )1, и Д, соответственно. Проектируя вектор Ч, на направление О,„О, и нормаль к нему, а вектор Ч„- на линию О, О„и перпендикуляр к ней, получим уравнения„связывающие изменение дальностей Д„и Д, и угловые скорости линий визирования ПУ-самолет и ПУ-цель: Д, = Ч, соз( у, — <р,), (20.1) Д,Ф, = Ч,я1п(у, — ср,), (20.2) Дц —— Чц соя(вгц - <рц), (20.3) Дфц =Чця1п(ц~ц — барц).
(20.4) Соотношения (20.1)-(20.4) являются нелинейными дифференциальными уравнениями, что существенно затрудняет анализ контуров командного управления. Однако при наведении на встречных или догонных курсах ц~, юр„а жццуц (либо отличается на к: ц~ц црц+л). Тогда Д,=Ч,, (20.5) Д.Ф.=Ч,(цр, р,), (20.6) Дц =Чц, (20.7) д,ф, =ч„(р„- рц). (20.8) Если в уравнениях (20.6) и (20.8) сделать замену Ч, на Д, и Ч„ на Дц, а слагаемые Ч,~р, =Д,~р, и Чрц =Д,рц перенести в левую часть, то получим д (Д'Р') =Д,Ф. +Д,9 =Ч,Чг. (20.9) 6(Д„Ч„) д1 " " =Дцфц+Д,рц =Чанга. Продифференднровав выражения (20.9) и (20.10) по времени при Ч, = Чц = О, находим (з (Д 'р.) =)а с а (20.11) бз з (Дц'рц) )бц (20.12) где )а, = Чцф, и Зец Чцфц боковые ускорения самолета и цели.
Э1 чим й=)„, где )„=У,9, — нормальное ускорение самолета. Уравнения (20.11), (20.12) и (20. !4) устанавливают связь между фазовыми координатами абсолютного Оец, )с„)„) и относительного (Д„, ср„Дц, <рц, Н) движения цели, истребителя и ПУ. 20.1.2. УРАВНЕНИЯ ИВС Эти уравнения связывают значения параметров рассогласования с параметрами абсолютного и относительного движения цели, самолета и пункта управления. Вследствие большого многообразия методов наведения по курсу и сложностью аналитического решения уравнений, связывающих требуемый курс истребителя с параметрами относительного движения, ограничимся простейшим случаем наведения по методу перехвата (17.6), (17.7) на курсах, близких к встречным (догонным). Напомним, что уравнения (17.6) и (17.7) характеризуют функционирование наземного вычислительного устройства, в котором курс цели рассчитывают по формуле щ,=агс19(ЛНЛх), (20.15) где Ьх и Ьх — приращения координат г и хц за определенное время, равное, например, периоду обзора РЛС.
Измерители дальностей и углов в современных РЛС являются сложными устройствами, содержащими экстраполяторы, интерполяторы и системы фильтрации параметров радиосигналов. Поэтому оценки Дц Д ф фц дальностей Д„и ):~, а также углов ф„р„допустимо определять уравнениями: Дц = Ф,(р)Д„, ф„= Ф,(р)фц, Д, =Ф (р)Д,, срс = Фе(Р)срс (20.16) (20.17) где Ф,(р) и Ф„(р) — передаточные функции дальномеров и угломеров наземных РЛС. 92 Высота истребителя при дальнем наведении либо постоянна (рис. 17.6), либо изменяется по линейному закону (набор или снижение).
При этом условии кинематическое уравнение для вертикальной плоскости записывается в виде Н = Ч, з1п 9ц . (20.13) Здесь 9, — скоростной угол тангажа, который в реальных условиях небольшой: з1п9,~9,. Дифференцируя (20.!3) по времени при Ч, =О, полу- Командная радиолнния управления системы дальнего наведения является устройством дискретного типа. Поэтому в обшем случае ее выходная команда К=мяч, где у „— сигнал требуемого курса истребителя на выходе КРУ, связана с вычисленным значением курса у, уравнением в конечных разностях. Однако при анализе контура управления в целом допустимо не учитывать инерционность КРУ и отображать ее каждый канал совокупностью 6-юпоча и фиксатора, называемого также экстраполятором нулевого порядка. Такой фиксатор обеспечивает неизменность выходных сигналов КРУ в течение периода Т повторения команды и имеет передаточную функцию 1 е-тР жф(р) = (20.18) р Бортовое измерительно-вычислительное устройство информационной подсистемы для канала бокового движения самолета функционирует в соответствии с уравнением А р=Ш,-!р., (20.19) которое вытекает из (!7.1).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
