Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 22
Текст из файла (страница 22)
Кривая, описывающая границы этой зоны, является эвольвентой [41. Выше упоминалось о том, что ДД СКРУ в существенной степени зависит от ДД РЛС. В связи с этим расположение и параметры РЛС должны быть выбраны таким образом, чтобы обеспечить требуемые зоны обнаружения воздушных целей. Для оценки реальной дальности действия РЛС используют формулы, приведенные в литературе по радиолокации. При размещении РЛС следует учитывать возможность затенения областей наблюдения за счет различного рода возвьппенностей.
Особенно остро данная проблема стоит в горной местности. Значительную помощь в решении указанной проблемы могут оказать авиационные комплексы дальнего радиолокационного обнаружения и наведения. Дальность действия КРУ зависит от многих факторов, основными из которых являются: требуемая точность и пропускная способность при передаче команд; мощность передатчика; усиление передающей и приемной антенн; затухание радиоволн в процессе их распространения; интенсивность и характер помех; вид используемого радиосигнала; способ обработки сигнала в радиоприемном устройстве.
Предельная ДД КРУ, работающих в диапазоне ультракоротких волн, определяется дальностью прямой видимости [721: Д = Дав = 4 12(,~(Й~+,~Йз), где Н~ и Нз — высоты установки передающей и приемной антенн в метрах, а Д вЂ” дальность прямой видимости в километрах. Если принять, что приемная антенна установлена на истребителе, то есть Н,=Н„, где Н„- высота полета, и Н~«Н„, то приведенное выражение упрощается и дальность прямой видимости Д„, ~ 4,12,/Й.
Эта формула справедлива и для нахождения предельной дальности обнаружения воздушных целей наземными РЛС. При малых высотах полета дальность КРУ существенно сокращается и в определенньгх ситуациях может возникнуть необходимость в ретрансляторе либо наведении истребителя голосом до момента установления связи по КРУ. Дальность действия СКРУ первого вида ракетами «в-п» определяется примерно так же, как и дальность действия ССН самолетов (З1б.1), применяющих ракеты с полуактивными РГС. ДД СКРУ второго 106 вида находится аналогично ДД для ССН самолетов с ракетами, оснащенными комбинированными системами наведения.
При расчете зон возможных пусков ракет «в-п» с командным наведением учитываются характеристики самолета-носителя, тип СКРУ, показатели ракеты, ев взрывательного устройства и боевой части, условия боевого применения. Расчет и построение зон возможных пусков (ЗВП) проводят в неподвижной системе координат с началом в центре цели при допущении, что скорость цели равна нулю. Возможность такого допущения обосновывается тем, что наземные и морские цели неподвижны или движутся со скоростями, значительно меньшими, чем скорость полета ракеты. Отсюда следует, что ЗВП в СКРУ в отличие от ЗВП ракет класса «в-в» (рис. 16.2) не зависят от полусферы атаки и в вертикальной и горизонтальной плоскостях их сечения являются симметричными относительно показанньгх соответственно на рис. 16.2,а,б вертикальной оси Н и перпендикуляра к оси Д,проведенного в точке расположения цели.
Следует также заметить, что при действии СКРУ по наземным (морским) целям понятие полусферы атаки теряет свой смысл. 21.3. УСТОЙЧИВОСТЬ СКРУ 21.3.1. АНАЛИЗ УСТОЙЧИВОСТИ СКРУ САМОЛЕТАМИ Анализ устойчивости контура командного радиоуправления истребителем будем проводить на основе структурной схемы, показанной на рис.
20.4. При этом воспользуемся методом «замороженных» коэффициентов Я4.1). В дальнейшем будем полагать, что для малых интервалов времени коэффициенты ч„ㄠ— кцз ка (21'1) д + ч,г„ "' д, +ч,г„ " Д, +ч,г„ можно считать постоянными. Кроме того, для упрощения последующего анализа можно считать Т,=О и передаточную функцию от ж „к ~у, аппроксимировать инерционным звеном, для которого Ч' = Ч'ю 1 (21.2) 1'ч р+1 где Тк - постоянная времени.
Учитывая также равенство )«,=Ч,р~~„получим упрощенную динамическую структурную схему контура управления, изображенную на рис. 21.1. Чтобы оценить устойчивость системы КРУ самолетом, необходимо найти характеристический полипом, представляющий собой зна- 107 менатель передаточной функции замкнутого контура управления.
Кон- тур управления, соответствующий схеме на рнс. 21.1, относится к клас- су дискретных систем радиоавтоматики. Для анализа дискретных сис- тем используют аппарат Х-преобразований [58). ! Нинемитнчесиае Сьена ИЕЯЬ-Пи намеиитеяьна-ьичнсиитеиьняя СНСТЕНЯ !- - - - - - - -т ООРННРОЬЯТЕЯЬ ПЯР4МЕТРОЬ ! РЯССОГ44СОЬЯННЯ ! С!НЭ н сянаиет ! НННЕМЯТНЧЕСИОЕ Сьена сямаиет-пи Рнс. 21.1 к — 1 ! — 2 2 '[р(Т,„р + 1) Ф„(х)— (21.5) к — 1 / 1 Чскс ~ [Р(Тчр+ 1) РДО ! где Е[ ° ) — оператор Х-преобразования. 108 В рассматриваемом контуре входным воздействием является боковая перегрузка цели или однозначно связанная с ней величина (см. рис.
21.1) ЬР! з Збц + з!кц! ( кц к„,1. (21.3) [р'Д„рЧ„[ " Следует отметить, что на догонных курсах слагаемое яК„, (21.3) следует не учитывать. В качестве выходного сигнала контура можно рассматривать курс самолета ер,(Х)=Ф„(г)ерЕ(г), (21.4) где ер!(х), ер,(г) и Ф„(к) — У,-преобразования входного и выходного воздействий и 2-передаточная функция контура управления. Напомним [58), что задержка сигнала на время Т имеет У,-преобразование г', а звено (1-е Рт) описывается выражением (а-1)/ж Тогда 7: преобразование передаточной функции контура управления имеет вид По таблицам Е-преобразований [58, 76) находим 1 к(1- (21.6) р(Тир+1) (е — 1)(е — е ) ч (Т, р+1)Д ) [(2 — 1) (х — 1)(х — е )1 (! — к,Т)е "+2 к„Тч(1-е ) — к„Т+2+е ">О, 1 — (1 — к,Т)е — к„Тч(1 — е )>О.
(21.12) Поскольку в реальных условиях период поступления команд Т существенно больше постоянной времени Т„, то а»1 и е"=О. Тогда выражения (21.12) приближенно можно записать в виде (21.13) (21.14) 2к„Тч — к„Т+2>0, 1-к„Т >О. 109 ч,к, ч, где к„ = ' ' = ' — коэффициент передачи контура наведед, д, +ч,1„ ния истребителя по скорости, а=ТIТ . Подставляя (21.6) и (2!.7) в (2 !.5), получим передаточную функцию контура управления самолетом Ф„(.) = ' ,'"' ' (21.8) Ьзк +Ь|к+Ьо Здесь: Ь|=к„Т вЂ” к,Т,„(1-е )-(!+е ); Ь,=(!-к„Т)е +к,Тч(1-е"); Ьз=!. Известно [58, 76[, что процесс командного радиоуправления истребителем будет устойчивым, если коэффициенты знаменателя (21.8) будут удовлетворять следующим условиям: ь+ь|+ь >о, (21.9) ь,-ь,+ь,>о, (21.10) ь,-ь, о.
(2 1.11) Складывая все коэффициенты Ъ| в соответствие с условием (2 !.9), имеем к„Т(1-е' )>О. Отсюда следует, что условие устойчивости выполняется при любых положительных значениях к„, Т и Тч, На основе (21.10) и (21.11) получим два неравенства: Для больших и средних дальностей Д, величина к„=ЧДД,->Ч,1„)«1 и последнее неравенство выполняется всегда, а нз (21.13) следует, что период формирования команд должен выбираться из условия Т<2Т + —.
2 к ч (21.15) При малых значениях коэффициента передачи по скорости период Т~/к„. Например, для к„=0,1 с' и Т,„=0,5 с период передачи команд управления не должен превышать 21 с. Обычно Т выбирают с двукратным запасом (Т 10 с). Следует подчеркнуть, что требуемый период Т передачи команд во многом и определяет период обзора наземных РЛС.
2 !.3.2. Анялиз УстОйчивОсти СКРУ РАКЕТАМИ <<ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ>> Анализ устойчивости СКРУ ракетой «в-п» будет проведен по методике, изложенной в б4. 1, на основании структурной схемы, которая приведена на рис. 20.5. Исследование этой схемы будет проводиться с использованием принципа «замороженных» коэффициентов при следукпцих допущениях: оценивание углов а и ер, визирования цели и ракеты осуществляется одним угломером, который имеет передаточную функцию Ф„(р) = Ф (р) = Т„р+1 110 где к„и ҄— коэффициент передачи и постоянная времени угломера; инерционность КРУ пренебрежимо мала по сравнению с инерционностью системы управления и ракеты, поэтому ее передаточную функцию можно аппроксимировать усилительным звеном с коэффициентом передачи к, т.
е. )Ч„(р)=к; программная дальность в (20.32) оценивается настолько точно, что можно считать оправданным равенство Д =Ц. На основе этих допущений схема, приведенная на рис. 20.5, упрощается до вида, показанного на рис. 21.2. Для удобства дальнейшего анализа на этой схеме был осуществлен формальный перенос части /р Ą— второго кинематического звена К32 через узел У)„а звена угломера — через сумматор ь1 (рис. 20.5).
Поскольку передаточная функция параллельных звеньев равна сумме их передаточных функций, то результирующая функция %ч,(р) звеньев, на вход которых воздействует сигнал <„, будет определяться соотношением Рнс. 21.2 Рис. 21.3 Передаточная функция полученной структуры от )„г, к л, определяется соотношением Ф() р (Т, р+1)Д (Дя — Де) Т, р+1 Д„Т„р +р +к,Жм(р) (21.17) 111 Д„-Д„ Тогда структурная схема контура наведения, приведенная на рис. 2!.2, может быть преобразована в схему, показанную на рис. 2!.3. На этой схеме использовано обозначение к~=к„к„„к„,.
(21. ! б) Следует отметить, что последняя схема, в отличие от предыдущих, имеет только один вход, что позволяет упростить ее анализ. Ф фь(Р)— Д„Т„Р +р +к,кф,(ТФ,Р+1) (Д„- Д,) Тт р+1 (2 1.19) з Д„Т~Р +Р +кзр+кз где кз к~хе, из=ига . (21.20) Анализируя (21.19) и (2!.20), можно заключить, что необходимым и достаточным условием устойчивости контура наведения является выполнение требований кз>0, кз>0, кз>Т„кз. (2121) (21.22) Если для реализации к~ и кв, используются электронные усилители, которые в процессе усиления изменяют фазу (знак) сигналов на противоположный, то количество этих усилителей должно быть таким, чтобы выполнялось условие (21.21).
Из (21.22) следует, что постоянная времени Т„угломера должна удовлетворять условию кз Т < — з=Т кз (21.23) полученному с учетом соотношений (2120). Ограничение (21.23) свидетельствует о том, что выбор угломера для СКРУ ракетой «в-п» не мо- 112 Анализ (21.17) позволяет сделать следующие заключения: величина комплексного коэффициента передачи зависит не только от параметров системы наведения (Т„, кь эт'„(р)), но и от условий ее применения, которые обусловлены значениями Д„ и Д„-Д; устойчивость контура наведения, определяемая знаменателем (21.17), не зависит от условий применения, а целиком определяется параметрами системы управления; для обеспечения устойчивости контура радиоуправления необходимо, чтобы СУР и ракета по своим динамическим свойствам были эквивалентны форсирующему звену, т.
е. )йг„(р)=«,,(т„р+1). (21.18) Следует отметить, что в ручном режиме наведения роль форсирующего звена может выполнять оператор, осуществляющий управление ракетой. Используя (21.18) в (21.17), получим жет быть произвольным и он должен обладать вполне определенным быстродействием. 21.4. ТОЧНОСТЬ СКРУ кц>>уц(г) + кцэд>ц(г) >рт(г) (г-1) / кц г р (Т р+1) (г — 1)(г — е )(кц>>рц(г)+ кцэсрц(г)] (21.24) Ьэг +Ъ|г+Ьр (г-1)(1 — е )[кц>>рц(г) + кцзсрц(г)] >ра(г) — э Ьзг + Ъ|г+ Ъс (21.25) Здесь >!>ц(г) н ц>ц(г) — 2-преобразования величин >!>ц и >!>„.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
