Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 30
Текст из файла (страница 30)
При такой траектории высота Н над вершиной может быть существенно меньше Н, и угол О наклона траектории не равен нулю. В такой ситуации, если самолбт не столкнется с вершиной препятствия, то после ее пролета имеет место увеличение высоты Н>Н„что может привести к преждевременному его обнаружению противником. Следует отметить, что использование пространственной стабилизации антенны РЛС для ликвидации отмеченного выше недостатка не позволяет кардинально решить проблему обеспечения безопасности, так как при малых Н, ошибки стабилизации сравнимы с требуемыыи углами ф„увеличение Н, приводит к утрате преимуществ маловысотного полбта. При использовании угломерного способа (24.7) антенна РЛС отслеживает ф„прн котором Д=Д, независимо от углового положения продольной оси самолета. В связи с этим полйт будет осуществляться без опасного сближения с препятствием по траектории, показанной на рис. 24.6 сплошной линией.
Кроме того, по А„можно судить о величине угла наклона рельефа, что позволяет учесть реальные возможности самолета (24.1) и (24.2) по его облету. 24.3. СТРУКТУРНАЯ СХЕМА ИВС ПРИ ПРОФИЛЬНОМ ПОЛЕТЕ В общем случае характер рельефа местности, над которым выполняется маловысотный полдт, может быть самым разнообразным.
При этом по маршруту полбта могут попадаться участки местности, для которых параметр рассогласования Аг, сформированный по закону (24.7), не удовлетворяет ограничениям (24. !) и (24.2). В таких условиях используются другие алгоритмы траекторного управления. Так, при облете вершин препятствий удобно использовать закон (24.9) Л„=п, — и„, в то время как при пикировании над задним скатом препятствия целесообразно формировать параметр рассогласования по правилу Ьз =9,— 9 (24.10) Кроме того, для контроля текущей высоты и экстренного увода самолета вверх при больших ошибках управления используется параметр рассогласования Л„=Н,— Н.
(24. 1 1) В (24.9)-(24. ! 1): и, 9„Н, и и„, 9, Н вЂ” соответственно требуемые н текущие значения перегрузки, тангажа и высоты. Поскольку заранее предсказать характер рельефа местности, над которой будет пролетать самолет, невозможно, то в ИВС одновременно формируются все виды параметров рассогласования. В такой ситуации используется тот алгоритм траекторного управления, который обеспечивает наибольшую безопасность полета. Структурная схема такой многоканальной ИВС совместно с другими составными частями РЭСУ МВП приведена на рис.
24.7. Рис. 24.7 Вычислитель программного движения (ВПД) по введенным в него величинам Н„Ч, и а формирует требуемые значения Д, (24.6), ~р, и и, 9„необходимые для одновременного вычисления всех параметров 457 рассогласования (24.7), (24.9)-(24.11), которые поступают в вычислитель сигналов траекторного управления (ВСТУ). Здесь на основе текущих оценок угла <р наклона антенны, поступающих из угломера, и текущих значений и, 9 и Н, измеряемых в автономных датчиках (АД) н радиовысотомере (РВ), формируются параметры рассогласования Лт, Л„ и Лм Ь„.
В устройстве выбора экстремума (УВЭ) из всех этих параметров рассогласования выбирается тот, который обеспечивает наибольший угол кабрирования при наборе высоты или наименьший угол пикирования при ее уменьшении. Отселектированный таким образом параметр рассогласования Л поступает в устройство обеспечения безопасности (УОБ), где выполняется его проверка на соответствие условиям (24.1) и (24.2) и допустимым ошибкам ЛНм„управления по высоте. Если все ограничения выполняются, то Ь выдается в систему отображения информации при ручном управлении (Лр) и в САУ, в директорном или автоматическом режиме (Аде). Если же хотя бы одно из ограничений не соблюдается, то в УОБ формируется, индицируемый в СОИ, признак опасности (ПО) и выдается команда Л,„в САУ на кабрирование с максимально возможной перегрузкой.
Типовая смена законов управления, обеспечиваемая в УВЭ выбором соответствующего параметра рассогласования, иллюстрируется рис. 24.8. н н,~о упреппеппе поп„эпревпенпе поп упреепеппе поо упрмпеппе ае о„ 1 П Рис. 24.8 При поляте над слабо пересеченной меспюспю (участок 1) следящая система угломера (ССУ) автоматически отслеживает направление, на котором Д Д,. В этом случае УВЭ селектирует алгоритм траекторного управления (24.7), в соответствии с которым самол6т совершает профильный понят в режиме следования рельефу местности на высоте Н=Н„ Если впереди по маршруту появляется вершина препятствия, то ССУ переходит в режим ее сопровождения. При этом профильный по- 168 лет сохраняется до тех пор, пока дальность Д, до вершины на станет удовлепюрять равенству Д,=к~Д„где в зависимости от типа самолбта и используемых средств управления подъбмной силой 0,3<к,<0,7.
С этого момента времени траектория обпбта вершины выполняется по дуге окружности, радиус которой определяется значением п„в (24.9) (рис. 24.8, участок П). Такой полет будет продолжаться до тех пор, пока угол тангажа (пикирования) не станет равным требуемому значению 9„после чего начинается управление по закону (24.10). В свою очередь, такое управление (участок 1Н) будет иметь место до выполнения условна Д~Д,. После этого параметр рассогласования будет вновь формироваться по правилу (24.7) (участок 1Ч). Следует отметить, что при полбте над слабопересечбнной местностью могут использоваться н более сложные комбинированные законы управления, в которых наряду с Ь„с соответствующими весами учитываются (24.5) и (24.! 1).
Минимальные значения Н„вводимые в ВПД для вычисления (24.7), (24.8) и (24.11), определяются высотой необнаруживаемых с помощью РЛС препятствий (отдельных деревьев, линий электропередачи и т.д.) и максимальными ошибками вычисления упреждбнной высоты Н„(рис. 23.5). Обычно Н,„=!00 м. При полете над ровной морской или пустынной поверхностью предельно минимальная высота полата ограничена высотой засасывания в двигатель самолбта водяных брызг или мелких предметов с земной поверхности. При выборе значений г„в (24.6) приходится удовлетворять противоречивым требованиям.
С одной стороны, увеличение !т (Д,) позволяет снизить требования к быстродействию САУ, ОУ и использовать для МВП самолбты с менее развитой механизацией крыла. С другой стороны, увеличение Д, приводит к уменьшению угла встречи луча антенны с земной поверхностью и уменьшению коэффициента отражения радиоволн в сторону РЛС, что вызывает ухудшение условий обнаружения препятствий.
Кроме того, при уменьшении этого угла возрастает уровень относительных ошибок измерения углового положения антенны. В результате снижается чувствительность РЭСУ МВП к изменению профиля рельефа местности. Дальномеры, используемые в ИВС (рис. 24.7), измеряют либо дальность до определбнной упреждбнной точки на земной поверхности по маршруту полбта, либо дальность до вершины препятствий. Измерение дальности до упреждаиных точек на земной поверхности может выполняться различными способами [26]. Один из наиболее простых состоит в измерении дальности по равносигнальному направлению (РСН).
Суть этого способа иллюстрируется рис. 24.9. Антенна РЛС формирует в вертикальной плоскости двухлепестковую диаграмму направленности (рис. 24.9,а). В результате суммарно-разностной обработки сигналов, отраженных от земли, на выходе приемника разностного 1бй од в)в в) б) 160 канала будет иметь место сигнал, огибающая которого показана на рис. 24.9,6 кривой линией аЬс.
Характера) ньтм признаком для этого сигнала является наличие нуля в РСН, поскольку в этом направлении сигналы, принимаемые по первому и второму лепесткам диаграммы направленноб) стн, одинаковы по величине. По этому признаку формируется импульс цд, отстоящий от импульса запуска передатчика (ПРД) на время Яв 1,=2Дв Iс. Вот за этим импульсом в " — — б-" дальнейшем и осуществляется автос матическое слежение, как н в обычРис. 24.10 ном следяп1ем дальномере.
Измерение дальности Д, до в вершины препятствий основано на выделении в сигнале, отраженном от земли, среза, обусловленного ,ь появлением радиотени. Принцип измерения поясняется рис. 24.!О. Если луч второго лепестка диаграммы направленности в процессе движения самолйта попадает на вп вершину препятствия (рис. 24.10,а), в то из-за радиотени сигнал на выходе приемника (рис. 24.10,б) скачкообразно упадет и будет равен нулю со всех направлений правее точки В ф вершины (рнс.
24.10,а,б). В момент ) появления среза п „ формируется ! импульс и, (рис. 24.!О,в), за которым и выполняется автоматическое Рис. 24.10 слежение. Степень астатизма следящей системы обычно выбирают равной двум„ чтобы прн кратковременных пропаданиях отражйнных сигналов дальномер продолжал функционировать в режиме слежения. Спецификой ССУ является необходимость учйта угла крена у (рис. 24.7), измеряемого автономными датчиками (позиционным гироскопом). Необходимость поперечной стабилизации антенны РПС обусловлена тем, что при наличии крена луч антенны уходит в сторону от направления полй- та.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
