Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 38
Текст из файла (страница 38)
На высотах Н>Н, она ограничена дальностью действия БРЛС истребителя. Поскольку в ППС скорость сближения превышает скорость сближения в ЗПС, разрешенная дальность Д„,„превышает аналогичную дальность в ЗПС. Минимальная дальность Д„,„рассчитывается исходя из необходимости обеспечения безопасной дальности отворота (выхода из атаки) самолета — носителя.
После того, как текущее местоположение истребителя относительно цели будет удовлетворять условиям (8.1) и (8.2), формируется команда, разрешаюп1ая ее пуск, и летчик может применять оружие по выбранной цели. Необходимо отметить, что команды ЦУ продолжают поступать в аппаратуру ракеты вплоть до момента пуска. В полуактивных РГС эти команды после пуска запоминаются в течение определенного времени пока ракета не удалится на некоторое расстояние от истребителя, после чего начинают использоваться по назначению. 25.5. ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КОМБИНИРОВАННОЙ ИВС В РЕЖИМЕ КОМАНДНОГО НАВЕДЕНИЯ Режим командного наведения используется в тех случаях, когда дальность пуска настолько велика, что в результате возрастания ошибок автономного режима не обеспечивается захват цели радиолокационной головкой самонаведения.
При использовании режима командного наведения, именуемого также режимом радиокоррекции, в бортовой аппаратуре самолета-носителя формируются команды, которые с помощью радиосигналов передаются на ракету и корректируют процесс вычисления параметра рассогласования. Параметр рассогласования, как н в автономном режиме, вычисляется в соответствии с методом пропорционального наведения (7.33). Однако оценки Чм и езьз формируются уже с учетом поправок, переданных с борта истребителя и учитывающих маневр цели. 166 о1 Оо Чо Один из возможных способов ц ц ц формирования сигналов поправок ч 81 (коррекции) поясняется рис. 25.8.
Ч„-- а1 Пусть в момент пуска ракеты Д Ди истребитель находился в точке О„, а цель — в точке О„,. При этом по априорным сведениям полагалось, что движение цели определяется Рис. 25.8 вектором скорости Ч, а движение самолета — вектором Ч,. Проекции Ч„и Ч, на линию визирования О . О, и на нормаль к ней определяют скорость сближения и поперечные скорости Чччл, которые„ наряду с измеренной БРЛС дальноепю Д ,, поступают в эксграполягор (25.1)-(25.3) в качестве начальных условий.
Аналогичные уравнения решаются и в БЦВМ истребителя. Прн решении уравнений (25Л)-(25,3) формируются оценки Чм и го, з, которые используются для вычисления параметра рассогласования (7.33). Через некоторое время самолет будет находиться в точке О„а цель, в соответствии с гипотезой Ч„;-сопзй — в точке Очь На самом деле, цель, движущаяся со скоростью Ч,„находится в зтот момент времени в точке Ом. Реальное положение цели относительно истребителя определяется вектором Д, модуль и угловое положение которого измеряются БРЛС. Определив с помощью счисления пути вектор $ „(рис. 25.8), представляющий пройденный истребителем за время Г путь, можно вычислить вектор диет Ьп+дглс характеризующий истинное положение цели относительно точки пуска ракеты.
Зная измеренное БРЛС расстояние Дч, до цели на момент пуска и вычислив на основе знания Ч„, расстояние О„,О„ь можно определить прогнозируемый относительно точки пуска вектор Д„=Д +О„,Ош Тогда вектор А1 ошибок прогнозирования положения Оы относительно действительного положения Оы может быть вычислен по формуле ы=д„-д„. Проекции А1„, А1п Ы, вектора И на оси обобщенной декартовой системы координат (ОДСК) с началом в точке пуска О„(рис, 25.8) и передаются в качестве поправок на ракету. Для уменьшения ошибок вычисления оценок Ч,а и а, з в интервалах между поступлениями поправок А1„, А!„, А1, на борту истреби- 197 теля формируются и скоростные поправки Ы„,Ы„и Ы„которые также передаются на борт ракеты. Формирование поправок по скорости выполняется путем разложения по тем же осям ОДСК вектора ошибки скорости (рис.
25.8) Вычисленные сигналы поправок Ы„, Ы„, Ы, и Ы„, Ы„, Ы, перед передачей на борт ракеты кодируются (шифруются). Наиболее целесообразным является использование миогоэтапного кодирования (919.4). В общем случае, в процессе шифрации используются: квантование поправок по уровню, цифровое двоичное кодирование уровней, замена каждого нуля и единицы цифрового двоичного кода более сложными кодами, выполненными, например,на основе М-последовательностей„ а также постановка в соответствие каждой элементарной посылке М- последовательности колебаний поднесущих частот. Этими колебаниями чоднесущих частот модулируются по частоте, фазе или амплитуде сзерхвысокочастотные сигналы подсвета цели, которые передаются на ракету.
Использование многоэтапного кодирования позволяет сформировать радиосигнал, обладающий большой шириной спектра и постоянством спектральной плотности в пределах этой ширины. Последнее обусловливает сходство сигналов радиокоррекции с белыми шумами, что затрудняет их обнаружение, обеспечивая тем самым высокую скрытность. Рассредоточение полезной информации в широкой полосе частот сигнала затрудняет их имитацию противником, что также повышает помехоустойчивость. Если в РЭСУ используется прерывистый сигнал (рис. 8.2), то каждая из команд ошибок Ы„, Ы„, Ы, и Ы„, Ы„, Ы, поочередно передается в течение одного интервала 1„подсвета цели.
Радиосигналы, содержащие информацию об ошибках, принимаются на ракете антенной синхронизнрующих сигналов А„, преобразуются в приемнике ПРМСС на промежуточную частоту (рис. ! 0.7), затем детектируются и поступают на декодирующее устройство (на рис. не показано). Декодирующее устройство вырабатывает сигналы, адекватно отображающие квантованные значения ошибок Ы„, Ы„, Ы, и Ы„, Ы„, Ы„которые подаются в вычислитель ПКЗ (рис. 25.1).
Поправки Ы„и Ы„, поступая в экстраполятор (25.1), корректируют оценки Ч,а и Д. Приращения Ыт и Ы,, подавае- мые в экстраполятор, поправляют оценки Ч, з, а соответственно и г», з (25.3). В итоге параметр рассогласования (7.33) будет вычисляться на осно- 198 ве более точных значений Ч,а и оъ з, в которых учитьвается маневр цели. Следствием такой коррекции является сушественное увеличение времени [дальносги) управления ракетой, при котором она выводится в область пространства относительно цели, обеспечиваюшую ее захват РГС. 25.6.
КВАЗИОПТИМАЛЬНАЯ КОМБИНИРОВАННАЯ ИВС ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПЕРЕХВАТА ИНТЕНСИВНО МАНЕВРИРУЮЩИХ ЦЕЛЕЙ Рассмотренные ранее ИВС комбинированных систем управления ракет «в-в» позволяют достаточно эффективно осуществлять наведение на обширный класс воздушных целей. Однако следует отметить, что их применение по интенсивно маневрирующим [сверхманевренным) целям [ИМЦ) уже не будет столь эффективным. Объясняется это следующими причинами. В основе функционирования рассмотренной ИВС лежит использование методов самонаведения, не приспособленных для перехвата сверхманевренных целей. Одноконтурный принцип построения следящих измерителей, при котором чувствительный элемент, управитель и исполнительное устройство функционируют в рамках одного следящего кольца, не позволяет одновременно обеспечить высокие точности, быстродействие и устойчивость функционирования.
Используемые следящие измерители имеют низкий порядок астатизма [не выше второго). Поэтому при интенсивном маневре цели, когда появляются производные отслеживаемых параметров третьего и более высокого порядков, в этих измерителях возникают нарастающие во времени динамические ошибки. Если маневр продолжается достаточно долго, то ошибки выходят за пределы линейного участка дискриминационных (пеленгационных) характеристик и происходит срыв автоматического сопровождения цели, а соответственно, и наведения ракеты. Экстраполяция пространственного положения целей, выполняемая в вычислителе ПКЗ (рис.
25.1), осуществляется на основе упрошенных моделей, не учитывающих маневр цели. В существующих системах наведения не принимается специальных мер по снижению влияния угловых шумов иа точность управления на конечном участке (п. 5.2.4) [45$ В процессе перехвата ИМЦ требуются достаточно большие углы упреждения, при которых антенна РГС разворачивается на большие углы. Следствием этого является усиление влияния на точность оценивания углов и угловых скоростей ошибок обтекателя.
Кроме того, интенсивное маневрирование цели предопределяет наличие значительных 199 величин производных углов тангажа и рысканья, вызывающих появления существенных синхронных ошибок оценивания угловых скоростей линии визирования (п. 5.2.3). Проведенный анализ позволяет придти к заключению, что в ИВС ракеты, предназначенной для поражения ИМЦ, должны использоваться; метод наведения, учитывающий маневр цели и самой ракеты; многоконтурные следящие измерители, позволяющие одновременно обеспечить высокие показатели быстродействия, устойчивости и точности оценивания, в том числе и составляющих относительного и абсолютного ускорений; специальные процедуры обработки сигналов, снижающие влияние угловых шумов и ошибок обтекателей.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
