Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 40
Текст из файла (страница 40)
Достоинством многоконтурных автоселекторов дальности и скорости (п. 10.6.1 и 10.6.2) являются: высокие точности оценивания дальности, скорости и ускорений; высокое быстродействие и устойчивое, бессрывное сопровождение ИМЦ во всем возможном диапазоне скоростей и ускорений. Комплексный угломер в составе ИВС решает три задачи: выполняет пространственную селекцию цели по направлению, осуществляет развязку антенны от угловых колебаний ракеты и формирует оценки ф~ з бортовых пеленгов, угловых скоростей ге, з, их производных ге, з и попеРечных УскоРений )ш з цели. Выполнение всех этих задач осУШествляется в процессе совместного функционирования моноимпульсной антенны с приводом (гироплатформой), ДУП антенны, приемников суммарного ит и разностных ны з сигналов, предварительного фильтра (ПФ), квазиоптимальных фильтров, регулятора и корректора ошибок обтекателя (КОО).
Пространственная селекция цели осуществляется за счет направленных свойств антенны. Поскольку малоразмерные антенны ракет «в-в» имеют широкую диаграмму направленности, в пределах которой может одновременно находиться несколько целей, то в угломер для сопровождения цели поступают сигналы, предварительно отселектированные по дальности и скорости.
Высокая точность селекции цели по Д и Чм дает возможность сопровождать одиночную цель даже в составе достаточно плотной группы. Силовая стабилизация антенны осуществляется за счет того, что гироплатформа сохраняет свое положение в пространстве независимо от угловых колебаний ракеты. Перемещение антенны по направлению 206 (прецессия гироплатформы) в процессе слежения за целью выполняется под действием управляющего сигнала п~д = К~Мд + К"Мго~д + Кышь + К аю~ з + Кей г (25.7) синтезированного на основе алгоритмов СТОУ по методике, изложенной в 911.5 [461.
Следует отметить, что сигналы (25.7) были получены при использовании более сложных моделей, чем в з11.5, путем минимизации функционала качества Лбтова-Каямана (1.4). Для реализации (25.7) необходимо знать ошибки сопровождения А<р = ф, з -фм з, Лез =а, з -ез„ьз по углу и угловой скорости, аналогичные (11.35), и оценки в,з, а~э, в,з — угловой скорости ЛВ и ее производных. Все эти компоненты учитываются в законе управления с весовыми коэффициентами К~, К, К„ь Кю и Кю, зависящими от динамических свойств привода и соотношения штрафов на точность слежения и величину сигналов управления. Наличие в (25.7) последних трех слагаемых позволяет предотвратить появление больших ошибок слежения при интенсивном маневрировании цели на малых расстояниях.
Кроме того, их учет обеспечивает переход от автономного подслеживания (п. 25.6.1) к автоматическому сопровождению цели в режиме самонаведения без существенных переходных процессов. Все необходимые для реализации (25.7) оценки формируются в квазиоптнмальных фильтрах, алгоритмы функционирования которых сходны с рассмотренными в п, 11.5.4. Качественным отличием является формирование оценок Ьф ~з угловых приращений, обусловленных угловым шумом. Наличие этих оценок дает возможность скомпенсировать влияние угловых шумов и существенно повысить точность сопровождения ИМЦ на малых расстояниях и тем самым уменьшить дальность Д, неуправляемого полета ракеты (п.
5.2.4). Первичными измерителями для квазиоптимальных фильтров являются моноимпульсный пеленгатор, ДУП, акселерометры и гироскопы. При этом сигналы пеленгатора, прежде чем поступить в квазиоптимальные фильтры, проходят два этапа предварительной обработки. Первый связан с усреднением в предварительном фильтре результатов измерений, выполняемых на различных несущих частотах. Такое усреднение, один из возможных алгоритмов которого приведен в п.
5.2.4, также дает возможность существенно снизить влияние угловых шумов. На втором этапе осуществляется компенсация ошибок измерений пеленгатора, вносимых обтекателем антенны (и. 5.2.3). Этот этап, выполняемый в КОО, также позволяет 206 повысить точность первичных измерений угловых координат и снизить влияние синхронных ошибок на точность оценивания угловых скоростей. Применение таких разнообразных и достаточно сложных приемов по повышению точности угломерного канала АРГС, связанных с использованием алгоритмов СТОУ, компенсацией угловых шумов н ошибок обтекателей, обусловлено его превалирующим влиянием на точность формирования параметров рассогласования по сравнению с другими измерителями Я8.8 (461). Сформированные в кввзноптимальных фильтрах угломера оценки ф, з, ез, з и )ш з — углов, угловых скоростей н поперечных ускорений цели поступают в формирователь параметров рассогласования ФПР.
Необходимо отметить, по в зависимости от обстоятельств в ФПР могут формироваться параметры рассогласования не только по закону (7.67), но и по (7.49) нли (7.4). Условия, в которых целесообразно использовать (7.49) н (7.4), рассмотрены в 87.4 и п. 7.3.1. Назначение режима целеуказаний и смысл команд, поступающих из истребителя в ракету, аналогичны рассмотренным в з25.4.
Отличием является использование дополнительных команд ЦУ по составляющим ускорений цели )~„, )„„~д, которые поступают в экстраполятор и ФПР. В экстраполяторе они используются в качестве начальных условий для уравнений ПКЗ (25.5), а в ФПР— обеспечивают вычисление параметров рассогласования в момент начала полета ракеты. 207 ГЛАВА 26. КОМБИНИРОВАННЫЕ СИСТЕМЫ РАДИОУПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОВ- БОМБАРДИРОВЩИКОВ И РАКЕТ «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ» 26.1.
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОМБИНИРОВАННЫХ СИСТЕМАХ РАДИОУПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОВ-БОМБАРДИРОВЩИКОВ И РАКЕТ «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ» Главной задачей самолетов-бомбардировщиков является уничтожение удаленных наземных н морских целей, используя широкий набор средств поражения, среди которых основную роль нтрают ракеты «воздух-поверхность» большой дальности действия. Решить данную задачу, нспш<ьзуя только неавтономные нли только автономные системы наведения невозможно из-за недостаточной дальности действия первых (определяемой дальностью действия БРЛС, ограничиваемой дальностью прямой видимости) и низкой точности вторых. Поэтому прн наведении самолетов-бомбардировщиков н ракет класса <св-ш> на неподвижные наземные и относительно малоподвижные морские цели широко используются комбинированные системы наведения (КСН).
Принцип работы КСН самолетов- бомбардировщиков и ракет <ш — п» во многом идентичен. В связи с этим основные алгоритмы н режимы работы РЭСУ этих ЛА будут рассматриваться в обобщенном виде с указанием особенностей, характерных только для самолетов-бомбардировщиков или ракет «в-п». Информационно-вычислительные системы КСН этих ЛА представляют совокупность совместно функционирующих вычислителей, автономных и неавтономных датчиков информации. При этом автономные датчики, как правило, функционируют в составе ннерцнальных навигационных систем (ИНС), а неавтономные — в составе БРЛС нли РГС, либо альтернативных нм оптоэлектронных и тепловизионных систем.
Обьединенне в единой ИВС автономных и неавтономных датчиков в значительной степени устраняет недостатки, свойственные каждому нз них в отдельности при сохранении положительных свойств. Так, дальность действия КСН практически ограничивается только дальностью полета ОУ, а точность определения местоположения ЛА н координат цели примерно такая же, как у систем самонаведения, при этом КСН значительно превосходят последние по скрытности наведения. 208 Современные КСН могут работать в четырех режимах: автономном, коррекции, целеуказания н самонаведения. Автономный режим с точки зрения продолжительности функционирования является основным.
В этом режиме в самолетной КСН решаются две задачи: в соответствии с тем или иным методом наведения Я23.3) формируются параметры рассогласования, поступающие в САУ, и осуществляется подготовка ракет к пуску. При управлении по курсу параметры рассогласования вычисляются на основе координат текущего местоположения, получаемых в результате выполнения специальной процедуры, называемой счислением пути. В общем случае счисление пути выполняется в ортодромической системе координат О,Х,Е, по алгоритму ! ха = хе+ Гьтхйт~ аа = ее + Гттзг)т' (2б.1) 0 О Здесь: х, и х, — счисляемые автономной системой текущие координаты; хе и хе — координаты точки вылета самолета (пуска ракеты); Ж„и %,— проекции путевой скорости на соответствующие оси ортодромической системы координат. Информация о %„и %, может быть получена различными способами: либо от ДИСС, либо путем интегрирования составляющих ускорений )„и ) „измеряемых акселерометрами, либо от датчика воздушной скорости.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
