Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 41
Текст из файла (страница 41)
В современных КСН значения %„ и %„ как правило, формируются на основе комплексной обработки информации, поступающей от нескольких датчиков. Один из возможных вариантов комплексирования иллюстрируется структурной схемой, показанной на рис. 26.1. Рнс. 26.1 Сигналы с ДИСС %» %д и %и соответствующие значениям проекции путевой скорости на его три луча, поступают на преобразователь координат, куда от автономного датчика (ИНС) подаются углы у курса, у крена и 9 тангажа.
На основе данных сигналов в преобразователе координат вычисляются составляющие путевой скорости %„и % . Независимо аналогичные составляющие путевой скорости % и % вычисляются в ИНС на основе углов ~у, у и 9 и ускорений)„, >,. Из %м н %,„, %, и %„в соответствующих вычитающих устройствах формируются разности А% „=% — %,„и А%м,=%,„-%„, которые далее подаются в фильтр нижкнх частот (ФНЧ), где и формируются корректирующие поправки 6%„и А%, в соответствии с алгоритмом (26.2) А%«=А%«а«Ф«ч(р) А%«=А%«а«Ф«ч(р) Здесь Ф„„(р)=1/(Т«р-ь1) — передаточная функция фильтра нижних частот с верхней граничной частотой 1/Те.
Полученные поправки (26.2) выдаются в ИНС для коррекции и в сумматоры С~ и Сп на выходе которых формируются оценки %„и %„поступающие в алгоритм (26.1) счисления пути. Возможны и другие варианты комплексирования. Подготовка ракет «в-п» к применению заключается в подаче питающих напряжений в ИВС ракеты, заблаговременной раскрутке гироскопов и проверке исправности ее аппаратуры. Следует отметить, что с течением времени в (26.1) происходит накопление ошибок, обусловленных неточностями оценивання %„и %, и ошибками численного интегрирования. В связи с этим периодически, через определенное время, включается так называемый режим коррекции, позволяющий освободиться от накапливающихся ошибок автономного счисления. Коррекция осуществляется на основе определения своего местоположения по информации, поступающей от других, как правило, более точных датчиков, функционирующих на других физических принципах.
Наиболее часто для коррекции используют радиолокационные системы ближней навигации (РСБН), БРЛС (РГС), корреляционно-экстремальные системы (КЭС), астроинерцнальные системы (АИС) н спутниковые навигационные системы (СНС). Как правило, продолжительность этапа коррекции весьма незначительна. Вычисленные откорректированные (точные) значения координат местоположения поступают в (26.1) в качестве новых начальных условий, после чего продолжается автономное счисление пути. В зависимости от типа используемой ракеты «в — п» режим ЦУ выполняется по-разному.
Если используется ракета с АРГС, то состав поступающей в нее команд ЦУ аналогичен тому, который используется в ракетах «в-в» Я25.4). Если используется ракета «в-п» с корреляцион- 210 но-экстремальной системой наведения, то для нее командами целеуказаний является ортодромическне координаты точки отцепки. В противокорабельных ракетах при наведении на движущиеся морские объекты, ЦУ могут выполняться несколько раз. Следует отметить, что для повышения точности этих ЦУ в самолете-носителе должна быть предварительно выполнена коррекция своих счисленных координат.
Режим самонаведения в комбннированньгх системах наведения самолетов-бомбардировщиков применяется достаточно редко, только прн использовании в качестве средств поражения неуправляемых бомб. В то же время в КСН ракет «в-п» этот режим является основным на конечном участке наведения. Спецификой этого режима является то, что„ как правило, при его выполнении в неавтономные датчики поступают специальные сигналы коррекции от автономных измерителей, позволяющие улучшить показатели точности, устойчивости и помехозащищенности неавтономных, в том числе н радиоэлектронных источников информации.
Необходимо подчеркнуть, что в системах высокоточного наведения для улучшения детальности н точности радиолокационного изображения земной поверхности, позволяющих лучше селектнровать малоразмерные наземные цели н повысить точность измерения их координат, начинают широко использоваться режимы доплеровского обострения луча и искусственного синтезирования апертуры антенны [62-64].
Спецификой этих режимов является необходимость полета наводимою ЛА под определенным, достаточно большим углом к цели, в то время, как для ее поражения необходимо, чтобы линия пути этого ЛА проходила через цель. Для устранения этого противоречия используются более сложные законы наведения по криволинейным траекториям (см. рис. 7.25 [46[), на первоначальном участке которых обеспечивается высокое линейное разрешение целей по азимуту, а на конечном — высокоточное наведение на цель. Один нз возможных вариантов траекторного управления наводимыми ЛА при использовании активного синтезирования апертуры антенны или доплеровского обострения луча рассмотрен в п. 7.5.4, а при использовании полуактивного синтезирования — в п.
7.5.5. [46[. Поскольку неавтономные и автономные датчики могут работать в различньгх системах координат, то вычислитель комбинированной ИВС, кроме формирования параметров рассогласования выполняет дополнительные функции по пересчету и масштабированию взаимных сигналов поправок как в режиме коррекции, так н в режиме самонаведения. В зависимости от состава ИВС различают радиолокационноинерциальные, корреляционно-экстремальные, многопозиционные, астроинерциально-доплеровские КСН и др.
Однако из всего многообразия 211 возможных комбинаций автономных и неавтономных датчиков информации на практике нашло применение ограниченное число наиболее рациональных. Выбор и обоснование облика ИВС для такой системы управления представляет собой довольно сложную задачу, которая решается применительно к конкретным типам ОУ и условиям их боевого применения. 26.2. РАДИОЛОКАЦИОННО-ИНЕРЦИАЛЬНЫЕ КСН САМОЛЕТОВ-БОМБАРДИРОВЩИКОВ И РАКЕТ «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ» Радиолокационно-инерциальные КСН используются для наведения самолетов — бомбардировщиков и ракет «в-п» большой дальности с АРГС. В процессе формирования параметра рассогласования в данных системах реализуется принцип взаимной коррекции двух типов систем датчиков: автономных и неавтономных.
В качестве автономной используется инерциальная навигационная система, которая формирует (счисляет) текущие координаты центра масс ОУ. Результаты счисления используются для выработки параметров рассогласования, на основе которых осуществляется управление летательным аппаратом, и коррекции неавтономных датчиков (НД), в качестве которых используются БРЛС самолета или РГС ракеты. В свою очередь, НД также используются для коррекции ИНС. Как правило, ИНС работает непрерывно в течение всего времени полета ОУ. Неавтономный датчик включается лишь эпизодически.
По результатам измерений НД формируются корректирующие сигналы, которые списывают накапливающиеся ошибки счисления координат ЛА. Кратковременность включения НД повышает скрытность работы системы радиоуправления в целом, а, следовательно, ее помехозащищенность. Перерывы в функционировании НД могут оказаться вынужденными, например, за счет нарушения его работы преднамеренно созданными помехами [18, 21, 87). При завершении коррекции ИНС НД выключается, и управляющий сигнал для САУ самолета или системы управления ракетой вычисляется уже по скорректированным данным.
В зависимости от режима работы КСН корректирующие сигналы, поступающие от ИНС, играют различную роль. В автономном режиме корректирующие сигналы играют для РЛС роль команд целеуказаний. В соответствии с целеуказаниями по углу антенна неработающей БРЛС поворачивается примерно в направлении цели или ориентира, а по целеуказаниям дальности устанавливается центр просматриваемой по дальности зоны земной поверхности.
Это дает возможность существенно сократить время, затрачиваемое на поиск радиолокационного ориентира (цели) для проведения коррекции. 212 В режиме самонаведения корректирующие сигналы по углам и дальности поступают в следящие измерители БРЛС (РГС). Это дает возможность повысить их устойчивость, точность и помехоустойчивость. Последнее, в частности, достигается за счет увеличения времени памяти следящих измерителей и возможности сужения их полосы пропускания без увеличения динамических ошибок. Одним из обязательных компонентов радиолокационно-инерциальной ИВС является преобразователь координат, выполненный аппаратурно или программно. Необходимость преобразователя обусловлена тем, что БРЛС (РГС) работает в полярных координатах, измеряя наклонную дальность до цели (ориентира) и ее бортовые пеленги в вертикальной и горизонтальной плоскостях, в то время как ИНС счисляет текущие координаты ЛА в прямоугольной, как правило, ортодромической системе.
Для пояснения принципов пересчета результатов измерений из одной системы координат в другую рассмотрим геометрические соотношения на рис. 26.2, которые характеризуют процесс наведения летательного аппарата на наземную цель (ориентир) с известными координатами хц„г„. На рис 26.2,а точками О„, Ор и О, в ортодромической системе координат О,Х,Е, показано расположение цели (хч, О), реальное расположение ЛА (хр, к,) и его расположение (х„г,) по результатам счисления автономной системы. На 26.2,б показано расположение ЛА и цели в вертикальной плоскости, проходящей через отрезок ОрО„(рис.
26.2,а). Кроме того, на рис. 26.2,а,б показаны измеряемые с помощью гиростабилизированной платформы ИНС углы ортодромического курса у,„и тангажа 3, оцениваемые с помощью БРЛС (РГС) наклонная дальность Д„ и бортовые пеленги цели ф„ и у, в горизонтальной и вертикальной плоскостях и измеряемая баровысотомером (радиовысотомером) высота Н. х, а) Рис. 26.2 213 Если бортовые пеленги цели <р, и ср, невелики, то их связь с углами визирования цели е„и е, цели в горизонтальной н вертикальной плоскостях определяется соотношениями (рис.
26.2) ег=грг+цгок ев=грв+9. (26.3) Используя счисленные в ИНС тем или иным способом текущие координаты х, и г„можно определить свое положение относительно ориентира (цели) с заранее известными координатами х,„к: (26.4) Х,„= Х„-Х„Г „=Е,-х„. На основании (26.3), (26.4) н рис. 26.2 можно получить соотношения: е <р, =е, — ц~,„=агс18 — — ц~,„; ВЦ (26.5) (26.6) сове сове„ (26.7) у =е — 9, где е„= агс18 Н (26.8) з з Хья + 2ец по которым с помощью автономных датчиков вычисляются корректирующие сигналы по углам 9„„~р и наклонной дальности Д для БРЛС (РГС). Из (26.4)-(26.8) следует, что при формировании корректирующих сигналов для БРЛС (РГС) необходимо, чтобы в ИНС счнслялись текущие координаты х, и г„измерялись углы курса у„, тангажа 9 и высота полета Н.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
