Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 42
Текст из файла (страница 42)
Если БРЛС (РГС) измеряет наклонную дальность Д„до цели (ориентира) с известными координатами х„и е„и ее бортовые пеленги ~р„, <р, (рис. 2б.2), то зто дает возможность определить свои текущие скорректированные координаты по правилу х,=х„-х,„=х„— Д„сов(ф,— 9) сов(<р„+цг,„); (26.9) ге=Де сов(<р,-9) в(п(<р„+цг,„)+г„. (26.10) Эти координаты и используются в ИНС в качестве новых начальных условий. 214 Обобщенная структурная схема комбинированной радиолокационно-инерциальной ИВС, включающей в свой состав ИНС, ДИСС, высотомер, бортовую РЛС (БРЛС) н вычислитель (ЦВМ), показана на рис.
26.3. Рис. 26.3 Рассмотрим функционирование комбинированной ИВС в процессе управления самолетом-бомбардировщиком в горизонтальной плоскости по курсовому (прямому) методу при условии, что осуществляется полет на крейсерской высоте по закону (23.7). Перед вылетом в ИНС и память ЦВМ вводятся координаты хе, ге точки вылета (исходного пункта маршрута — ИПМ) для реализации (26.1), координаты радиолокационных оРиентиРов(хр,ь к ь ! =1,1 ) и основной и запасных Целей (хкь к; 1=11,1„). После взлета ИНС счисляет в автономном режиме по алгоритму (26.1) текущие координаты х„к, в ортодромической системе координат, ось которой проходит через цель (промежуточный пункт маршрута — ППМ). Эти координаты поступают в ЦВМ, где формируется параметр рассогласования (23.4), соответствующий курсовому методу наведения.
Кроме того, по этим координатам в ЦВМ по правилам (26.5)-(26.8) вычисляются команды целеуказания БРЛС, в соответствии с которыми ее антенна разворачивается в направлении ближайшего ра- 216 диолокационного ориентира (цели) на углы ~р и <р .
Одновременно по формуле (23.9) вычисляется расстояние Д до ориентира. После того как выполнится условие Д <Ц,, где Д вЂ” максимальная дальность обнаружения цели, осуществляется ручное или автоматическое включение панорамной БРЛС. При этом БРЛС осуществляет обзор земной поверхности в секторе„биссектриса которого (метка азимута — МА) определяется значением у„, (265), а метка дальности — МД вЂ” значением Д„, (26.6).
Если при этом просмотр земной поверхности осуществляется с помощью луча типа созес~р, в вертикальной плоскости 126), то целеуказания (26.7) не используются. При обзоре поверхности в телескопическом режиме угол наклона антенны устанавливается в соответствии с (26.7).
Примерное изображение на экране БРЛС в режиме план местности (ПМ) с радиолокационным ориентиром РО, в качестве которого выбран мост через реку, и положением электронного перекрестия, образуемого метками дальности МД н азимута МА, показано на рис. 26.4,а. Если продолжительность автономного участка была достаточно велика, то из-за ошибок счисления пути значения у и Д будут отличаться от действительных, и электронное перекрестие не будет совпадать с ориентиром. В такой ситуации штурман механизмом управления перекрестием (МУП) совмещает метки дальности и азимута с ориентиром. При необходимости для уточнения привязки перекрестия к ориентиру БРЛС может быть переведена в режим микроплана местности (МПМ).
В этом режиме на экране РЛС просматривается лишь небольшой участок местности относительно перекрестия (рнс. 26.4,6). Это дает возможность более точно наложить перекрестие на ориентир. мпм 6) а) Рис. 26.4 Выполнив эту операцию, штурман нажимает кнопку «Привязквь После этого результаты измерения наклонной дальности Д„ и бортовых пеленгов <р, н ср, поступают в ЦВМ, которая по правилу (26.9) и (26.10) формирует для ИНС корректирующие сигналы. 216 Если в качестве ориентира используется малоразмерный, мало- контрастный объект, то для улучшения детальности изображения могут быть использованы режимы синтезирования апертуры антенны или доплеровского обострения луча (ДОЛ). Однако в этой ситуации самолет должен лететь под некоторым углом к такому объекту.
Сама процедура коррекции ИНС может выполняться различными способами: либо на основе алгоритмов оптимальной линейной фильтрации в ЦВМ, либо так называемыми инвариантиыми фильтрами, которые обычно реализуются аппара- ~а (на) турно. Структурная схема одного х Кл к к из распространенных вариантов — + таких фильтров показана на (хв) р (х) рис. 26.5.
Если коррекции нет (ключ Кл разомкнут), то счис- Рие. 26.5 ленные координаты к, (х,) поступают в вычислитель. При выполнении коррекции, когда ключ Кл замкнут, появляется рассогласование г»-г, (хр-х,), которое накапливается интегратором с передаточной функцией К„/р до тех пор, пока г (х,) не станет равным к„(хр). Сигнал г„=г,р/(р+к„)+г к„l(р+к„) (26.1! ) и поступает в ЦВМ в качестве скорректированной координаты к,. Аналогичное соотношение можно получить и для координаты х„. После выполнения процедуры коррекции ИВС вновь переходит в автономный режим (счисления пути).
Режим коррекции включается в трех ситуациях: либо при выполнении достаточно продолжительного полета для компенсации накапливающихся ошибок счисления, либо перед началом поворота (изменения курса), либо перед выдачей команд целеуказания ракетам «в-п». Состав команд ЦУ ракетам «в — и» зависит от дальности их пуска и типа используемых в них систем наведения. Если в ракете используется радиолокационно-инерциальная система наведения (например, Х-22, Россия [29]), то в качестве команд целеуказания используются бортовые пеленги целей <р„=<р„аг и <р,=<р, и наклонная дальность Д„=Д, измеряемые БРЛС самолета-носителя.
Для крылатых ракет большой дальности (Х-55, Россия (29) н АОМ-86В, США), использующих для коррекции корреляционно-экстремальные системы, в качестве команд целеуказания используются откорректированные координаты точки пуска (отцепки ракеты) хр=х и к =г (рис. 26.3).
В радиолокационно-инерциальных ИВС ракет «в-п» счисление пути и формирование команд ЦУ активной РГС осуществляется так же, как и в рассмотренной выше самолетной КСН. Специфичными являют- 217 ся: автоматический поиск сигналов поражаемой цели по угловым координатам и дальности относительно значений ф„„ф, Д„, (26.5)-(26.8), которые использовались в качестве команд ЦУ, и последующий анализ захваченных на автосопровождение сигналов, направленный на выявление достоверности захвата нужной (главной) цели. Кроме этого, можно выделить достаточно продолжительный участок самонаведения, имеющий место на конечном участке, в том числе и с использованием синтезирования апертуры антенны или ДОЛ.
Следует отметить, что параметры рассогласования в режиме самонаведения формируются по более сложным законам, представляющим, как правило, разновидности метода последовательных упреждений (7.51.) и (7.74), (7.88) (46]. В связи с этим в ИВС на этапе самонаведения должны, в общем случае, формироваться оценки дальности, скорости сближения, угла сноса, бортовых пеленгов, угловых скоростей и поперечных ускорений в горизонтальной и вертикальной плоскостях. При этом постоянное использование в следящих измерителях АРГС корректирующих сигналов (26.5)- (26.8) позволяет существенно улучшить устойчивость, точность и помехозащищенность процесса наведения в целом. 26.3.
КОРРЕЛЯЦИОННО-ЭКСТРЕМАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ» Корреляционно-экстремальные системы управления используются в качестве составных частей комбинированных систем наведения крылатых ракет «в-и» большой дальности на наземные неподвижные цели. Наведение с помощью КЭС осуществляется по информации, извлекаемой из геофизических полей, параметры которых тесно связаны с определенными участками земной поверхности. К таким полям относятся: гравитационное, радиационное, магнитное; поля распределений радиолокационного, теплового и оптического контрастов, а также рельефа местяости по маршруту полета. Управление ракетой осуществляется путем определения ее местоположения в процессе сравнения текущего (снятого в полете) распределения поля с эталонным (заранее снятым) распределением этого же поля, привязка которого к местности выполнена с высокой точностью.
Поскольку распределения текущего и эталонного полей по маршруту представляют случайные процессы, то степень нх близости может быть определена по величине взаимнокорреляционной функции. Максимум (экстремум) этой функции будет свидетельствовать о совпадении текущей реализации поля с определенным участком эталонной карты этого поля, координаты которого известны с высокой точностью. Отмеченные выше особенности и предопределили название типа системы наведения как корреляционно-экстремальной. 218 Процедура, связанная с распознаванием по полученной реализации измерений (образу) участка эталонной карты, соответствующего местности, над которой пролетает ракета, предопределила использование другого названия: системы управления с распознаванием образов [57].
Для того чтобы тот или иной вид поля можно было использовать в целях навигации, он должен удовлетворять целому ряду требований: быть стабильным во времени; давать возможность измерять свои параметры с высокой точностью и скрытностью относительно простыми датчиками; быть хорошо изученным и обеспечивать возможность достаточно просто получать эталонные карты; обладать ярко выраженной зависимостью параметров от местоположения. Проведенные исследования [12] покюали, что для достаточно точной корреляционной привязки ЛА к вполне определенному участку земной поверхности параметры используемого поля должны удовлетворять условию >4, [26.12) где τ— дисперсия изменения параметров поля по маршруту; Є— дисперсия ошибок измерения параметров поля используемыми датчиками; τ— дисперсия ошибок первичного эталонного картографирования; Рт — суммарная дисперсия ошибок дискретизации эталонной карты по величине параметров и по пространству.
Наиболее полно всей совокупности перечисленных требований удовлетворяет поле распределения высот рельефа. Оно стабильно во времени: даже интенсивная техногенная деятельность человека не способна существенно изменить ландшафт земной поверхности. Высота рельефа достаточно просто, с высокой точностью и скрытностью измеряется по разности показаний барометрического и радиовысотомеров.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
