Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 51
Текст из файла (страница 51)
При использовании адаптивных маневров, выполняемьгх, как правило, в автономном режиме, их вид зависит от текущего взаимного расположения защищающегося самолета и УСП [2). О важной роли, которую играют маневры уклонения при решении задач снижения боевых потерь самолетов, свидетельствует тот факт, что в США с конца 80-х годов разрабатывается программа 1САБЯ, в рамках которой режимы уклонения являются одними из самых приоритетных [31). Воздушный бой с современными истребителями противника предусматривает такое многообразие оборонительных и наступательных маневров, способов выбора моментов пуска управляемых 288 ракет, способов выбора моментов и типов помехового противодействия информационным каналам противостоящего самолета и атакующей ракеты противника, что успешное его проведение требует безусловной интеллектуальной поддержки.
Исследования задач уклонения в игровой постановке проводились в работах [16, 88]. Для случая линейной дифференциальной игры на плоскости получено, что оптимальной стратегией преследования является полет по кривой погони, а оптимальной стратегией самолета-цели — убегание по линии визирования. Все зти выводы относятся к линейным моделям самолета и ракеты. В нелинейной итре преследования выполнить синтез оптимальных стратегий в замкнутой форме не удается. Аналитические исследования задачи уклонения рассматривались в ряде работ [16, 42]. В [41, 88] определены некоторые условия существования вариантов ухода. Один из результатов исследования [88] состоит в том, что оптимаяьное управление боковой перегрузкой включает в себя периодические переключения с одного ограничения на другое. Эффективность маневров уклонения базируется на двух особенностях систем наведения ракет: на инерционности самих ракет и их систем управления и на специфике обработки сигналов в головках самонаведения.
В соответствии с первой особенностью всегда имеет место запаздывание реакции ракеты на маневр поражаемой цели. Приведенные исследования показали [42], гго использование факта запаздывания реакции УСП особенно эффективно, если интенсивный маневр уклонения выполняется за 1...2 с до подхода ракеты к дальности Д» окончания управления [дальности ослепления) [п. 5.2.4 [45]). Однако следует подчеркнуть, что в современных ракетах с полуактивными ГСН Д, 0 за счет формирования сигнаяов управления на основе информации, полученной в вычислителе псевдокинематического звена на основе обработки результатов измерений составляющих собственного ускорения (Я 25.2, 25.3). Ракеты с активными головками самонаведения также имеют очень малые дальности окончания самонаведения.
Кроме того, современные ракеты класса «воздух-воздух» обладают очень большим диапазоном располагаемых перегрузок, позволяющим реагировать на маневр преследуемого объекта с очень малым запаздыванием [74]. Более целесообразным является использование второй особенности, позволяющей совершать эффективный маневр уклонения на любом расстоянии до ракеты. Это направление основано на целенаправленном выполнении самолетом таких маневров, при которых либо нарушаются условия его обнаружения в РГС, либо возникают производные отслеживаемых дальностей, скоростей и углов с порядком, превышающим порядок астатизма следящих измерителей ракеты.
Поскольку на ракетах используют измерители с астатизмом, не превышающим второй поря- док [4б), то достаточно выполнить маневр, в процессе выполнения которого появляются производные дальности, скорости и бортовых пеленгов третьего порядка. При выполнении такого маневра в следящих измерителях с астатизмом второго порядка возникают нарастающие во времени динамические ошибки. При ограниченной ширине рабочих участков днскриминационньгх [пеленгацнонных) характеристик нарастание динамических ошибок в конечном счете приводит к срыву сопровождения. Особенно актуальна задача уклонения при наведении УСП с тепловыми ГСН в заднюю полусферу.
Это обусловлено трудностью обнаружения такой ракеты из-за отсутствия радиоизлучения. Кроме того, при наведении УСП в заднюю полусферу затруднено применение против них средств огневого поражения. В связи с этим весьма актуальной является задача разработки алгоритмов траекторного управления самолетом в режиме уклонения от средств поражения, наводимых в заднюю полусферу. Следует отметить, что в процессе решения этой задачи могут быть использованы различные процедуры формирования требуемых траекторий уклонения с различным количеством фазовых координат [дальностн, скорости и бортовьгх пеленгов), для которых реализуются третьи и более высокие производные при использовании различных органов управления.
Более простой разновидностью этого варианта уклонения от управляемых средств поражения является обеспечение полета самолета по такой траектории, при которой конечный промах [7.54) превышает заданное значение, определяемое эффективным радиусом поражения боевой части ракеты. Многовариантность описания процедур траекторного управления в режиме уклонения приводит к чрезвычайному разнообразию используемых методов синтеза управления. Выбор методов синтеза управления в режиме уклонения во многом обусловлен как формой описания математической модели самолета и ракеты, так и классом управления, получаемого в процессе его синтеза. Как правило, модель самолета и ракеты описывается обычными дифференциальными уравнениями в аиде [13.11).
Наиболее широко используемым методом синтеза управления динамическими системами является метод, получаемый в процессе решения известного уравнения Белл- мана-Стратоновича [90[. В приложении к линейным системам данный метод имеет несложную физическую интерпретацию, обладает простотой и наглядностью процедуры оптимизации.
Однако все известные процедуры синтеза [45[ обладают двумя существенными недостатками. Во-первых, управления, получаемые в результате решения краевой двухточечной 260 задачи, являются функцией времени, т.е. ц=ц(Г). Во-вторых, реализация его в реальном масштабе времени является весьма сложной проблемой. В настоящее время при разработке систем автоматического управления различного назначения все большее распространение получает метод синтеза управления, основанный на критерии минимума обобшенной работы (35, 77). Этот метод, разработанный А. А. Красовским, позволяет сушественно снизить потребные вычислительные затраты при синтезе управления нелинейными системами и обеспечить равный объем вычислений для каждого «шага» управления.
Анализ различных подходов к синтезу управления по критерию минимума обобщенной работы показывает, что использование их в задаче уклонения самолета от УСП является достаточно проблематичным. Это связано, прежде всего, с необходимостью решения сложного функционального уравнения и невозможностью учета особенностей построения ИВС ракеты непосредственно в законе управления самолетом.
Кроме того, не все постановки задачи управления самолетом в режиме уклонения от УСП могут быть сведены к оптимизации одного формализованного функционала качества. Весьма перспективным направлением решения задачи уклонения является использование математического аппарата концепции обратных задач динамики (38, 84]. 27.1. ОСНОВНЫЕ СООТНОШЕНИЯ МЕТОДА СИНТЕЗА УПРАВЛЕНИЯ НА ОСНОВЕ КОНЦЕПЦИИ ОБРАТНЫХ ЗАДАЧ ДИНАМИКИ Основные процедуры синтеза управления рассмотрим для нелинейного объекта управления, которым и является самолет в режиме уклонения от УСП.
Постановка задачи. Пусть управляемая динамическая система описывается векторным, в общем случае, нелинейным дифференциальным уравнением х(1) = 4'(х,и, н,т), где х(Г) — л-мерный вектор состояния; п(Г) — ш-линейный вектор управления; а — с)-мерный вектор параметров; Г() — известная, непрерывно дифференцируемая по своим аргументам вектор-функция. Требуется найти управление н(хй), переводящее систему (27.1) из произвольного начального состояния х(Г»)=х» в заданное конечное состояние х(!ь)=хь по «траектории» у (Г) с минимумом функционала качества. ) =Ф(х уж«ц г)~ (27.2) 261 где у (1) — заданная траектория движения, размерность которой соответствует числу степеней свободы системы (27.1), определяемому количеством компонент вектора управления.
На координаты вектора состояния х(1) накладываются дополнительные ограничения в виде [841 $',(х, у, 1) = О, (27.3) где р, — векторная функция, размерность которой совпадает с размерностью вектора желаемых координат состояния у (1). Пусть в момент времени 1=1«справедливо условие (27.3), тогда оно должно выполняться и при 1>г«. Если (27.3) не выполняется, то оно преобразуется к виду 1нп я,(х,у,1)= О.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
