Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 55
Текст из файла (страница 55)
Исследования проводились в два этапа. На первом этапе исследовались законы изменения крена самолета, вид получаемых траекторий уклонений, законы нарас- е' тания динамических ошиее бок измерений дальности в ч !' ИВС ракеты. На втором этапе анализировались текущие значения параРис.
27.3 метров собственного движения самолета при наличии реальных ограничений е ! е пения рулевых органов. ! !е Анализ результатов первого этапа исследований !ее показал, что противоракет! ный маневр самолета со- ! е ! провождается предельными е ее«г и' ! и еее ! е!е е'е х еее' утиль>и крена с гк>следу>оРис. 27.4 щим его изменением в дру- гую сторону (рис. 27.3). В лил такой ситуации самолет м>е' совершает маневр типа ег «змейке> с поворотом в ч сторону ракеты. -2,5 >г Пример такой тра- ЧХ > ЕГ! ектории при большой дальности пуска показан ее 26 эе ео ее ее г,с >е на рис.
27.4. Необходимо отметить, что приведенный Рнс. 27.5 на рис. 27.4 маневр выполняется при Д>Д,/41=3м/сз Однако, из-за ограничений е,м по крену иа практике были реализованы меньшие зна- 20 ео !.е еа чеиия скорости изменения ускорения, эволюции ко- торых во времени при ээ эв эв Рис. 27.8 288 различных скоростях полета ракеты приведены на рис. 27.5. Графики изменения динамической ошибки сопровождения дальномером ракеты уклоняющегося самолета приведены на рис. 27.6. Следует отметить, что время достижения заданного эффекта (срыва сопровождения) при прочих равных условиях зависит от длительности зондирующего импульса РГС ракеты.
Так при средних и малых дальностях пуска и достаточно больших длительностях зондирующих импульсов динамическая ошибка дальномера не успевает вырасти до значений э5Д (см. рис, 27.6), обеспечивающих срыв сопровождения, и ракета успевает поразить цель. График зависимости текущего промаха )э, определяемого соотношением (7.53) для средней дальности пуска, приведен на рис. 27.7. При малых длительностях зондирующих импульсов самолету удастся уклониться от ракеты за счет срыва в ней сопровождения по дальности. эо Целью второго эта- ь,эо па исследования являлось ва выяснение величины возможного уменьшения скорости самолета, обусловленного неизменностью тяги при маневре, и эа 42 ов ьо оо определение величин по- Рис.
27.7 перечных ускорений само- ма лета, при которых совер- то шается маневр уклонения в горизонтальной плоскости. На рис. 27.8 приведен пример зависимости око- о эа эо эо оа оо ва эа э,а ао рости полета самолета от времени маневра, а на рис. 27.9 зависимость от э ооо времени текущего боково- а го ускорения. Анализ результатов исследования .ээ -эо второго этапа позволяет о э о и эо оа оэ аа и э,а и прийти к заключению, что Рис. 27.9 скорость полета самолета падает не более чем на тридцать процентов от первоначальной, что позволяет уверенно выполнять маневр, а величины боковых ускорений не выходят запределы допустимых значений. В целом, по результатам проводимых исследований можно сде- лать следующие выводы.
Рассмотренный алгоритм траекторного управления дает возможность в процессе уклонения от ракеты, наводимой в ЗПС, Реализовать значения б фбг Ф О, что приводит к нарастанию динамических ошиз бок в дальномерном канале УСП. Маневр уклонения, выполняемый в горизонтальной плоскости при фиксированной тяге двигателя, не приводит к значительной потере скорости полета самолета и выполняется в диапазоне располагаемых им перегрузок. Рассматриваемый алгоритм имеет ограничения на условия применения, обусловленные отсутствием требуемого эффекта уклонения при ар=у,.
В рамках заданных ограничений, накладываемых на тягу двигателя и диапазон углов крена, возможен срыв сопровождения по дальности в ИВС наводимой ракеты. Как правило, в реальном располагаемом временном интервале наведения УСП возможность срыва определяется шириной рабочего участка характеристики временного дискриминатора РГС (длительностью ее зондирующих импульсов). 27.3.4. ИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ АЛГОРИТМА УКЛОНЕНИЯ САМОЛЕТА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕГО СРЫВ ЕГО СОПРОВОЖДЕНИЯ ПО НАПРАВЛЕНИЮ Эффективность рассматриваемого способа уклонения исследовалась в процессе совместного моделирования кинематических уравнений (27.17), уравнений силовой установки самолета (27.18), уравнений ракеты (27.! 9)-(27.21), алгоритма управления (27.50) и уравнений счисления (27.52).
Целью моделирования являлось выяснение возможности выполнения эффективного маневра уклонения самолета от ракеты за счет срыва в ней автоматического сопровождения по угловым координатам, определение возможных ограничений, накладываемых на самолет, и определение потенциальных показателей эффективности системы управления самолетом. Моделирование проводилось при условии, что соблюдаются все общие допущения, принятые в п. 27.3.3.
Кроме того, считалось, по на ракете установлен угломер с астатизмом второго порядка с моноимпульсным пеленгатором, у которого ширина линейного участка пеленгационной характеристики 2А9р =бР определяется шириной диаграммы направленности антенны. Закон изменения требуемого бортового пеленга самолета с ракеты аппроксимирован соотношением Ф т(1) = со з(п(шо1+ РРо), 262 в котором 040 00~, 4р0 постоянные коэффициенты, выбираемые с учетом реальных энергетических возможностей самолета и ракеты.
При этом считалось, что срыв сопровождения по направлению самолета-цели в угломере ракеты происходит тогда, когда текущая ошибка слежения 414р превышает половину линейного участка Ь~р пеленгационной характеристики. Как и в п. 27.3.3, зф-,а фекгивность разработанного ь51 авгоритма оценивалась те- „ч куп(им промахом ракетьк текущей ошибкой сопровождения по углу, временем 40 00 СС достижения срыва, и величиной продольных и попе- ' речных ускорений сэмолета Моделирование проводилось при тех же начальных условиях, что и в п. 27.3.3, и в Рис. 27.10 рамках тех же этапов с уче- зоюсю том специфики угломеров.
Результаты исследо- 70000 (;*. 15000 0' ванин, проводившихся на, первом этапе, свидетельст- 5000 вузот о том, что по- О 5000 1ОООО 15000 ЗОООО г,м ЗОООО уклонения необходимо Рис. 27Л1 совершать маневр с предельными значениями кренов с последовательными изменениями их знака (рис. 27.10). При этом самолет совершает маневр типа змейки вдоль линии визирования. Пример траектории уклонения в такой ситуации приведен на рис. 27.11, а изменение текущих координат ракеты на рис. 27.12,а,б.
3ь,м 25000 00000 10000 10000 о 00 ЗО Ьс 40 а а) Рис. 27Л2 о 0 40 263 Необходимо отметить, что исследуемый маневр выполнялся при значениях со=!6, 070=2нlТО, ТО=20 с, 4ро=О и !30=0, ! с', !31=0,1 с', обеспечивающих требуемый закон изменения курса. Однако из-за ограничений по крену и тяге на практике были реализованы меньшие значения третьей производной бортового пеленга ракеты и соответственно несколько другой закон изменения курса самолета.
Графики текуших изменений курса самолета и относительных динамических ошибок сопровождения цели по углу приведены на рис. 27. 15 и 27.14 соответственно. 7,0 Чь РОД 0,0 0.4 о,г а о 0,77 05 0,2 0 7 284 Рис. 27.13 20 40 оя Рнс. 27.14 Рис. 27.15 10 20 ЭО 40 Представляет интерес анализ зависимости максимальной ошибки сопровождения угломером ракеты от отношения максимально возможных боковых ускорений ракеты и самолета-цели. График 00 Ьо ОО зависимости относительных ошибок 754Рр,, отноР- мированных к величине ошибки срыва Л57, от отношения 30ДО, при различных скоростях сближения представлены на рис.
27.15. Из анализа рисунка следует, что чем больше скорость сближения и чем больше располагаемая поперечная перегрузка ракеты, тем сложнее обеспечить на ней срыв сопровождения по направлению. Следует подчеркнуть, что ограничения по тяге самолета и его крену, эквивалентные ограничениям по боковой перегрузке, равной 5 едини- 7,!ь э цам,не позволЯют обеспечить требуемый темп нарастания ошибки сопро- С,с эа са С,с 02 вождения по направлению. В результате при пусках ракет со средних и малых дальностей динамическая ошибка не успевает нарасти до значений, приводящих к срыву сопровождения в реальном диапазоне линейных участков пеленгационных характеристик и ракета способна поразить цель.
График зависимости текущего промаха Ь для средней дальности пуска приведен на рис. 27.16. 2о На втором этапе ис- ь „ следовалась зависимость СОбСтВЕННЫХ фаЗОВЫХ КО- ао ординат самолета, способных влиять иа возможность осуществления ма- о са 20 невра уклонения. К таким координа- Рис. 27.16 там прежде всего относятся собственная скорость само- ч~, ос' лета и его поперечные ус- а,а корения.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
