Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 56
Текст из файла (страница 56)
Поскольку противоракетный маневр выполняется в горизонтальной О 20 плоскости при постоянной Рис. 27.17 тяге, то это неизбежно приводит к уменьшению скорости полета самолета (рис. 27. 17). Значительная потеря скорости арозит самолету потерей управляемости. Достаточно большие значения поперечных перегрузок, появляющиеся во время маневра, могуг привести к ухудшению состояния экипажа и ухудшению прочности самолета. Проведенные исследования показали возможность выполнения маневра уклонения в диапазоне располагаемых перегрузок самолета.
По результатам всех выполненных исследований можно прийти к следующим заключениям. Рассмотренный алгоритм дает возможность в процессе уклонения от ракеты, наводимой в ЗПС, обеспечить б' ф /бг ~0, что приводит к нарастанию динамических ошибок в угломерном канале РГС. Рассматриваемый алгоритм не является всеракурсным. При Щ=(90', 270'1 траектории уклонения не реализуются. В диапазоне углов крена и ограничений на тягу двигателя удается достичь в ИВС ракеты срыва сопровождения по направлению только при больших дальностях пуска. В целом для улучшения показателей эффективности маневров уклонения, приводящих к срыву сопровождения по дальности, скорости и на- 286 правлению, можно рекомендовать выполнение пространственного ма- невра с управлением не только креном самолета, но и тягой его звшгателя. 27.4.
АЛГОРИТМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ В РЕЖИМЕ УКЛОНЕНИЯ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ ПРОМАХ НЕ МЕНЕЕ ЗАДАННОГО Один из возможных способов уклонения самолета от УСП определяется из условия достижения заданной величины промаха л(1). При этом возможны два варианта построения системы управления. Первый — предполагает, что маневрирование самолета осушествляется в горнюнтальной плоскости при неизменном значении тяги силовой установки. В такой ситуации скорость полета самолета может измевпъся только за счет изменения нормального ускорения, обеспечивающего неизменность высоты полета.
Второй вариант связан с одновременным использованием двух управлений — управления углом крена и тягой силовой установки посредспюм изменения положения ручки управления двювтелем. Задачу уклонения от ракеты будем решать в предположении, что ракета наводится в ЗПС методом пропорционального наведения.
Выбор данного метода наведения обусловлен там, что он является достаточно эффективным и широко применяется на практике. 27.4.1. АЛГОРИТМЫ УПРАВЛЕНИЯ БОКОВЫМ УСКОРЕНИЕМ САМОЛЕТА, ОБЕСПЕЧИВАЮП(ИЕ ЗАДАННЫЙ ПРОМАХ Задача уклонения может быть решена, если обеспечить маневрирование самолета, приводяшее к возникновению промаха Ь(гь) в конечный момент гь не менее допустимого для данного типа ракеты.
Величина промаха в первом приближении может быть вычислена (7.54) по формуле Ь(1) м Д~ш (27.53) ч, Полагаем, что задачей управления является обеспечение величины промаха на менее ле. Тогда функцию рассогласования (27.7) в данном случае определим в виде соотношения (27.54) Если в дифференциальное уравнение для угловой скорости еэ линии визирования подставить выражение (27.17) для ф, в виде 288 1р = — — и в1пу га ч 3 Ч Уе с Ч с с то получаем, что боковое ускорение ) самолета и е1р связаны дифференциальным уравнением первого порядка.
Тогда закон стремления функции рассогласования (27.54) к нулю также определяется дифференциальным уравнением первого порядка Р(х)+ Хег(х) = О, (27.55) в котором Ц любое положительное число, обеспечивающее устойчивость решения (27.55). Подставив (27.4) в (27.55), получим ( 2ДЛ, Д'Ы,)Чеб-Д',Чеб 1'Д', + )ье Ье = О (27.56) Ч,', Чсб С учетом уравнения (27.17) системы «самолет-ракета» уравнение (27.5б) можно записать в виде: — Р [Ч, сов(бр — 1Р,) — Чр сов(вр — Цгр)]+ — [ — 2Дар + сб сб + [Чр в!п(бр 1Рр ) Ч~ в!п(ар 1Р )] + Ч~ сов(бр — Цl )111 2 — 'Ч сов(к — 1р )1р Д вЂ” — Ч в+Хе — — Ье — — О. (27.57) 1 — 1 Дар Дар р р р рИ Ч 2 сб 0 Ч сб еб Для горизонтального полета Э О и ОраО, а значение нормальной перегрузки п„определяется углом крена, тогда уравнение для курсового угла самолета определяется связью (27.58) с В итоге уравнение (27.57) с учетом (27.58) преобразуется к виду — 1) -) 1+ — 1Ч вп11р -Ч в1п1р 1- Чб+ ()г» гр l Ч ( р р с с) Ч 2 сб аб сб сб +»о "о 287 Разрешая его относительно ), получим выражение для уравнения в виде -)со — р — Ьо — 'б+ — рЧО+ Ч з1п~р — Ч з|п~р сб Д сб (27.59) Проанализируем кратко закон (21.59) управления боковым ускорением самолета.
Предположим, что скорости полета самолета и ракеты при маневрировании в горизонтальной плоскости остаются неизменными, а разности углов линии визирования и углов курса самолета и ракеты достаточно малы. Зтн допущения позволяют закон управления (27.59) преобразовать к более простому виду ( (Д шр 1Ч сб (27.60) Тогда при Хо = Хо —, поперечное ускорение самолета равно Чсб д Чсб 2 Зсс =)'~о з "о. д Следовательно, чем меньше скорость сближения Ч,и тем меньше потребное ускорение самолета, необходимое для обеспечения заданного промаха Ьс.
В предположении, что скорость самолета в процессе уклонения остается неизменной скорость сближения уменьшается из-за уменьшения скорости полета ракеты ~рис. 27.2), т, е. 288 Из (27.60) следует, что чем больше заданное значение промаха Ьа, тем больше потребное значение бокового ускорения самолета, необходимого для его реализации. При условии, что текущий промах равен заданному значению Ьс, ускорение самолета )„должно быть равным текущему ускорению ракеты. Если учесть, что располагаемые ускорения ракеты в несколько раз превышают предельно допустимые боковые ускорения самолета, то задача обеспечения любого произвольного заданного значения промаха Ьс является трудно разрешимой.
Если в системе управления ракетой реализован МПН, то закон управления (27.60) примет вид Згс )'ОЧсбюр )содюр + )со)~0 6 ~ОЧсб )"ОФ~р + )~0)ЗО Чсб(1рд) > Чсб(18) где Г,д — момент времени, соответствующий максимуму скорости ракеты (рис. 27.2); 18 — время окончания атаки. Если скорость полета самолета в момент времени 1 „не является максимальной, то за счет ее увеличения можно существенно снизить скорость сближения. Уменьшение Ч,б„как следует нз формулы (27.60), позволяет значительно снизить требования к потребным значениям бокового ускорения самолета. Для управления самолетом в горизонтальной плоскости используется не непосредственно боковое ускорение, а угол крена, который может быть вычислен как вшу )гс Кп ус нли у„= агсзя —.
3 К (27.61) В формуле (27.61) учтено„что значение п„в горизонтальном полете должно быть равно 1/сову,. С учетом реальных ограничений на нормальную перегрузку самолета формула (27.61) преобразуется к виду агс(я —, Л 7 = И успрсд если и, < пусд и, если п,~п,д„, (27.62) где и,„„— предельно допустимое значение перегрузки самолета. Предельный угол крена Г,ор определяется равенством 1 У,„р — — 81дп 1„, агссоз усдоп Л)7 = — )г Д шр Ч, Реализация данного способа управления предполагает, что в ИВС самолета имеется информация не только о собственных координатах, но и координатах движения ракеты: продольном)„р и боковом) ускорени- 289 30 — 3878 Здесь функция 81яп() используется для определения стороны (направления) маневрирования самолета в соответствии со знаком рассо- гласования ях и угле ур.
Кроме того, должны быть известными н координаты относительного движения Д(1)„езр(г), Чм(!) и ее производная. Алгоритм управления вида (27.59), при его использовании на самолете, накладывает только одно ограничение Ч,«М), которое реально всегда выполняется. 27.4.2. АлтОРитмы УкЛОнении с УпРАВлением кРенОм И СКОРОСТЬЮ ПОЛЕТА САМОЛЕТА В предположении, что полет совершается в горизонтальной плоскости при малых углах атаки и установки двигателя относительно продольной оси ОХ самолета, уравнение для скорости Ч, запишется в виде (27.63) 2 Х=АС вЂ” 'Б, У (27.64) где: А — коэффициент поляры; ф— коэффициент подъемной силы; р— платность воздуха на высоте полета; Я вЂ” характерная площадь крыла в плане.
Коэффициент подъемной силы, необходимый для полета с заданной перегрузкой, можно представить в виде 2тйп„, С (27.65) рЧ,'8 ' Тогда лобовое сопротивление Х(Ч„п„,) будет определяться выражениями (27.64) и (27.65). Как и прежде, полагаем, что функция рассогласования определяется соотношением 2ЭО где: ш — масса самолета; Х(Ч„п„) — лобовое сопротивление, зависящее от скорости полета (скоростного напора) и нормальной перегрузки; Р„- эффективная тяга силовой установки, определяемая уравнением (27.! 8).
Управляющим сигналом в задаче изменения скорости полета можно считать либо непосредственно тягу, либо ручку управления двигателем. Так как уравнение (27.18), связывающее отклонение 8, с Р,„является динамическим с достаточно большой «постоянной» времени, то для учета ее в законе управления скоростного полета более предпочтительно использовать 8,. В этом случае модель изменения скорости Ч, будет определяться уравнениями (27.63) и (27.18).
Лобовое сопротивление Х в общем случае связано с подъемной силой У через попару самолета Д шр Р! )зс Чра но при условии возможности управления скоростью сближения. Вклю- чение в вектор управления дополнительный компоненты позволяет увеличить число степеней свободы. Для канала скорости функцию рас- согласования можно определить разностью Р,=Ч,-Ч, где Ч вЂ” требуемая скорость полета. УчитываЯ, что свЯзь междУ Угловой скоРостью гар и) опРеделЯ- ется дифференциальным уравнением первого порядка, целесообразно процесс синтеза закона управления скоростью полета разделить на два этапа. На первом этапе определяется заданное значение тяти, а затем с учетом уравнения 127.18) на втором этапе определить потребное отклонение РУД. Определим законы изменения ) и Р, с учетом равенства нулю функции рассогласования Дг Р-'1„]= Р„ Чре Чм В данном случае объект управления можно в формализованном виде представить связью х(1)=1'(х,ц).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
