Пупков K.A., Егупов Н.Д. Высокоточные системы самонаведения (2011) (1152001), страница 62
Текст из файла (страница 62)
Угловая скорость лнннн внзнровання ракета-цель нзмеряется ГСН. Метод пропорцнональной навнгацнн нмеет Особенност~ — Точная оценка промаха резлнзуется прн малых значениях времени до точки встречн ракеты с целью. Известно. что ннерцнонность канала аэродннамнческого управлення (в основном это Определяется ракетой) не позволяет отработать Вычнсленную команду навсдення. Прнмененне двнгзтеля поперечного управленца, имеющего малую ннерцнонность н развнвающего значнтельные иерегрузкн, позволяет в нзвестнон мере решнть указанную выше ппоблему.
Аэродннамнческое н газодннамнческое управлення могут осуществляться одновреВопросы газодннамнческого управленца к настоящему временн рзссмотрены значнтельнО менее полно, 'шм Вопросы Вэродннамнчсского управления 125, 2791. Прн разработке алгоритма газодннамнческого управлення основнымн трудностямн являются: — определение моментов включення н эвыключення» ДПУ; — определенне направлення ошнбкн наведсння прн аэродннамнческом управленнн. Задача определенна направлсння ошибки наведения к моменту встречн рецщется по ннформацнн.
поступающей с ГСН с нспользованнем данных ннерцнальной снстемы. Структурные схемы системы смешанного управлення, отражаюшне содержание поставленной задачи, прнведены на рнсунках 4.63-4.65. Положення, Определяьэятне структуру Влгорнтма аэродннаммческого управлвнпя. Структура алгорнтма аэродннамнческого управлення задается моднфнцнрованным методом пропорцнональной навнга. цнн. Далее рассматрнвается случай наведення в вертикальной плоскосТн. Дннамнческая составляющая параметрз управленца ракетой определяется углОВОН скО)юстью ВП) лнннн Внзнровання ракета-цель, ко торая нзмеряется ГСН. пн; Ьн„--,Ьг(г), где Рис.
4.64, Структурная схема контура самонаведения с алгоритмом ззрохииз- мнче«кого управления Рнс. 4.65. Структурная схема контура «змонззелення с алгоритмом гззозинз- миче«кого ущйзяейия Ошибки измерения угловой скорости зависят от инерционности ГСН, синхронных н флюктуациоиных ошибок ГСН. Инерционность и флюктуациоиные ошибки ГСН учитываются при статистической обработке сигнала н,-(г). Предполагается, что синхронная ошибка ГСН измеряется при изготовлении ракеты н заносится в память БПВМ ракеты. Этн ошибки используются для формирования компенсационной команды влияния обтекателя и„(! ).
В соответствии с техническим заданием должна быть обеспечена заданная точность компенсации 0,0). Недокомпенсапня ошибок обте. кагеля может привести к более колебательному и даже к неустойчивому контуру самонаведения. перекомпенсация — к более инерционному контуру; и то и яру~ос приводит к увеличению ошибок самонаведения. На вход алгоритма формирования команд управления поступает скорректированная угловая скорость линии визирования ракета- цель: причем Ьш(т) — выходной сигнал ГСН; Лм(г) — сигнал, компенсирующий влияние обтекателя. В модифицированном методе пропорциональной навигации команда управления пропорциональна разности Ь~(г) — Ь .
Компенсационная~ команда Ь„обеспечивает полет ракеты по заданной траектории в условиях гравитационного поля Земли и изменяемой скорости ракеты, тКомпенсацнонная» команда Ь модифицированного метода пропорциональной навигации формируется в соответствии с соотношением дсов(д+гв) у~ з)паз в приведенных формулах: о — ускорение свободного падения; и„— продольная перегрузка ракеты; д — угол тангажа ракеты; ед — угол пеленга антенны ГСН; Р„ — оценка текущей скорости сближения ракеты с целью. Сигнал, определяюцгнй параметр уприаения: Ь =Ь!„, -Ь,, поступает на вход корректирующего звена с передаточной функцией ,- ) + зТ,~ .- ! + Т,~з )4'(а) = ~'К.— ' г) ~, — к( где йу — навигационная пос~оян~ая; Р,.
— оценка *екушей скорости сближения ракеты с целью; уы н Тт — постоянные времени. РазрабОтчик алгОритма аэ(юдинамическОТО управления может ! жгюрядиться тремя параметрами: Х, 7',!. Т!т, Выходной сигнал корректирую!цего звс!!а поступает на ограничг. тель выходноЙ команды аэродинамического управления. Уровень гн ра!!Ичения выбирается раиным располагзсмым ускорениям ракеты. Структурная схема контура самонаведения с алгоритмом аэролмпнэ!ического управления приведена нэ рмс.4.64, Полок!ения, определяющие структуру алгоритма газодннвмнчесиого управления перехватчиком.
Включение и нвыключенмс- ДНУ может быть проведено прн сравнении некоторой функции с порогом. Эту функцию можно назвать решающей фуккцкей, В качестве решаюц!ей функции может быть выбрано значение параметра упраьтения Одним из эффектквных методов получения оценки паране!ра статистического процесса является рекуррснткый фильтр Кзлмама. Необходимые для процедуры Калмана апркорнме статис~ические характеристики начальных условий известны с погрешностями. Мозель шумов измерений приближенно соответствует схеме Калмзна. которая используется прм решении практических задач.
Прн превышении оценкой ! порог!Таого значения:, промзводмтся включение ДПУ При г меньшем, чем среднее время работы ДПУ до полного выгорания топлива, в качестве порогового значения выбнрает- СЯ (4.31) 2)('н! гае ., — априорное ускорение ракеты, развиваемое ДПУ. В данном случае рецгак>щая функция ) ч) сравнивается с пороговым значением, зависящим только от ускорения !„и молуля оценки относительной скорости, так как шх зя в большом количестве случаев близок к ! Указанный факт является положительным, потому что для принятия решения о включении ДПУ требуется знание всего трех величин: оценки угловок скорости линии яизкроваикя ч априорного значения „ и оценки относительной скорости )'„. Пороговое значение , в формуле (4.31) определяется через априорное ускорение ракеты.
развиваемое ДПУ. Это значение может быть уточнено по результатам статистического моделирования, нВыключемисн ДПУ при данной решающей функции производится прн первом переходе через нуль величины Нз рис.4.65 приведена структурная схенга контура саыонзвезенмя с алгоритмом газодикамического управления, Условия н результаты вычислительного эксперимента по опенке точности смешанного упраааенмя.
Отметим дополнительные х приведенным в Т3 исходные данные. принятые при проведении вычислительного эксперимента, Добротность углового контура ГСН полагалась равной 10 )1/г). Разоросы тяги маршевой двигательной установки ракеты пола!ались равными ! 1% (гг! !3 К Л Птнкон, Н д днуннн 1 нр. Ошибки наведения прк смешанном управлении отчасти определяются рззбросами тяги ДПУ, тзк кзк это, в свою Очередь. приводит к разбросу ускорений, развиваемых ДПУ. Разбросы тяги (ускорений) при проведении вычисг!ительного эксперимента принимались равными 13% (гг).
Точность нсскомпенсировзнных ош~бо~ обтекателя полагалась равной 0,01 гр!ггр, Вычислительный эксперммент проводился для четырех точек встречи, в том числе на предельных высотах, в районе дальней границы зоны поражения м ка активном участке полета ракеты. Количество реализаций, проводимых для оцеикк точности смешанного управления, принималось равным 20. Для каждой из реализаций рассчитывался промах ракеты относительно цели й по координатам, компонентам скорости м ускорения рэкеты и цели. Промахи подвергались статистической обработке по ансамблю реализаций, в результате которой были получены оценки точности: математические ожидания и среднеквадратические отклонения. В табл.4.4 приведены результаты вычислительного эксперимента, прмчем приводятся оценки точности как нз ~о~~к~ встречи и!г,.
О!„Тзк и за 0,5 с до ~о~акта встречи и!ь(0,5!) и аь(0,5). Та ба и ца 4А. Оценка точности. математические ожкдзиия и средне квадра- тические отклонения *Встреча ракеты с целью происходит на активном участке полета ракеты. На рис.4.66 приведены процессы смешю!ного управления одной мз реализаций, полученные для условий точки %4 табл. 4.4. Вычислителькый эксперимент, содержание которого отражено в парагрзфе 4,6, включает ° постановку задачи; ° базовые положения решения поставленной задачи; ° положения, определяющие структуру алгоритма аэродинамиче- ского управления; ° положения, определяющие структуру алгоритма газодкнамиче- ского управления перехватчиком; ° условия проведения вычислительного эксперимента; ° численные значенмя соответствующих параметров; может быть реализован применительно к гипотетическим структурным схемам, представленным на рисунках.
Глава 5 ВЫЧИСЛИ д ЕДЬНЫЙ ЭКСПЕРИМЕНТ; ЗтАП ПОСтРОКНИЯ АППИЧХА 50Г-- ао,"- «00"- «60,' -. -2$0, ,— -300!- -З9«с табл Основой для реп«ения зада «синтеза рагу»ягоров в классе нестационзрных, включая нелинейные, систем стал аналитический аппарат.
итложейиый в гл.2. Этот же ап«»з1»ат п««иеитир««взн й»га рен»е««ие задач статистического исследования сложных систем, а также задач Оптимальной фильтраций и синтеза форм«»рующнх фйльт1н«з, ВО всех указанных задачах речь идет о нсстаниоизрных сигналах. а классы систем — линейные и нелинейные с переменными параметрзмн. $. 1 ° Д ФОРФТИЧФСКИ6 ПОЛОЖФИИЯ СтатИСТИЧФСКИХ МФТО«ЗОВ исследовании систем н синтеза оптимальных фильтров 5.1.1. Алгоритм расчета статистических характеристик случайных выходных сигналов линейных местацйонарных Т.АУ с использованием мроекционно-матричных и финитных оператороа (коррелацнониый анализ).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
