Ярлыков М.С. и др. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Том 2 (2012) (1152003), страница 16
Текст из файла (страница 16)
Примерный вид разрешенных зон пуска, как функций высоты Н, дальности .0 и направления»»»„перехвата, показан на рис. 2,4. При этом на рис. 2.4,а приведено сечение зон пуска в вертикальной плоскости при»»»=0, а на рис. 2.4,б — сечение в горизонтальной плоскости Н=Н». а) Ряс. 2.4 До высот Н<Н» максимальная разрешенная дальность пуска ограничена баллистической дальностью полета ракеты в плотных слоях атмосферы.
На высотах Н>Н» она ограничена дальностью действия БРЛС истребителя. Поскольку в передней получфере скорость сближения превышает скорость сближения в ЗПС, разрешенная дальность Р превышает аналогичную дальность в ЗПС. Минимальная дальность 2»р рассчитывается, исходя из необходимости обеспечения безопасной дальности отворота (выхода из атаки) самолета-носителя.
После того, 75 1 сев ут 1, (О)=К з3,(0) = П г',(О) = К )Э. =-Рз,г, (2.1) аг,в 7аг,в При этом вычисления проводятся на основе результатов измерений ускорений ракеты в продольном направлении7' н в поперечных плоскостях управления у„,а Если Р,~>27„то за время длительного автономного наведения цель может начать маневрировать, изменив тем самым закон своего первоначального движения. Поскольку эти изменения не учитываются в информационно-вычислительной системе автономной системы, то это может привести к ошибкам наведения, при которых цель уже не попалет в зону ее захвата РГС.
Для уменьшения ошибок наведения при маневрах цели на автономных участках большой протяженности используется режим командного наведения. В этом режиме нз бортовой аппаратуры истребителя в РГС поступают сигналы радиокоррекции. В качестве сигналов радиокоррекции периодически передаются закодированные значения ошибок наведения по положению и производные этих ошибок по времени.
Ошибки наведения по положению и их производные вычисляются как разность между значениями дальностей и скоростей, вычисляемых в БВС авиационного РЭК в соответствии с (2.1) (так 76 как текущее местоположение истребителя относительно цели будет удовлетворять условиям пуска, формируется команда, разрешающая ее пуск, н летчик может применять оружие по выбранной цели. Необходимо отметить, что команды ЦУ продолжают поступать в аппаратуру ракеты вплоть до момента пуска. В полуактнвных РГС эти команды после пуска запоминаются в течение определенного времени пока ракета не удалится на некоторое расстояние от истребителя, после чего начинают использоваться по назначению.
В автономном режиме работы, имеющем место в ситуациях, когда дальность пуска .О„незначительно превышает дальность захвата )3, цели радиолокационной головкой самонаведения, обычно используется метод пропорционального наведения (4.97, том 1). При этом оценки 1)е и оз„, необходимые для его реализации, формируются в вычислителе путем решения тех илн иных кннематических уравнений, которые определяют взаимное положение цели и ракеты, как материальных точек. В типовом варианте эти уравнения имеют вид: же, как и в РГС ракеты), и текущих измерений координат цели, вычисляемых БРЛС истребителя. Ошибки по составляющим скорости нужны для того, чтобы можно было корректировать значения гт и в„а в интервалах времени между поступлениями команд РК.
Кодирование передаваемых команд осуществляется для повышения помехозащищенности радиоканала. Сигналы радиокоррекции передаются путем дополнительной модуляции СПЦ. На основе раскодированных сигналов радиокоррекции траектория ракеты корректируется таким образом, что цель не выходит за пределы зоны захвата РГС. После того как ракета приблизится к цели на расстояние )АХ)„включается РГС, цель берется на автоматическое сопровождение и начинается этап самонаведения. В этом режиме обычно используется метод пропорционального наведения со смещением (4.98, том 1). 2.4.
АЛГОРИТМ КОМПЛЕКСНОЙ ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ ПРИ ОПРЕДЕЛЕНИИ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ Применяемая в авиационных РЭК комплексная обработка информации по данным БРЛС и навигационных измерителей ПНК (ИКВ, СВС, ДУС, ДЛУ и т.д.) позволяет значительно снизить погрешности определения координат и параметров движения ВЦ и тем самым повысить точность формирования сигналов управления истребителем на этапе ближнего наведения, точность целеуказания УР, а также точность вычисления прицельных данных при применении других АСП.
Реализуемый на практике в БВС РЭК истребителей алгоритм КОИ обычно представляет собой субоптимальный алгоритм многомерного линейного дискретного оценивания (см. гл. 3, т. 1). Как показано в гл. 3, т.1, первым этапом общей методики решения задач оценивапия случайных процессов является построение ММ сигналов, помех, информационных и сопутствующих процессов.
Прн использовании концепции переменных состояния их формирование эквиваленпю разработке математических моделей состояния и наблюдения. При решении задач оценивання координат и параметров движения ВЦ нринцинииаьное значение имеет выбор модели движения (траектории) цели. Характер траектории движения ВЦ зависит от многих факторов и условий, таких, как тнп цели, высота и скорость полета, маневренные возможности цели, противодействие противника, действие случайных возмущений, обусловленных, в частности, турбулентностью атмосферы н т.д. Выбор той или иной модели движения ВЦ определяется рядом соображений, Обычно при разработке модели движения цели задаются некоторой гипотезой о характере движения. Простейшей гипотезой является предположение о том, что вектор скорости цели постоянен во 77 времени, т.е.
цель не маневрирует. Более сложной является гипотеза, согласно которой ВЦ непрерывно маневрирует в пространстве, т.е. вектор скорости цели изменяется во времени и по направлению. Иногда используют гипотезу о периодическом маневрировании цели. При такой гипотезе в процессе обработки информации возникает задача обнаружения и определения вида маневра, его продолжительности и статистических характеристик. Как следует из вышесказанного„задание гипотезы движения ВЦ не исчерпывается только указанием предполагаемого характера изменения координат (детерминированный нли случайный процесс) н выбором подлежащих оцениванию параметров.
Необходимо также на основе теоретических исследований и анализа реальных траекторий ВЦ дать достаточно полное описание их возможных маневров. В общем случае обобщенная гипотеза о статистической модели движения ВЦ включает в себя совокупность гипотез, определяющих вид траекторий движения целей, и возможные статистические характеристики маневров. На основе обобщенной гипотезы проектируются как системы автоматического сопровождения целей, так и системы оптимального оценивания координат и параметров движения ВЦ.
Важную роль при разработке ММ движения ВЦ играют выбор СК, а также определение компонент вектора состояния, векторов входных управляющих и возмущающих воздействий. На практике стремятся получить такие модели, которые были бы достаточно простые и в то же время правильно отражали реальные траектории маневрирующих целей. Кроме того, необходимо, чтобы они строились с учетом особенностей функционирования измерителей координат и параметров движения ВЦ, используемых при решении задач оценивания и управления на базе этих моделей.
В настоящее время известен целый ряд моделей движения ВЦ различной степени сложности, в частности [10]: модель движения пилотируемой цели в прямоугольной СК (применительно к одной из координатных осей), согласно которой цель движется с постоянной скоростью, при этом развороты, противострельбовые маневры и ускорения, вызванные турбулентностью атмосферы, в этой модели рассматриваются как возмущения нормальной траектории; математические модели ускорения ВЦ в инерциальной СК применительно к задаче оптимального управления и оценивания координат, скорости и ускорения цели при наведении высокоманевренных тактических ракет малой дальности; среди этих моделей наиболее сложной является модель ускорения ВЦ на основе марковского процесса второго порядка, а простейшей — модель с нулевым ускорением цели.
При многоцелевом (называемом иногда активным [19]) сопровождении целей (см. 2.6) в ряде случаев используется кинематическая мо- 78 дель траектории цели, аппроксимируемая (например, применительно к одной из осей прямоугольной СК) полнномом степени 1.: ь х(1) = 2„а11 !=о где коэффициенты полинома а1 — параметры траектории, пропорциональные производным порядка ! координаты х(1). Экстраполированное значение координаты х в момент 1~,~ может быть получено методом наименьших квадратов по измеренным БРЛС ее значениям в моменты времени гь 1,,..,, 1, [19]. Недостатком вышеуказанных моделей является то, что в них не в полной мере учитывается специфика движения ВЦ, которая в общем случае совершает сложное движение относительно ЛА с некоторыми линейными относительной и переносной скоростями. Получим математическую модель относительного движения ВЦ и самолета в траекторной СК применительно к задаче оптимизации обработки информации в БВС авиационного РЭК при определении координат и параметров движения цели [10].
2.4.1. ТипОВЫе ММ дВИжЕНИЯ ВОЗДУШНЫХ ЦЕлей Модель движения воздушной цели в траекторной системе квординаиь При получении модели движения ВЦ будем использовать следующие прямоугольные правые СК: нормальную земную СК ОсХзУД, нормальную СК ОХ У,2,' и траекторную СК ОХ„Уь2г (рис, 2.1, 2.5). При решении задач перехвата и уничтожения ВЦ начало нормальной земной СК Ом как отмечалось в 2.2, совмещается с пунктом наведения или с некоторой условной (опорной) точкой на поверхности Земли.
Прн описании динамики полета в атмосфере земные СК (в том числе СК ОаХ Уа2 ) обычно считаются инерциальными, а Земля принимается плоской, т.е. осуществляется пренебрежение вращением местной вертикали при движении ЛА. При таких допущениях вектор абсолютной скорости движения центра масс ЛА заменяется на вектор земной скорости 7„а вектор абсолютной угловой скорости й на вектор угловой скорости относительно нормальной земной СК (земной угловой скорости) [20]. Направление осей ОаХИ Оа2з неизменно относительно Земли и выбирается в соответствии с задачей. На рис. 2.1 и 2.5 оси ОсХа и Оз2 ориентированы по касательным (соответственно к географическому меридиану на север и к географической параллели на восток), проходящим через точку Оь Ось ОеУ, направлена вверх по местной вертикали. Рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
