Ярлыков М.С. и др. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Том 2 (2012) (1152003), страница 38
Текст из файла (страница 38)
3.5.1. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ НО КУРСУ Как и при решении задач навигации (см. 1.4), наведение по курсу (управление боковым движением ЛА) может осушествляться с использованием следующих методов: маршрутного, курсового и пугевого 119]. Маршрутньгй метод используется для наведения самолетов и ракет «в — п» большой дальности по фиксированной траектории. В качестве такой траектории обычно используют участок ортодромии, проходящий через исходный и конечный пункты маршрута. В качестве конечного пункта маршрута может быть использована и цель.
Траекторное управление при маршрутном методе сводмпся к удержанию ЛА на выбранной артадрамии, суть которого поясняется рис. 3.15. На этом рисунке в прямоугольной ортодромической системе координат О„„„Хв2м в которой ось О„„„Х, проходит через цель с координатами (х„, О), точкой О„ показано текущее положение объекта управления (х , г,„). Из рисунка видно, что в качестве параметра рассогласования, реализующего цель маршрутного управления, может быть использована величина бокового уклонения самолета от ортодромии А„= х,— х,„= — я,„, (3.20) В соотношении (3.20) учтено, что требуемое значение х, бокового уклонения должно быть равно нулю. Для повышения точности и устойчивости управления вместо (3.20) обычно используют его модификацию Ан = -х»т+ йвх«т (3.21) в котором (3.22) ',„= 'к„а]п зк„и Р'„~р„= Р„( р,„— а, ), 1ㄠ— модуль путевой скорости, у„ — угол доворота, Ш,„ — ортодромиче- ский курс, а, — угол сноса, lг, — весовой коэффициент.
При достаточно точном управлении ЛА подходит к цели с углом доворота у1у„мО. Из (3.21), (3.22) н Чу Х рис. 3.15 следует, что для м Ха реализации маршрутного ~п метода необходимо, на- ег пример, иметь систему х„ ур счисления пути, вычисЧг азе лающую координату гчо ф измеритель курса у1у,„и Вл Д(1СС, в котором измеря- ются 1'„и а,. ДосгоннстХоу Оау 2а вами метода являются О впм г,„ простота реализации алго- ритма траекторного упРис. 3.15 равления и хорошее со- пряжение с методами самонаведения. К недостаткам относятся: низкая точность при отсутствии радиокоррекции, обусловленная накоплением ошибок счисления н уходом измерительных осей гироскопов при длительном полете; методические ошибки при неточном задании опорной ортодромии.
лурсовой мелюд используется при наведении самолетов и ракет «в-п» по нефиксированиым траекториям. Из рис. 3.15 видно, что при таком методе параметр рассогласования может быть вычислен по формуле в котором а(, — угол упреждения. Этот метод, аналогичный методу погони в системах самонаведения, позволяет уменьшить ошибки управления, обусловленные боковым ветром, что выгодно отличает его от курсового метода.
Однако алгоритм реализации путевого метода, более сложен, так как требует оценивания скоростей гау и хау изменения текущих координат ЛА. Путевой метод, используемый в КСН, обладает такими же свойствами, что и курсовой метод. Необходимо отметить, что алгоритмы (3.21)-(3.24) используются лишь при ручном управлении самолетом. В режимах директорлого и автоматического управленим ЛА эти параметры рассогласования преобразуются в требуемые значения крена по правилам в которых функции 7„, у„, )„могут учитывать инерционные свойства самолетов и САУ.
Кроме того, что в процессе автономного наведения могут быль предусмотреньу изменения траектории полета, обусловленные необходимостью обхода опасных зон (наземных систем ПВО) (рнс. 3.1б). Цель А„= е, - у1у,„= агс1е " - ур„, х„— х, (3.23) А„= а)„= а, — у(у„= агс15 гга х„— хуа гга — агсте— уа (3.24) 206 где а„- угол визирования цели в горизонтальной плоскости. Как следует из (3.23), для реализации курсового метода достаточно иметь систему счисления пути, в которой формируются оценки х,„и гчп и курсовую систему, измеряющую ортодромический курс. Курсовой метод является достаточно удобным для применения в КСН.
Это объясняется его хорошим сопряжением со всеми методами самонаведения в КСН последовательного типа и простотой формирования сигналов взаимной коррекции в системах параллельного типа. Путевой метод также используется при наведении самолетов и ракет «в-п» по нефиксированным траекториям. Из рис.
3.15 видно, что при данном методе параметр рассогласования при использовании автономных датчиков может быть сформирован по правилу РуЬеж уска ра- кет Рве. 3.16 Координаты и размеры этих зон вводятся в память БЦВМ в рамках ввода полетного задания, либо оперативно — в процессе полета по вновь полученной информации. 3.5.2. МетОДы нАВеДениЯ пО ВысОте и ДАльнОсти Чаще всего автономное наведение самолетов по высоте осуществляется по фиксированным траекториям, включающим в себя три участка: набор высоты, полет с постоянной высотой и снижение высоты (пикирование).
Некоторые нз возможных вариантов такого профиля полета показаны на рис. 3.17. 207 (3.27) РН Рис. 3.17 а) б) Рис. 3.18 Аз= Э,— 9, (3.25) Х, "~ Я (3.26) Ан — Нт Н Рис. 3.19 (3.28) 208 209 На участке 1 осуществляется либо выход на крейсерскую высоту полета Н„, на которой реализуется наиболее экономичный по расходу топлива полет, либо снижение высоты полета до значений Ново, на которых реализуется наиболее высокая вероятность преодоления наземной ПВО.
На третьем участке П1 обеспечивается вывод ударных ЛА на высоту ̈́— применения оружия. Для первого и третьего участков параметры рассогласования формируются по правилу а для второго используется алгоритм где 8„Н, и 8, Н вЂ” требуемые и фактические значения угла тангажа и высоты. В процессе реализации (3.25) и (3.26), 8, и Н, задаются заранее, а 8 и Н измеряются (оцениваются) с помощью позиционного гироскопа и баро- или радиовысотомера. При выборе Н, необходимо учитывать два противоречивых требования.
С уменьшением высоты возрастает вероятность преодоления ПВО, но одновременно увеличивается расход топлива При выборе больших значений Н, процесс наведения ЛА становится более экономичным, но менее безопасным из-за ухудшения условий преодоления ПВО противника. Автономное наведение самолетов на малых и сверхмалых высотах может выполняться путем маневра в вертикальной плоскости в режиме следования рельефу местности (рис. 3.18,а), либо путем маневра в горизонтальной плоскости в режиме обхода препятствий (рис 3.18, 6).
Следует отметить, что при полете на малых и сверхмалых высотах использовать для траекторного управления закон (3.26) нецелесообразен из-за высокой опасности столкновения с землей. Это обусловлено тем, что реакция самолета на изменение высоты (3.26) запаздывает из-за инерционности САУ, самого самолета и специфики управления подьемной силой. В связи с этим в системах маловысотного полета обычно используется управление по закону где ̈́— высота над упрежденной точкой по направлению полета, которую будет иметь ЛА при условии сохранения направления полета, имеющегося на данный момент времени (рис.
3.19). Эта точка отстоит от ЛА на определенном расстоянии В„которое зависит от скорости его полета, его инерционных свойств и специфики управления подьемной силой. Управление по дальности базируется на контроле текущего расстояния В„до цели. Из рис. 3.15 видно, что На основе вычисленных значений В„осуществляется изменение режима работы системы наведения (изменение высоты и скорости полета, включение БРЛС, ОЭС или других датчиков, переход в режим самонаведения и т.д.). ! х, =хо+ )г«,1(т, о яо = г~+ ~Г бт.
О (3.29) го Рис. 320 (3.30) 210 3.5.3. ОСОБЕННОСТИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ УДАРНЫХ ЛА В АВТОНОМНОМ РЕЖИМЕ НАВЕДЕНИЯ Из рассмотренных методов наведения по курсу и дальности (п.п. 3.5.1 и 3.5,2) следует, что в основе их информационного обеспечения лежат сведения о текущих координатах ударного ЛА, поступающие от навигационных систем счисления пути. В ряде случаев счисление пути выполняется в прямоугольной ортодромической системе координат О,Х,2, по алгоритму Здесь: х, и х, — счисляемые автономной системой текущие координаты; хо и хо — координаты точки вылета самолета (пуска ракеты); К и 1' проекции путевой скорости на соответствующие оси ортодромической системы координат. Информация о Г и Р„, может быть получена различными способами: либо от ДИСС, либо путем интегрирования составляющих ускорений ), и )„измеряемых акселерометрами, либо от датчика воздушной скорости или СНС.
В современных КСН значения Г и 1'„„как правило, формируются на основе комплексной обработки информации, поступающей от нескольких датчиков. Один из возможных вариантов комплексирования иллюстрируется структурной схемой, показанной на рис. 3.20. Сигналы с ДИСС 1'„!, Ра и ~'„и соответствующие значениям проекции вектора путевой скорости на его три луча, поступают на преобразователь координат, куда от автономного датчика (ИНС) подаются углы !Р курса, у крена и 0 тангажа. На основе данных сигналов в преобразователе координат вычисляются сосгавляюзцие путевой скорости 1;„и Р' . Независимо аналогичные составляющие путевой скорости К и вычисляются в ИНС на основе ускорений !'„, 1, и углов !Р, у и 9.
Из 1' и К, Р„и К в соответствующих вычитающих устройствах формируются разности ЬК =~;„— К и АГ =1' -Р', которые далее подаются в фильтр нижних частот (ФНЧ), где и формируются корректирующие поправки А ~'„н Ь1; в соответствии с алгоритмом ДР„=АР' ф„„(р), Ь$Г=ЬР' ф„,(р). Здесь Ф„4р)=у 1(Т~ро-1) — передаточная функция фильтра нижних частот с верхней граничной частотой НТ~. Полученные поправки (3.30) выдаются в ИНС для коррекции и в сумматоры С! и Сц на выходе которых формируются оценки Р; и Р"„поступающие в алгоритм (3.29) счисления пути. Возможны и другие варианты комплексирования. В качестве средств поражения на самолетах дальней и стратегической авиации используют широкий набор модификаций ракет «в — п» (2, 3); К-10, КСР-2, КСР-5 (Ту-!6), Х-20М (Ту-95), Х-22 (Ту-22), Х-15 (Ту-22М, Ту-!60), Х-55 (Ту-95МС, Ту-160) и др.
В общем случае подготовка ракет «в-п» к применению заключается в подаче питающих напряжений в информационно-вычислительную систему ракеты, заблаговременной раскрутке гироскопов и проверке исправности ее аппаратуры. Следует отметить, что с течением времени в (3.29) происходит накопление ошибок, обусловленных неточностями оценивания Г н Г„, и ошибками численного интегрирования. В связи с этим периодически, через определенное время, включается так называемый режим коррекции, позволяющий освободиться от накапливающихся ошибок автономного счисления.
Коррекция осуществляется на основе определения своего местоположения по информации, поступающей от других, как правило, более точных датчиков, функционирующих на других физических принципах. Наиболее часто для коррекции используют БРЛС (РГС), СРНС, КЭСНН, астроинерцнальные системы и РСБН. Как правило, продолжительность этапа коррекции весьма незначительна. Вычисленные откорректированные (точные) значения координат местопо- 211 ложения поступают в (3.29) в качестве новых начальных условий, после чего продолжается автономное счисление пути. 3.5.4.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
