Ярлыков М.С. и др. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Том 2 (2012) (1152003), страница 39
Текст из файла (страница 39)
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КСН ЛА В РЕЖИМЕ КОРРЕКЦИИ Среди различных видов коррекции погрешностей счисления пути одной из наиболее распространенных является коррекция по радиолокационным ориентирам (РО). В качестве РО заранее, перед полетом, выбираются по маршруту в пределах дальности действия бортовой РЛС радиолокационно-контрастные объекты с точно известными координатами.
Непременным условием выбора такого объекта в качестве РО является возможность его достоверной идентификации по изображению на экране РЛС. Обычно в качестве РО используются железнодорожные мосты, острова на реках и озерах, изгибы рек, отдельно расположенные промышленные объекты (трубы, телебашни) и т.д. При этом число РО должно быть достаточным для выполнения коррекции по ннм примерно через каждые 30...40 минут полога. Суть коррекции по РО поясняет рис.
3.21, на котором точками О„ О„и Оро с координатами х, и х„х, н вм хро и хро показаны расположение самолета по результатам счисления, действительное положение самолета и расположение РО. Кроме того, на рисунке показаны вектор Ъ' скорости, бортовой пеленг роро РО с ударного ЛА и дальность 13 от него, на которой РО достоверно идентифицируется. На момент привязки на борту ударного ЛА измеряется расстояние )3 до РО и его бортовой пеленг ~рро. Это дает возможность рассчитать свои действительные координаты, используя соотношения х, ха 0 хь хл хро а Рнс. 3.21 212 хд = хро — П соз(РРРО+ Чгак)~ ях = яро — [3 ззп(ррро+ Ч/ьк).
После этого старые значения х, и х, сбрасываются, нм присваиваются новые значения х, и х, и возобновляется счисление по правилу (3.29). Более подробно процедуру коррекции в радиолокационноннерциальных КСН будет рассмотрена в 3.6.
3.5.5. ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КСН ЛА В РЕЖИМАХ ЦЕЛЕУКАЗАНИЯ И САМОНАВЕДЕНИЯ Необходимо отметить, что при автономном полете ударного ЛА на малых высотах и невозможности оценивания координат по РО, возможно использование режима командного наведения с высоколетяших АК РЛДН [24). В зависимости от типа используемой ракеты «в-п» режим ЦУ выполняется по-разному. Если используется ракета с АРГС, то состав поступающей в нее команд ЦУ аналогичен тому, который используется в ракетах «в-в». Если используется ракета «в — п» с корреляционноэкстремальной системой наведения, то для нее командами целеуказаний является ортодромические координаты точки отцепки. В противокорабельных ракетах при наведении на движущиеся морские объекты ЦУ могут выполняться несколько раз. Следует отметить, что для повышения точности ЦУ на самолете-носителе должна быть предварительно выполнена коррекция своих счисленных координат.
Режим самонаведения в КСН ударных самолетов применяется достаточно редко, только при использовании в качестве средств поражения неуправляемых бомб. Необходимо подчеркнуть, что в системах высокоточного наведения самолетов и ракет «в — п» для улучшения детальности и точности радиолокационного изображения земной поверхности, позволяющих лучше селектнровать малоразмерные наземные цели и повысить точность измерения нх координат, широко используются режимы доплеровского обострения луча и РСА [25). Спецификой этих режимов является необходимость полета наводимого ЛА под определенным, достаточно большим углом к цели, в то время как для ее поражения необходимо, чтобы линия пути этого ЛА проходила через цель. Для устранения этого противоречия используются более сложные законы наведения по криволинейным траекториям [26, 27), на первоначальном участке которых обеспечивается высокое линейное разрешение целей по азимуту, а на конечном — высокоточное наведение на цель. Прн использовании высокоточных ракет «в — п» с КСН, использующих на конечном участке телескопическое синтезирование аперту- 213 ры антенны (26], в качестве команд ЦУ дополнительно выдаются координаты цели н координаты точки, в которую должна быть выведена ракета дпя мпювенного получения на ней режима синтезирования.
Поскольку неавтономные и автономные измерители могут работать в различных СК, то вычислитель КСН, кроме формирования параметров рассогласования выполняет дополнительные функции по пересчету и масштабированию сигналов взаимных поправок как в режиме коррекции, так и в режиме самонаведения. В зависимости от состава измерителей различают радиолокационно-инерциальные, инерциально-спутниковые, корреляционно-экстремальные, многонозиционные, астроинерциально-доплеровские и другие КСН.
Из всего многообразия возможных комбинаций автономных и неавтономных измерителей информации на практике нашло применение ограниченное число наиболее рациональных. Выбор и обоснование алгоритмов функционирования такой системы управления представляет собой довольно сложную задачу, которая решается применительно к конкретным типам ОУ и условиям их боевого применения. 3.6. ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ РЭК ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ РАДИОЛОКАЦИОННО-ИНЕРЦИАЛЬНОЙ КСН Для обеспечения высокоточного поражения наземных целей, находящихся в тылу противника, используются ракеты «в-п» большой дальности с радиолокационно-инерциальными КСН.
В процессе формирования сигналов управления при применении таких ракет в авиационных РЗК реализуется принцип взаимной коррекции двух типов систем датчиков: нерадиотехнических и радиотехнических. В качестве НРТИ используется инерциальная навигационная система, которая формирует (счисляет) текущие координаты центра масс ЛА. Результаты счисления используются для выработки параметров рассогласования, на основе которых осуществляется управление ЛА и коррекция РТИ, в качестве которых используется БРЛС самолета (или РГС ракеты). В свою очередь, РТИ также используются для коррекции ИНС. Как правило, ИНС работает непрерывно в течение всего времени полета объекта управления, в то время как РТИ включается лишь эпизодически. По результатам измерений РТИ формируются корректирующие сигналы, которые списывают накапливающиеся ошибки счисления координат ЛА. Кратковременность включения РТИ на излучение повышает скрытность работы авиационного РЭК в целом, а, следовательно, его помехозащищенность и живучесть.
При завершении коррекции ИНС РТИ выключается и управляющий сигнал для САУ самолета или системы управления ракетой вычисляется уже по скорректированным данным. 214 В зависимости от режима работы КСН сигналы, поступающие от ИНС, играют различную роль.
В автономном режиме КСН зти сигналы играют роль команд целеуказаний для БРЛС. В соответствии с целе- указаниями по углу антенна неизлучающей БРЛС поворачивается в направление цели или ориентира, а по целеуказаниям дальности устанавливается центр просматриваемой по дальности зоны земной поверхности. Зто дает возможность существенно сократить время, затрачиваемое на поиск РО (целн) для проведения коррекции.
В раненые самонаведения КСН сигналы ИНС по углам, а также корректирующие сигналы по дальности и углам поступают в следящие измерители БРЛС (РГС). Зто дает возможность повысить их устойчивость, точность и помехоустойчивость. Последнее, в частности, достигается за счет увеличения времени памяти следящих измерителей и возможности сужения их полосы пропускания без увеличения динамических ошибок. Одним из обязательных компонентов радиолокационно-инерциальной системы является преобразователь координат, выполненный аппаратно или программно. Необходимость преобразователя обусловлена тем, что БРЛС (РГС) работает в полярных координатах, измеряя наклонную дальносп до цели (ориентира) и ее бортовые пеленги в вертикальной и горизонтальной плоскостях, в то время как ИНС счисляет текушие координаты ЛА в прямоугольной, как правило, ортодромической системе.
Для пояснения принципов пересчета результатов измерений из одной системы координат в другую рассмотрим геометрические соотношения на рис. 3.22, которые характеризуют процесс наведения ЛА на наземную цель (ориентир) с известными координатами х„, г„. На рис 3.22,а точками О„, Ор и О, в ортодромической системе координат О,Х,2, показано расположение цели (х„, 0), реальное расположение ЛА (хр, гр) и его расположение (х„г,) по результатам счисления автономной системы. На рис. 3.22,б показано расположение ЛА и цели в вертикальной плоскости, проходящей через отрезок ОрО„.
Кроме того„на рис. 3.22,а,б показаны измеряемые с помощью гиростабилизированной платформы ИНС углы ортодромического курса у,„и тангажа О, оцениваемые с помощью БРЛС (РГС) наклонная дальность П„и бортовые пеленги цели <р„и р, в горизонтальной и вертикальной плоскостях и измеряемая баровысотомером (радиовысотомером) высота Н. Если бортовые пеленги цели пь и <р, невелики, то их связь с углами визирования цели е, и с, в горизонтальной и вертикальной плоскостях определяется соотношениями е„= пз„+ ш,„, и, = <р, + Э. (3.32) Используя счисленные в ИНС тем или иным способом текущие координаты х, и г„можно определить положение ЛА относительно ориентира (цели) с заранее известными координатами х„, г„: 215 (3.39) гр г, т, а) Рис. 3.22 Х,ц 'Рта = ага Чок = аГС18 — Ч'ок ) хцц (3.34) ац сова„, совем (3.35) (3.36) где Н а = агс18 х +г 2 2 (3.37) Рис.
3.23 217 Хац Хц Ха Хац Ха ац (3.33) На основании (3.32), (3.33) и рис. 322 можно получить соотнощения: по которым с помощью автономных датчиков вычисляются корректи- рующие сигналы по углам <рцо <р„и наклонной дальности .0„, для БРЛС 21е (РГС). Из (3.33) — (3.37) следует, что при формировании корректирующих сигналов для БРЛС (РГС) необходимо, чтобы в ИНС счислялись текущие координаты х, и к„измерялись углы курса ~р,„, тангажа 9 и высота полета Н.
Если БРЛС (РГС) измеряет наклонную дальность П„до цели (ориентира) с известными координатами х„и ац и ее бортовые пеленги ар„, ар, (рис. 3.22), то это дает возможность определить свои текущие скорректированные координаты по правилу Хр = Хц — Хрц = Хц — 2.ак СОЗ(СРа — В) СОЗ(СРа + аура),' (3.38) Хр = Д„соз(сР, — 3) з1п(сР„+ У,„) — гц. Эти координаты и используются в ИНС в качестве новых начальных условий. Обобщенная структурная схема комбинированной радиолокационно-инерциальной системы наведения, включающей в свой состав ИНС, ДИСС, измеритель высоты, БРЛС и вычислитель (БЦВМ), показана на рис. 3.23. Рассмотрим функционирование радиолокационно-инерциальной КСгг в нроцессе унравления самолетом в горизонтальной нлоскости но курсовому методу при условии, что осуществляется полет на крейсерской высоте по закону (3.26).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
