Лысенко Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет (2007) (1242426), страница 47
Текст из файла (страница 47)
Этого можно добиться, если ЬВ(1) использовать в качестве управляющего рассогласования в канале системы боковой стабилизации. 257 Реализация непрерывной боковой стабилизации на БР с функциональным наведением требует учета другой важной особенности алгоритмов типа (7.23). Замена ПКУ касательной к ней плоскостью, даже с учетом рассмотренной выше модификации способа проверки выполнения концевого условия, приемлема только в достаточно узком временном интервале относительно момента ~„'. В случае управления выключением двигательной установки и отделением ББ этот недостаток никак не проявляется. До наступления условий работоспособности алгоритма левая часть (7.20) заведомо отрицательна, а вблизи ПКУ алгоритм успешно работает.
Когда боковое отклонение используется в процессе всего полета в качестве управляющего рассогласования в канале боковой стабилизации, ситуация принципиально отличается от предыдущей. Если на ранней стадии полета СУ ракеты вместо реально существующего бокового отклонения станет с помощью исполнительных органов парировать мнимое отклонение БР, обусловленное повышенной ошибкой прогноза величины ЬВ(г), в конце полета могут возникнуть очень большие боковые отклонения. Это может привести к аварийному завершению полета из-за нехватки топлива или потере устойчивости. Однако нет необходимости на протяжении всего полета пользоваться рассогласованием ЬВ(~) для решения задачи боковой стабилизации.
Исходной посылкой функционального наведения является использование заранее рассчитанных программ управления. Очевидно, что именно в начале полета (пока не накопились значительные отклонения от расчетной траектории из-за действия возмущений) хорошую точность управления боковым движением позволяет обеспечить отработка программы рыскания. На завершающем участке полета возникает необходимость учета накопившихся в боковом направлении рассогласований, которые не могли быть заранее учтены в программе рыскания.
Именно для этого и применяется управляющий функционал (7.23). При проектировании СУ на основе имитационного моделирования с учетом конструктивных особенностей конкретной БР выбирают временной интервал, в пределах которого формула (7.23) может быть использована в контуре боковой стабилизации. Технологические подробности выбора этого интервала выходят за рамки обсуждаемых принципов построения алгоритмов наведения.
258 7.3. Упрощенные линейные методы управления выключением ДУ БР Рассматриваемые ниже подходы к построению упрощенных линейных методов управления выключением ДУ БР, базирующиеся на использовании теории линейных улравляннцих функционалов, достаточно широко применялись на БР первых поколений, ДУ которых имели узлы отсечки тяги. Объяснением тому является исключительная простота технической реализации соответствующей группы методов, не требующих на борту ЦВК.
Возможность их использования в контуре управления дальностью полета аналоговых СУ БР отрыла дорогу практического применения не только для твердотопливных БР с отсечкой тяги, обладающих относительно малой дальностью полета, но и для некоторых жидкостных БР с дальностью действия до 11 тыс. км, оснащенных ДУ с регулируемой тягой и системой РКС. Целесообразность краткого обсуждения здесь указанных методов диктуется «прозрачностью» физической трактовки и методической логичностью их построения, позволяющей лучше уяснить существо обсуждаемых проблем. Итак, задачу инерциального управления дальностью и направлением полета, решаемую в рамках упрощенных линейных методов функционального управления, сформулируем как задачу выбора момента отсечки тяги ДУ путем формирования на борту некоторой функции управления, обеспечивающей выполнение БР полетного задания [30, 37, 87], при непрерывной стабилизации бокового движения, ставящей целью удержание центра масс ракеты в плоскости стрельбы вплоть до момента отсечки тяги.
В линейной постановке отклонение точки падения по дальности полета от расчетного значения представим в виде (7.24) где Л»,„— отклонение», параметра движения от номинального значения в конце активного участка. В выражении (7.24) верхний предел суммирования является переменной величиной, причем он равен шести, если параметры движения БР в точке выключения ДУ определяют в относительной системе координат (т. е. системе, связанной с вращающейся Землей), 259 Рис.
7.4. Определение протяженности полета БР малой дальности и семи, если параметры точки, соответствующей концу активного участка, задаются в инерциальной системе координат. В последнем случае к трем отклонениям составляющих скорости и трем отклонениям координат прибавляется еще отклонение (вариация) момента времени отсечки тяги ДУ.
Наиболее просто решение поставленной задачи может быть получено для случая управления дальностью полета ракет малой дальности (рис. 7.4). В этом случае вращением Земли и кривизной ее поверхности можно пренебречь. Соответственно можно не учитывать и влияние бокового движения на изменение полной дальности. Тогда, учитывая (7.25) йхс — хс.н хс.д~ где х, „, х, — соответственно номинальная и действительная даль- ности полета, выражение (7.24) представим в виде дх, дх, дх, дх, хс.н — хс.д = — ~~'кк+ — Д~'ну+ — ~~хк+ — ~~Ук (7 2б) Условие достижения требуемой дальности эквивалентно выполдтс нению требования хс„= х, .
Введя обозначения — = )гу, дЪ; дх, дх, дх, — = )гу — — — )т, — = )г и учитывая, что Лс дЪ"„у к дхк *' ду„ кк к.н — сн, получим для Лх, = 0: )гу, У*+ )гу„гу+ )г,х + )гуУ = = )т~,.~ккн+ )т~,„~ук.н+ )г,хк.н+ )туук.н (727) Обозначим левую часть равенства через Ф„а правую часть через Ф „, причем Ф, будем называть линейнои управляющей функцией или линейным функционалом управления дальностью полета, а 260 Рис. 7.5.
Схема АУД, формирующего управляющую функцию вида (7.27) Ф,н — его настроечным значением. Естественно, что в общем случае он будет иметь смысл введенного ранее в рассмотрение 7' (см. (7.8)). Из (7.27) следует, что условие заданной дальности полета выполняется в случае, когда отсечка тяги ДУ происходит при выполнении условия Фх = Фхн (7. 28) Настроечное значение функционала управления дальностью представляет собой известную величину, постоянную для заданной дальности полета и вводимую в систему наведения БР в виде начальной установки перед стартом.
Она задается в виде числа или какого-либо физического параметра, например напряжения, пропорционального конкретному числу. Из изложенного следует, что структура АУД в рассматриваемом случае (рис. 7.5) будет определяться исходя из необходимости формирования на борту ЛА текущего значения Ф,(1) и сравнения его с расчетным значением настройки Ф „(г„„). Задача боковой стабилизации относительно плоскости стрельбы, моделируемой на борту с помощью соответственно выставленной ГСП, либо с помощью ККП нроссыпного автопилота», здесь может рассматриваться как независимая.
Применительно к управлению точкой падения баллистической ракеты дальнего действия (БРДД) все оказывается значительно более сложным. Вращение Земли и кривизна ее поверхности уже начинают играть определяющее значение. Причем проявление данных эффектов многогранно. Начнем с того, что наличие временных вариаций отсечки тяги, объективно присутствующих в рассмотренном алгоритме управления дальностью, приводит (в силу вращения Земли) к боковому отклонению 261 точки падения от цели, которое остается ничем не скомпенсированным. Далее, отклонение по времени полета от номинала, связанное с вариациями высоты точки окончания работы ДУ при наборе функционалом его настроечного значения, вызовет погрешности определения компенсационной величины ускорения от силы тяжести.
Нецентральность поля тяготения, наличие гравитационных аномалий и тому подобное приведут при этом к возникновению погрешностей, хотя и менее значительных, чем указанные ранее. Наконец, решение задачи управления дальностью полета БРДД выдвигает требование выбора базовой системы отсчета, обеспечивающей при соответствующей начальной выставке ГСП наилучшие результаты. Обсудим, из каких же соображений следует исходить при выборе такой системы. Очевидно, определяющим должно служить условие нечувствительности боковых отклонений к небольшим изменениям времени полета БР на активном участке траектории.
Определить базисные направления, отвечающие данному условию, можно нахождением геометрического места точек падения, обусловленного изменением времени отсечки тяги ДУ в сторону увеличения дальности при неизменном направлении прицеливания. Линия, касательная к полученному геометрическому месту точек падения, проведенная из точки цели, будет характеризовать одно из рассмотренных ранее направлений, называемое направлением мгновенно-временного или естественного изменения Дальности полета. Для определения азимутального направления Ас, необходимого для начальной выставки базовой системы, спроецируем составляющие скорости БР в точке ахс с~ус 4ес падения —, — и —, заданные в осях геоцентрической системы ~й„' й„сй„' координат, на географические базисные направления.
Отношение соответствующих проекций даст сй Ас, т. е. дхс, Ж|, — — гйп 3.„— — соя Х„ ~й„" й„ Ас = агсгя "хл азс дул — — ' сов Х„+ — в1п Х„~ гйп (р + — сов ф ,й„" й„",) " й„ (7.29) где Մ— долгота цели относительно меридиана стартовой позиции; <р„— широта местоположения цели.
В естественной системе координат отклонения точки падения определяются величинами съем и ое = оВ, причем применительно 262 — р'. (1) + — р„(1)+ — б,д, (1) + — ь,д„(т) = дЬ ь дЬ ь дЕ ь дА — (ткк) + — Ъ'„у (1к.к), (7 30) кк ук где Ъ"" и $'~ — проекции кажущейся скорости на направления осей стартовой абсолютной системы координат; Л~дь и А~Я„" — отклонения от номинальных значений проекций кажущегося пути на те же оси; Ъ'„~„(т,„) н 1~„"„(1„„) — программные номинальные составляющие скорости в стартовой системе координат, вычисленные на номинальный момент окончания активного участка.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
