Лысенко Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет (2007) (1242426), страница 54
Текст из файла (страница 54)
Вследствие этого указанные отклонения мало влияют на методические ошибки наведения. 6. В варианте Я-системы бортовая реализация алгоритмов метода текущей требуемой скорости достаточно проста и сводится к интегрированию уравнения наведения. При этом не требуется решать навигационную задачу, связанную с интегрированием основного уравнения инерциальной навигации. Простота бортовых алгоритмов позволила в свое время реализовать этот метод на ряде ракет США с аналоговыми СУ без применения БЦВМ. 7.
Существенным недостатком метода наведения в варианте Я-системы является сложность расчета элементов матрицы Я, что затрудняет применение этого метода на БР мобильного базирования, так как для обеспечения пусков с любой точки маршрута боевого патрулирования носителя РК и оперативного расчета полетного задания нужны мощные высокопроизводительные ЦВМ. В противном случае пуски должны проводиться с заранее назначенных пунктов, для которых полетные задания рассчитывают заблаговременно. 8. Другим недостатком данного метода наведения является большой объем полетного задания, содержащего информацию об элементах матрицы © и соответственно большой объем информации, хранимой в бортовой СУ.
Для уменьшения объема указанной информации применяют аппроксимацию элементов матрицы Я полиномами, а для БР небольшой дальности — константами, что приводит к существенным методическим ошибкам наведения. Так, при пусках на 30! дальность 2800 — 3000 км методические ошибки наведения в случае аппроксимации элементов матрицы Я константами оцениваются величиной порядка 2 км. 7.7. Особенности реализации метода конечной требуемой скорости Метод наведения по конечной требуемой скорости представляет собой последующую модификацию [98, 111] метода текущей требуемой скорости.
Цель модификации состоит в том, чтобы преодолеть главный недостаток, препятствующий практической реализации метода текущей требуемой скорости, заключающийся в необходимости высокоточного определения требуемой скорости в реальном масштабе времени с минимальным запаздыванием, которое не должно превышать сотых долей секунды. Теоретические основы метода конечной командной (требуемой) скорости были рассмотрены в п. 7.4. Здесь мы остановимся на обсуждении некоторых особенностей реализации этого метода и сформулируем, основываясь на работах [98, 111], его достоинства и недостатки.
Задача расчета требуемой скорости Ъ,р(г, !) при заданных терминальных условиях наведения и известных г, 1, вообще говоря, не представляет алгоритмической проблемы. Она может успешно решаться таким эффективным методом, как метод Гаусса — Ньютона. Трудность, как уже отмечалось, состоит в том, что задача должна решаться на БЦВМ за время, не превышающее допустимое запаздывание в расчете текущего значения требуемой скорости. В методе Я-наведения указанная проблема была решена благодаря тому, что вычисления требуемого приращения скорости сведены к интегрированию уравнения (7.! 25), однако за это пришлось заплатить необходимостью проведения громоздких предварительных расчетов элементов матрицы С] и существенным увеличением полетного задания.
Полиномиальная аппроксимация элементов этой матрицы к тому же порождает методические ошибки наведения. Обсуждаемый вариант модификации метода требуемой скорости свободен от недостатков метода Я-наведения. Принципиальной особенностью данного подхода является то, что требуемое приращение скорости БР соотносится не с текущей требуемой скоростью, а с требуемой скоростью, определенной на момент 1„окончания АУТ. Эту 302 скорость принято называть конечной требуемой скоростью.
Реализация подхода связана с необходимостью осуществлять периодический прогноз ожидаемого значения конечной требуемой скорости и проводить его уточнение. Поскольку эта скорость определяется на момент окончания АУТ, появляется интервал времени М = 1„— 1, достаточный для того, чтобы в процессе полета БР на АУТ многократно с некоторым периодом Т решать задачу коррекции конечной требуемой скорости с помощью БЦВМ вполне приемлемого быстродействия.
Проанализируем сущность метода конечной требуемой скорости применительно к внеатмосферному участку полета БР на АУТ. В этом случае, как было показано ранее, вектор кажущегося ускорения Ф совпадает по направлению с вектором тяги ДУ, а программные значения углов тангажа и рыскания однозначно определяются направлением вектора Ф. Предположим, что для заданных условий пуска определены расчетные значения параметров ее движения г~ и Уг на расчетный момент ~~ окончания АУТ, при которых обеспечиваются заданные терминальные условия наведения, т.е.
условия нулевого промаха по дальности и в боковом направлении ( ЛЬ = О, ЛВ = 0), а также третье терминальное условие, вид которого будет сформулирован позднее. Рассмотрим разность скоростей ЛУ, = У, — Ч(С), (7.! 50) где ~1(~) — текущая скорость БР, АУ,г — требуемое приращение скорости. Выбор направления вектора кажущегося ускорения Ж и соответственно программных значений углов тангажа и рыскания осуществляется таким образом, чтобы свести к нулю требуемое приращение скорости, а отсечку тяги ДУ и отделение ГЧ осуществить в момент обнуления вектора АЖ,р. Для практической реализации метода наведения следует задать такой закон управления, при котором определяется текущая ориентация вектора Ж.
При фиксированных начальных условиях движения на момент ~о, известных характеристиках БР и среды полета для трех терминальных условий наведения программная траектория БР на АУТ определяется тремя параметрами управления: углами д"„г„~, д,г„и временем г',. 303 Принимая во внимание, что вследствие допущения постоянства априорных программ управления вектор Л%"г(1) сохраняет неизменным свое направление при любом 1 б [гс,1] и коллинеарен вектору %", получим, что при управлении полетом БР на АУТ вектор кажущегося ускорения Ж следует ориентировать по направлению вектора требуемого приращения кажущейся скорости: Ж[[ЛЖ~ (г) г е [го, г 1 (7.151) Несмотря на внешнюю тривиальность многократно полученного для номинальных условий наведения вывода, правило управления (7.151) является исключительно важным, поскольку обеспечивает решение по методу конечной командной (требуемой) скорости задачи наведения и в условиях возмущенного полета.
Таким образом, вместо требуемого приращения действительной скорости М1,р(1) будем рассматривать требуемое приращение кажущейся скорости ЛЖ1(1). В связи с этим и правило выработки команды на отсечку тяги ДУ целесообразно формулировать [98] как условие обнуления вектора ЛЖ"„(1) либо как условие минимизации его модуля ЛЖг(1„) = 0 либо [ ЛЪР„'(1)[ — ~ шш. (7.152) Если ввести обозначение 1, = 1+1„„где 1„„— время, оставшееся от текущего момента 1 до конца АУТ, то определение моментами, из условия (7.152) равносильно определению 1„, как времени, необходимого для требуемого приращения кажущейся скорости ЛЖ~(1) за счет ускорения Ж, развиваемого под действием тяги ДУ. При номинальных условиях полета момент обнуления требуемого приращения кажущейся скорости совпадает с расчетным моментом гг, при этом из условия ЛЖ~(1) — ~ 0 при 1 — ~ г~ получаем предельные равенства ~Ж, (г) — ~ О, Ля~' — ~ О.
Программы управления, определяемые по текущей ориентации вектора ЛЪ\гя(1), постоянны и совпадают с априорными, а конечные параметры движения БР совпадают с их расчетными значениями. В условиях возмущенного полета основными возмущающими факторами на внеатмосферной части АУТ являются эксцентриситет вектора тяги и отклонения модуля тяги от номинала, составляющие для твердотопливных ракет величину порядка 5 — 10%. В этих условиях становится очевидным, что управление, которое обеспечивает 304 набор требуемого приращения кажущейся скорости, рассчитанного для номинальных условий, не будет гарантировать решения задачи наведения при действии возмущений. В частности, момент отсечки тяги 1'„, определенный из условия (7.152), не совпадет с расчетным моментом 1г, вследствие чего параметры движения г'„и Ч', на момент г'„не будут соответствовать условиям попадания в цель, что приведет к промаху.
Данный промах можно свести к достаточно малому значению (теоретически — к нулю), если в процессе полета БР на АУТ периодически прогнозировать (см. ранее) момент отсечки тяги („и параметры движения г'„Ч'„на момент 1'„, ожидаемый промах по терминальным условиям наведения и корректировать конечную скорость БР так, чтобы компенсировать ожидаемый промах, сводя его к нулю.
После коррекции конечной скорости она становится равной требуемой скорости для параметров г'„, 1'„: Ч„(г'„1'„) = Ч'„+ АЧ,. (7.153) Используя поправку ЛЧ, для коррекции конечного значения кажущейся скорости, можно найти «( ) «+ (7.154) Дальнейшее управление полетом будем осуществлять в соответствии с выражениями (7.151) и (7.152), где вместо ЛЖ"„(1) следует использовать скорректированную величину Л «Ч',(г). Для уменьшения промаха до приемлемого значения процедуру коррекции конечной скорости следует повторять, как было показано ранее, в процессе движения БР на АУТ многократно с некоторым периодом Т.
Вследствие этого метод наведения по своей алгоритмической сути приобретает характер процесса итерационного уточнения концевых параметров движения БР и момента отсечки тяги ДУ, при которых обеспечивается нулевой промах по терминальным условиям наведения, а алгоритмы метода имеют циклически повторяющуюся структуру. 305 Тем самым будет скорректировано и требуемое приращение кажущейся скорости По функциональному содержанию систему, реализующую алгоритм метода наведения удобно подразделять ~98) на две части, которые называют контуром коррекции и контурам наведения. В контуре коррекции, функционирующем циклически с периодом Т, проводят расчеты по прогнозированию параметров движения БР на прогнозируемый момент окончания АУТ и решают краевую задачу по определению корректирующей поправки Л н',~~ в требуемое приращение кажущейся скорости (здесь з — номер цикла коррекции).
В контуре наведения с малым периодом, кратным такту работы БЦВМ, производят расчет программных значений углов тангажа и рыскания по текущей ориентации вектора требуемого приращения кажущейся скорости ЛЖ„~ (~). Параллельно с этим проверяют условие ~ Ьтн', (1) < в, при выполнении которого начинается выполне- В) ние команды на отсечку тяги ДУ и отделение ГЧ. Метод конечной требуемой скорости при его применении на безатмосферной части ПУТ квазиоптимален, так как реализует траектории выведения, близкие к оптимальным по энергетическому критерию минимума расхода массы БР при пусках на заданную дальность.
При его применении на всем участке наведения, включая участок полета в атмосфере, формируемые программы управления заметно отличаются от оптимальных. Кроме того, возникает проблема учета многочисленных ограничений на допустимые траектории выведения. В связи с этим метод наведения по конечной требуемой скорости, как и все методы данной группы, целесообразно применять в сочетании с методом наведения по предварительно заданным программам управления.
Расчет данных полетного задания для метода конечной требуемой скорости сопоставим по объему с функциональным методом наведения и сводится к определению установочного значения конечной кажущейся скорости Жг. Однако в отличие от функционального метода, где требуется высокая точность расчета установочного значения функционала управления дальностью и других данных ПЗ, установочное значение конечной кажущейся скорости может быть определено приближенно с невысокой точностью, поскольку затем это значение многократно корректируется в процессе полета в рамках самого алгоритма наведения.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
