Лысенко Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет (2007) (1242426), страница 95
Текст из файла (страница 95)
На рис. !4.1 показана схема модели ошибок для недемпфированной системы с астрокоррекцией, где вход б а представляет собой погрешность измерений астропеленгатора. Наличие бд для недемпфированной системы приводит к возрастанию ошибки в определении местоположения ЛА пропорционально корню квадратному из времени. Этот рост ошибки можно интерпретировать как ожидаемое увеличение амплитуды колебаний с периодом Шулера. Введение демпфирования будет способствовать устранению ошибки в определении местоположения в установившемся режиме работы. Схема модели ошибок демпфированной ИНС с астрокоррекцией приведена на рис. 14.2.
Целесообразно обратить внимание на противоречивые требования, предъявляемые к коэффициенту усиления к! или коэффициенту демпфирования с. С одной стороны, его надо увеличивать для уменьшения ошибки за счет шумов следящего астропеленгатора, с другой — необходимо уменьшать для снижения влияния шумов в измерении скорости. Приведем еще один пример, связанный с реализацией позиционного метода навигации (метода поверхностей и линий положения) спутниковыми радионавигационными системами [30, 35, 49). Определение пространственного положения ЛА с помощью радиотехнических средств требует в общем случае использования достаточно большого числа наземных станций, соответствующим образом расположенных относительно траектории ЛА, что не всегда 529 Рис.
14.1. Модель ошибок одного канала недемпфнроааниой ИНС с астрокоррекцией Рис. 14.2. Модель ошибок одного канала демпфнроаанной ИНС с астрокоррекцией возможно. Появление искусственных спутников Земли (ИСЗ) открыло новую эру в развитии теории и практики навигации подвижных объектов. При установке радионавигационной точки (РНТ) на ИСЗ удается создать систему навигационных искусственных спутников Земли (НИСЗ), способную обеспечить эффективное решение задач навигации подвижных объектов, особенно в безориентирной местности.
Эксплуатация спутниковых радионавигационных систем (СРНС) первого поколения, появившихся в начале 1960-х годов и предназначавшихся первоначально исключительно для обеспечения высокоточного морского судовождения, позволила оценить возможности применения СРНС также и для навигации ЛА 144). Если СРНС первого поколения представляли собой системы дискретного действия, продолжительность измерений которых определялась временем нахождения НИСЗ в зоне видимости потребителя, то СРНС второго поколения стали сетевыми системами непрерывного действия, обеспечивающими глобальное определение вектора состоя- 530 ния подвижного объекта. Определение навигационных параметров с использованием СРНС имеет много общего с определением местоположения ЛА на основе нахождения точки пересечения линий положения, определяемых с помощью наземных радиотехнических систем навигации.
Отличительная особенность СРНС вЂ” установленные на борту спутников системы РНТ флуктуируют, т. е. отклоняются случайным образом относительно расчетных значений их координат. Данное обстоятельство вынуждает создавать специальные службы, предназначенные для определения и прогнозирования на длительный период параметров орбит НИСЗ. Применительно к наиболее распространенному дальномерному способу, реализуемому с помощью СРНС, местоположение ЛА определяется в результате измерений наклонных дальностей до одного или нескольких одновременно видимых спутников.
Каждой из измеренных дальностей буде~ соответствовать сферическая поверхность положения с центрами в точках расположения НИСЗ в моменты измерения. Пересечение двух сферических поверхностей даст линию положения в виде окружности, расположенной в пространстве, а также ее проекцию на поверхность Земли. Определение геоцентрической высоты позволит получить третью поверхность положения, которая, пересекаясь с полученной линией, дает искомую точку местоположения ЛА. При одновременном измерении дальностей двумя НИСЗ для определения координат ЛА относительно геоцентрической связанной системы координат необходимо решить следующую систему алгебраических уравнений: (хгл — х)" + Ьы — У) + ( ы — х)з = Оз~', (х,' — х)' + Ь ' — у)' + ( .
— )' =- О' хз + уз + гз = (Л+ Н)~, (!4Л) 531 где х„у„х, и х, у, х — геоцентрические координаты НИСЗ и ЛА на момент проведения измерений; Л вЂ” модуль радиуса-вектора используемой модели Земли; Н вЂ” высота полета ЛА над поверхностью Земли на момент обсервации. В рассматриваемом способе на НИСЗ устанавливается аппаратура для приема и переизлучения импульсов запроса с ЛА. При использовании суммарно- и разностно-дальномерных способов определения местоположения ЛА с помощью СРНС основной проблемой стало оптимальное размещение НИСЗ на орбитах. Под оптимальным в данном случае следует понимать возможность размещения НИСЗ на орбитах, перекрывающих рабочими зонами необходимые районы Земного шара (в идеале — глобальные перекрытия) и обеспечивающих расстояния между линиями положения, отвечающие достижению заданной точности навигации в пределах дальности действия соответствующих средств.
Строго говоря, СРНС в данном случае могут выступать как средство комплексирования ИНС и как дополнительный внешний высокоточный источник информации, используемый для разового «списания» накопившихся ошибок движения БР или ГЧ, управляемых на длительном интервале по информации от ИНС. Учитывая такого рода неопределенность в классификации систем коррекции движения ЛА баллистического типа, сформулируем понятие коррекции и попытаемся ранжировать возможные вилы коррекций, используя иные критерии. Итак, под коррекцией движения ПА баллистического типа в общем случае будем понимать изменение его координат по информации от дополнительных аппаратных средств, ставящее целью «списание» накопившихся ошибок при управлении от ИНС или реализацию программного управления, недостаточно адаптированного к реальным полетным условиям.
В рамках данного определения будем подразделять возможные виды коррекций падве группы: ° проводимые по разомкнутой схеме, предполагающей коррекцию движения без учета положения относительно цели или ее заданных координат; ° проводимые по замкнутой схеме, т.е, коррекцию координат баллистического ЛА относительно наблюдаемой цели или ее координат. Следует иметь в виду, что первый вид коррекции может проводиться на любом участке и даже на всей траектории полета (для ОТР и отдельных БР средней дальности с управлением полета как на АУТ, так и на пассивном восходящем и нисходящем участках траектории), второй же — только на ее конечной части. 14.2.
Градиентная и параметрическая коррекция программного движения Рассматриваемый тип коррекции относится к первому виду приведенной классификации. Изложение его сущности проведем на при- 532 Л!)(Гкт), '. « 20 25 20 15 10 5 0 Б мзв !5 1О 0 Х,„,в 0,5 Х Рис. 14.3. Зависимость отношения наклонной дальности 0,5 !. на момент начала управления к Р„„ в функции относителы<ой дальности стрельбы для БР с РДТТ Рис. 14.4. Графики изменения вй = Г(Х) для БР «Ока» (!) и «Першинг-2» (2) Для БР обсуждаемого типа разброс координат и высоты на момент начала управления на НВ ПУТ в плотных слоях атмосферы, в зависимости от дальности, достигает значений: Лх„у/х„у = О, 5 ...
1, 0%, ЬНиу)Н„у = 5,0... 7, 0 %. Аналогичный эффект, причем в ряде случаев, существенно более ощутимый в количественном выражении, характерен и для МБР. Приведенные выше значения отклонений присущи совокупности возмущений, определяющих некоторые предельные траектории. Разброс координат в момент начала упра- 533 мерах коррекции движения БР с РДТТ, ориентируясь на данные и методические положения, содержащиеся в ]91].
Как следует из указанной работы, разбросы параметров ТДУ и характеристик атмосферы приводят к движению БР в широкой трубке изменений параметров. На отдельных участках траектории эти отклонения могут достигать значительных величин, что может сказаться и на конечной цели управления, а именно точности стрельбы. Так, для ОТР «Точка», «Искандер-Э» и других подобного типа разброс характерной для них наклонной дальности на момент начала управления на конечном участке [ ЛР((„у)) в зависимости от дальности стрельбы достигает значений АР = АР((„у)/яЗ„,„= 25...30% На рис. 14.3, заимствованном из [91], приведена зависимость Л]Э = = 7" (А), где А = Ь/Е „, т,шак — максимальнаЯ дальность длЯ данного класса БР.
Для БР «Ока» (!), «Першинг-2» (2) и аналогичных им разброс характерного параметра — высоты окончания АУТ в зависимости отдальности — достигает АН = ЬН„! ЬН„„,„= 15... 30% На рис. 14.4 приведены ]91] графики изменения АЙ = ]'(Т,). вления характеризует динамическую ошибку управления. Соответствующие отклонения координат на момент окончания работы ДУ в значительной мере определяют составляющую рассеивания за счет факторов, действующих на ПУТ. Для компенсации влияния отклонений параметров движения на рассеивание требуется синтезировать новые программные траектории, относительно которых и осуществляется последующее управление.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
