Повышение точности наведения зенитных управляемых ракет на участке самонаведения (1245242)

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла

УДК 623.462.22© П. Ф. Джеванширов, К. В. Молоканов, 2015Повышение точности наведения зенитных управляемых ракетна участке самонаведенияПредложен закон управления ракетой на этапе самонаведения, использующий информацию об ускорениицели. Получены результаты моделирования процессов наведения ракеты на цель, подтверждающиепреимущество предложенного закона управления.Ключевые слова: метод самонаведения, управляемая ракета, процесс перехвата.YМСКЦельaрRрVрVцaцRцXМСКаXССКyЦельVц отнY ССКθaц отнRбРис. 1. Параметры движения ракеты и цели вплоскости XOY МСК (а) и XOY ССК (б)полагая малую величину угла пеленга цели,примем допущение о том, чтоyθ≈ ,(1)Rгде R = R .Продифференцировав (1) по времени двараза, получим уравнение для углового ускорения ЛВ: θ = − R ⋅ θ − 2 ⋅ R ⋅ θ + (aЦ − аР ) .

(2)RИз (2) получаем уравнение для ускорения ракеты: ⋅ θ + а .аР = − R ⋅ θ − 2 ⋅ R ⋅ θ − R(3)ЦДопустим, что система линейно реагирует на управляющее воздействие, тогда изменение ускорения за время Dt может бытьзаписано в виде:| Математика |ВведениеБортовое оборудование современных управляемых ракет позволяет полностью определятьположение и параметры движения ракеты впространстве [1]. В классических методах самонаведения используется информация только о скорости цели относительно ракеты [2].В данной статье предложен закон управленияракетой на участке самонаведения, учитывающий ускорение при расчёте управляющихкоманд, и продемонстрирована процедура синтеза комбинированного регулятора на основерегулятора с переменной структурой [3].

Такжеприведены результаты моделирования наведения ракеты на цель с использованием предлагаемого закона управления.Постановка задачиНаведение ракеты на цель осуществляется путём создания боковых ускорений – ускорений,направленных перпендикулярно продольнойоси ракеты [2]. Задачей синтеза закона управления является расчёт требуемых боковыхускорений для использования в системе управления ракеты.

На рис. 1 изображена геометрияперехвата в неподвижной местной системе координат (МСК), связанной с наземным измерительным средством (рис. 1а) и в ССК (рис.1б). Процесс перехвата рассматривается какдвижение цели в системе координат, связанной с ракетой (ССК). Ось ОХ ССК направленавдоль продольной оси ракеты, а оси OY и OZсогласованы с органами управления ракеты.Так как методика расчёта ускорений одинаковадля осей OY и OZ ССК, дальнейшие расчётыприведены для плоскости XOY ССК.При переходе из неподвижной системыкоординат в подвижную возникают неинерциальные ускорения.

Эти ускорения приводят к и угловогопоявлению ускорения сближения Rускорения линии визирования (ЛВ) θ . Пред-55| Математика |λ Р − аР ,∆tаР =где lР – управляющее воздействие.Дифференцируя (2), а также используя(3) и (4), получим уравнение объекта регулирования:θ − m ⋅ θ − m ⋅ θ − m ⋅ θ = ∆ − m ⋅ λ , (5)321Ц4Р 1Rгде m1 = − ⋅ ;R ∆t 2 ⋅ R 13⋅ R−⋅ ;m2 = −RR ∆t3 ⋅ R 1− ;m3 = −∆tR1 1m4 = ⋅ ;R ∆tDЦ – неопределённость, связанная с неполнотой информации о параметрах движенияцели.Закон управления ракетой в скользящемрежимеВ рассматриваемой задаче реакцией ракеты науправляющие воздействия является изменениеTвектора состояния x = θ θ θ , описывающего вращательное движение цели относительно ракеты. Задача разработки закона управления состоит в выборе такого управляющеговоздействия lР , при котором выполняется усTловие x → θстаб θ θ , где qстаб=const – установившееся значение угла пеленга.

При выполнении этого условия вектор скорости целив ССК направлен в центр масс ракеты (рис. 2б).В общем случае вектор относительнойскорости цели может быть произвольно направлен относительно ЛВ и описывается выражением V Ц ОТН = V СБЛ + V ⊥ , где V СБЛ – радиальная скорость цели относительно ракеты,направленная вдоль ЛВ, V ⊥ – скорость, перпендикулярная ЛВ.

Если вектор VЦ ОТН не направлен вдоль ЛВ, т. е. V ⊥ ≠ 0, то пересечения траекторий ракеты и цели не происходит (рис. 2а).При V ⊥ = 0 относительная скорость целиравна радиальной скорости и при сохранениитекущих параметров движения происходитпересечение траекторий ракеты и цели (рис.2б). Аналогично, направление вектора относительного ускорения aЦ ОТН определяет величинуи направление углового ускорения ЛВ θ.TИз условия x → θстаб θ θ следует, что| ISSN 2221-1179Вестник Концерна ПВО «Алмаз – Антей» | №1, 2015[[]][]X ССК(4)V ц отнY ССКV⊥V сблПрогнозтраекториицелиаX ССКY ССКV ц отн =V сблбРис. 2.

Движение цели относительно ракетыпри V ⊥ ≠ 0 (а) и при V ⊥ = 0 (б)управляемыми параметрами системы являются угловая скорость и угловое ускорение ЛВ.Таким образом, поверхность, по которой происходит управление системой, описываетсяуравнением:(6)s = θ + c ⋅ θ,где c>0.Для того, чтобы фазовая точка системынаходилась на выбранной поверхности s приDц=0, необходимо выполнение условия s = 0 .Подставив в (5) результат дифференцирования(6), получим уравнение команды lР1:(1 + c ⋅ m3 ) ⋅ θ + c ⋅ m2 ⋅ θ + c ⋅ m1 ⋅ θ . (7)λ Р1 =c ⋅ m4Для учёта неполноты информации о параметрах движения цели DЦ выберем регуляторсо скользящим режимом управления. Задачасинтеза подобного регулятора заключается всоздании устойчивых скользящих режимов навыбранной поверхности переключения.

Дляобеспечения скользящего режима на поверхности s = θ + c ⋅ θ = 0 выберем сигнал управления в виде:k ⋅ s + ε ⋅ sign ( s ) ,(8)λР2 =c ⋅ m456( (()+ k ⋅ θ + c ⋅ θ + ε ⋅ sign (θ + c ⋅ θ)))(c⋅ m4) . (9)Назовём предложенный метод модифицированным методом управления в скользящем режиме.Моделирование самонаведения ракетыДля оценки эффективности предложенныхрешений в среде MATLAB/Simulink была разработана имитационная модель динамики полета и наведения зенитной управляемой ракеты (ЗУР). Наведение ЗУР состоит из трехучастков:1) старт и автономный полет;2) теленаведение ЗУР на цель по информации от наземных измерительных средств;3) участок самонаведения.Проведено моделирование наведенияЗУР на цель с использованием нескольких методов наведения:метод пропорциональной навигации(ПН);метод управления в скользящем режиме(СР);модифицированный метод управления вскользящем режиме (МСР).Метод ПН является классическим методом самонаведения. Закон управления этогометода имеет вид: λ Р = k ⋅ (− R ) ⋅ θ .

В методе СРне используется информация об ускорениицели в ССК. При этом функция ошибки наведения записывается в виде s = θ , условие s= 0в виде θ = 0, а условие s = 0 становится невыполнимым из-за отсутствия информации обугловом ускорении ЛВ. Таким образом, сигналуправления для этого метода записывается ввиде: λ Р = k ⋅ (− R ) ⋅ θ + ε ⋅ sign (θ ) .

Этот методвыбран для оценки эффективности использования информации об ускорении цели.В результате моделирования наведенияЗУР на цель для каждого метода управленияполучены следующие данные:математическое ожидание промаха в картинной плоскости в момент пролета цели;среднеквадратическое отклонение промаха в картинной плоскости в момент пролета цели;значения требуемых ускорений на участке самонаведения.Для графической иллюстрации результатов моделирования построены эллипсы рассеивания (рис. 3), графики зависимости требуемого ускорения, отнесённого к максимальновозможному ускорению ракеты (рис. 4) и относительной координаты цели в ССК от времени самонаведения tСМН (рис.

5) для каждогометода наведения.Из рисунков видно, что применение метода управления в скользящем режиме без учеY/Hmax10.50- 0.51- 1.5-1- 0.500.5Z/HmaxРис. 3. Эллипсы рассеивания ЗУР в картиннойплоскости в момент пролета цели:сплошная линия – ПН; штриховая линия – СР;точечная линия – МСР| Математика | 1, s > 0;где sign ( s ) =  0, s = 0; ,− 1, s < 0;k>0;ε = c ⋅ ∆ˆ Ц ;∆ˆ Ц – оценка DЦ.Сигнал управления (8) обеспечивает существование у системы устойчивого скользящего режима [4].Команды lР1 и lР1 выполняются параллельно.

Таким образом, с учётом (6), (7) и (8),суммарная команда управления имеет вид:λ Р = λ Р1 + λ Р 2 = (1 + c ⋅ m3 ) ⋅ θ + c ⋅ m2 ⋅ θ + c ⋅ m1 ⋅ θ +57| Математика |λYССК/aРmax0,50-0,5-10123tСМН, с4Рис. 4. Требуемые относительные ускорения ЗУР научастке самонаведениявдоль оси OY ССК:сплошная линия – ПН; точечная линия – МСРhYССК/aРmax0-0,25-0,5-0,7501234tСМН, ста информации об ускорении цели не даёт существенного преимущества перед методомПН, тогда как метод МСР позволяет сократить область рассеивания ЗУР в точке встречи.При этом значения требуемых ускорений дляметода МСР лежат в пределах ограничения,выбранного для ЗУР при моделировании.

Использование информации об ускорении целиотносительно ракеты в законе управления позволяет точнее рассчитывать величину требуемого ускорения ЗУР. Как видно из рис. 5,Джеванширов Павел Фикретович – ведущий инженер ОАО «ГСКБ «Алмаз-Антей имени академика А. А. Расплетина», г. Москва.Область научных интересов: управление зенитными ракетами.Молоканов Кирилл Владимирович – инженер 2 категории ОАО «ГСКБ «Алмаз-Антей имени академика А. А.Расплетина», г. Москва.Область научных интересов: управление зенитными ракетами.| ISSN 2221-1179Вестник Концерна ПВО «Алмаз – Антей» | №1, 2015Рис.

Характеристики

Тип файла PDF

PDF-формат наиболее широко используется для просмотра любого типа файлов на любом устройстве. В него можно сохранить документ, таблицы, презентацию, текст, чертежи, вычисления, графики и всё остальное, что можно показать на экране любого устройства. Именно его лучше всего использовать для печати.

Например, если Вам нужно распечатать чертёж из автокада, Вы сохраните чертёж на флешку, но будет ли автокад в пункте печати? А если будет, то нужная версия с нужными библиотеками? Именно для этого и нужен формат PDF - в нём точно будет показано верно вне зависимости от того, в какой программе создали PDF-файл и есть ли нужная программа для его просмотра.

Список файлов книги