Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 67
Текст из файла (страница 67)
В последнем эучае исключается необходимость численного интегрирования сновиого уравнения инерциальной навигации. Это позволило рименять функциональный метод наведения иа ракетах нескольких околений с аналоговыми СУ без использования БПВМ.
7. Главным недостатком функционального метода является иепоселственная зависимость методических ошибок наведения от величины тклоиений параметров движения ракеты от их номинальных значений конце ЛУТ, что является следствием разомкнутости программ правления.
Именно это обстоятельство объясняет необходимость веления в состав бортовой СУ трехканальной системы стабилизации 341 движения центра масс ракеты, включающей канал нормальной стабилизации (НС), канал боковой стабилизации (БС) и канал продольной стабилизации (РКС), применимый на ракетах с ЖРД. 8. Разомкнутость программ управления в функциональном методе является причиной еще одного недостатка этого метода, заключающегося в невозможности одновременной реализации двух и более граничных условий наведения. Данное обстоятельство вынуждает осуществлять раздельное управление дальностью полета н боковым отклонением точки падения ГЧ от точки прицеливания, что усложняет задачу управления и приводит к дополнительным ошибкам наведения.
9. Для функционального метода наведения характерна высокая трудоемкость расчета данных полетного задания — азимута пуска н установочного значения функционала управления дальностью (на ракетах с РГЧ установочные значения функционалов управления должны быть рассчитаны для всех ББ). Погрешности зтнх расчетов должны быть минимальны, так как непосредственно влияют на точность наведения.
Данные обстоятельства затрудняют решение задачи оперативного перепрнцеливания ракеты при пуске по неплановой цели, а также 'прнмененйе этого метода на мобильных ракетных комплексах, где необходимо производить пуски ракет с любой точки маршрута боевого патрулирования. Глава 3.5 НАВЕДЕНИЕ ПО МЕТОДУ ТЕКУЩЕЙ ТРЕБУЕМОЙ СКОРОСП1 Введение Метод требуемой скорости реализует принцип текущего программи~вания движения, при котором программы управления замкнуты и ,ссчитываются непосредственно в процессе полета.
Поскольку щятие треоусмой скорости относится к баллистическому участку щета, метод требуемой скорости как нельзя лучше подходит для :.ведения баллистических ракет. Ои может быть применен такясе ~я наведения ЛА других типов, имеющих фазу пассивного полета— ~сьщческих ракет-носителей, космических аппаратов, совершающих :жорбитальныс или межпланетные перелеты, и др. Метод непригоден ~я наведения ЛА, у которых управляемый полет продолжается до эмента встречи с целью (зенитных ракет, ракет класса ' воздух-воздух" "воздух-поверхность", крылатых ракет).
Идея метода требуемой скорости была высказана впервые в 50-х здах. С тех пор этот метод получил интенсивное развитие и известен нескольких различных вариантах. Значительный вклад в разработку зикого метода внесен американскими сиециалистаии пол руководством . Бэттииа. В США этот метод разрабатывался первоначально в зрианте так называемой Я.системы, а затем в нзмененнол~ виде рименялся в системе управления КК "Аполлон" (см. [5[, [6)). Алгоритм иеская простота метода ()-системы позволила реализовать его в налоговых СУ без применения БЦВЫ на баллистических ракетах ервых поколений "Тор" и "Поларис". Однако это достоинство О- астемы в значительной мере обесценивалось существенным недостатом, заключающимся в чрезвычайной трудоемкости задачи полготовки анных на пуск и большом объеме полетного задания, что усложняло рименение названного метода для ракет мобильного базирования.
С появлением БЦВМ открылась возможность существенного идоизменеиия алгоритмического содержания метода требуемой коростн и значительного упрощения задачи расчета полетного задания. )то позволило решить проблему эффективного применения данного 1етода наведения на мобильных ракетных комплексах, способных осуществлять пуски ракетслюбой точки маршрутабоевого патрулировашя. 343 Изложение теоретических основ метода требуемой скорости осуществляется ниже в слелующем порядке. В настоящей главе основное внимшше уделяется исходным понятиям метода требуемой скорости и его особейностяи в варианте О.системы.
Этот вариант является по существу методом наведения по текущей требуемой скорости, что н нашло отражение в названии данной главы. Хотя сам по себе вариант е,(-системы в иастояшее время следует считать устаревшим, изложение. его основ не потеряло методического значения для уяснения особенностей метода требуемой скорости и его основных качеств.
В гл. 3.6 излагается одна из современных модификаций метола, свободная от недостатков мстола ()-системы. Поскольку сущностью модификации является переход от наведения по текущей требуемой скорости к наведению по требуемой скорости, спрогнозированной на момент отделения ГЧ, данная модификация названа методом конечной требуемой скорости. 3,5.
1, Сущность метода текущей требуемой скорости Ы5,тп) = О, ЬВ(гп) О (3,180) на момент выполнения финитного усло- вия: г(с) г„. (3.181) Основным понятием, играющим ключевую роль в рассматриваемом метоле, является понятие требуемой скорости. Определим зто понятие. Рассмотрим произвольный момент времени 1лвижения БР на АУТ.
Текущие положения и скорость ракеты обозначим г(е) и «(е) (рис. 3.26). Вполне понятно, что если рпе. 3.26. К опрелепеппм треоЗемоа скорости Рассмотрим общую задачу навеления БР, состоящую в определении программ управления движением по углам таигажа и рыскания, а также момента отделения ГЧ из условия выведения ГЧ на попадающую траекторию, проходящую через заданную точку прицеливания. Терминальные условия наведения определим стандартным образом как условия нулевого промаха точки падения ' ГЧ от точки прицеливания, заданные д.ту~~~ равенствами: ~улить тягу ДУ н отделить ГЧ в момент «, то будет реализована ,олетиая траектория ГЧ (кривая 1, рис. 3.26).
Назовел«л«ребуехюй скарогшью Р" такую скорость в момент с при «ном положении Р(«), при которой в случае обнуления тяги ДУ и !слепня ГЧ в расея«атриваел«ый момент времени траектория последуюго движения была бы попадающей (кривая 2, рис, 3.26). Требуемая скорость определяется двумя условиями (3Л 80) неоднозначДействительно, из физической картины движения ясно, чго пествует семейство попадающих траекторий.
начинающихся в данной «ке пространства и проходящих через заданную точку прицеливания. ответственно, существует множество различных векторов требуемой >рости. Для определения единственного вектора требуемой скорости збходимо предъявить к попадающей траекгории дополнительное .бов ание, расширив тем самым состав условий наведения. Как сказано :. 32,1, в качестве таких дополнительных условий чаше всего задается бо полное время полета ГЧ до точки падения, (3.! 82) бо угол входа ГЧ в плотные слои атмосферы, 0,(л„) = в',„. (3.183) Таким образом, условия попадания (3.180) совместно с одним из ~полннтельных условий (3.182) или (3.! 83) однозначно определяют ебуемую скорость в любой точке траектории движения БР.
По своему определению требуемая скорость является функцией юрдинат рассматриваемой гочки пространства, т.е. вектора у. Кроче «го, вследствие перемещения точки прицеливания в абсолютном зостранстве нз-за вращения Земли требуел«ая скорость явным образом ~висит от текущего времени. Можно заметить также, что явная ~висиь«ость требуелюй скоросп«от времени имеет место при задании .'рминального условия (3.182), если даже вращение Земли не принимать з внимание. В дальнейшем полагаем, что в общем случае требуемая «орость является функцией координат и времени Р~ Р~(г, г), Предположим, что ил«еется возможность рассчитывать текущее «ачение требуемой скорости на борту ракеты в реальном масштабе ремеии.
Рассь«отрим разность требуел«оГ«скорости и текущей скорости акеты. Назовем зту разность требуемым приращением скорости: л Р' = )" — Р(«). (3.184) 345 Требуемое приращение скорости д Р~ показывает, какое дополнительное приращение скорости надо сообщить ракете для достижения момента отделения ГЧ, Таким образом, дальнейшее управление движением ракеты, т.е. выбор программных углов тангажа и рыскания, определяющих направление вектора тяги ДУ, должно осуществляться таким образом, чтобы обеспечить набор недостающей скорости д Р", а отсечку тяги ДУ и отлеленне ГЧ следует провести в момент обнуления вектора дРч. На практике требование равенства нулю модуля требуемого приращения скорости заменяют неравенством: ~ЬРч1 я е, (3.185) где е — заранее выбранная малая величина, определяемая допустимой методической погрешностью наведения.
Как видим, идея наведения является по своей сути достаточно простой. Однако ее практическая реализация сталкивается с серьезной трудностью, связанной с необходимостью рассчитывать текущие значения требуемой скорости в реальном масштабе времени, прн этом допустимое запаздывание в определении требуемой скорости не должно превышать сотых долей секунды, Если учесть, что для расчета требуемой скорости необходимо решить соответствующую краевую задачу для системы диффереиаиальных уравнений, описывающих полет ГЧ на пассивном участке траектории с учетом движения в атмосфере, то станет очевидной трудность решения этой задачи за время, не превышающее допустимое запаздывание в расчете требуемой скорости, лаке с применением высокопроизводительных бортовых ЦВвй Эту трудность удалось преодолеть в варианте метода, получившем в американской литературе название Я-системы.
Рассмотрим сущность данного варианта метода требуемой скорости. 3,5.2, Метод требуемой скорости в варианте Я-системы В последующем изложеннитермин "требуемоепрнращениескорости" заменим более коротким выражением дололнил~ельнп» скорость и скорость а Р" будем обозначать как ~;.
Основу метода Я-системы составляет следующее дифференциальное уравнение лля дополнительной скорости: (3,186) й' — кажушееся ускорение ракеты за счет силы тяги ДУ; Д— вратная матрица третьего порядка, образованная частными изводными от компонент вектора текущей требуемой скорости по рдинатам текущей точки пространства: ах ду дя а)„' д);" а)„ (3.187) а; ау а. а1;" д); аг," ах ау а Как отмечается в [6), выбор алгоритма метода буквы Д для обозначен матрицы частных производных (3.!87) предопределил название темы наведения, основанной на применении уравнения (3.186), как ,истемы. Проверим справедливость уравнения (3.186) лри движении ракеты внеатмосферном участке траектории. Рассмотрим полную производо от требуемой скорости по времени. С учетом явной зависимости чуемой скорости от р н г эта производная выражается следующим разом: Ы Р „д дР'" ~Г д дР'т (3.188) д! а.
д! д! н с учетом обозначения (3.187) (3.189) частности, прн движении ракеты на АУГ имеем: 347 (3.190) где Р(с) - текущая скорость ракеты, удовлетворяющая уравнению движения вида. (3.191) где я — ускорение силы гравитационного притяжения. С другой стороны, прн движении ГЧ на ПУТ ее текущая скорость является по определению требуемой скоростью в каждый текущий момент времени, т.е. для пассивного участка справедливо уравнение: (3.192) а уравнение (3.! 90) для случая движения на ПУТ принимает вид: (3.! 93) Приравнивая правые части в выражениях (3.192) н (3.193), приходим к равенству: (3,194) рассмотрим теперь выршкения (3.190), (3.191) и (3.! 94) в одни н тот же текущий момент времени.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
