Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 70
Текст из файла (страница 70)
Однако поскольку эта скорость определена на момент окончания АУГ, появляется интервал времени Ь| = = г„- й достаточный для того, чтобы в процессе полета ракеты на АУТ многократно с некоторым периодом Т решать задачу коррекции конечной требуемой скорости с помощью БЦВМ умеренного быстродействия.
Приступим к наложению сущности метода конечной требуемой скорости. Будем рассматривать этот метод применительно к внеатмосфериому участку полета ракеты на АУТ. В этом случае, как известно, вектор кажущегося ускорения ракеты Й' совпадает по направлению с вектором тяги ДУ, а программные значения углов таигажа и рыскания однозначно определяются направлением вектора Й'.
Предположим, что для заданных условий пуска ракеты опрелелеиы расчетные значения параметров ее движения г,~ и ~'„в на расчетный момент г„' окончания АУТ, при которых обеспечиваются заданные терминальные условия наведения (условия нулевого промаха по дальности и в боковом направлении, ЬЕ = О, цВ = О, а также третье терминальное условие, вид которого мы конкретизируем ниже в п.
3.6.2). Рассмотрим разность скоростей: бй = й„'-йй), С3.227) где йО) -текущая скорость ракеты. Назовем величину д й глребукиым лрцрощением скорости. Как и в меголе текуи~ей требуемой скорости, управление полетом ракеты, т.е. выбор направлешм вектора кажущегося ускорения Й и, соответственно, программных значений углов тангажа и рыскания будем осуществлять таким образом, чтобы свести к нулю требуемое приращение скорости, а отсечку тяги ДУ и отделение ГЧ проведем в момент обнуления вектора д Р . Для практической реализации метода наведения необходимо выбрать соответствующий закон управления, которым определяется текущая ориентация вектора Й. Рассмотрим данный вопрос сначала для номинальных условий полета, а затем лля условий реального полета при действии возмущений. Как сказано выше. метод конечной требуемой скорости прелполагает предварительное определение номинальных парамщ ров движения ракеты 362 ~ ~~~ на расчетный момент окончания АУТ.
Очевидно, что дяя этого тует задаться некоторыми программами изменения углов тангажа и ;кения. Назовем их априорнымн программами управления и значим е",' и рч' . Примем,что эти программы выбираются в классе тониных программ: бй вс,. ф...",. (3.228) Нетрудно видеть, что при трех терминальных условиях наведения >граммиая траектория ракеты на АУТ однозначно определяется тремя )аметРами УпРавлениЯ вЂ” Углами о~ч, 9ч,, и вРемепем г," (пРи ;анных начальных условиях движения на момент ге, известных «актеристнках ракеты и среды полета). Исходя из уравнений движения на АУТ (3.229) разим текущую и конечную скорости ракеты следующим образом: Р(!) Р(~Д ~ ~ Ф(т) Ис . ~ а(г) дт, (3.230) (3.231) (3.232) дг= (г) = ~ )Р(т)Не+~8(г)ай.
Ю с 1пишем форл~улу (3.232) в виде 363 Изданных соо пюшсний вытекает следующее выражение для текущего ачеиия требуемого приращения скорости: Ь Р (с) = Ь Й,в(г) + Ьу,я, с а с„ (3233) где ьЙ",(ю) — приращение кажущейся скорости за время полета от момента !до е,', ьк,' - гравитационная составляющая общего приращения скорости. Назовем величину Ь>Г,'(е) требуемым приращением кажущейся скорости. По аналогии с выражением (3.227) требуемое приращение кажушейся скорости можно вгиразить следующим образоли Ь)>» (е) = »'» Ис(е)~ ~ а ~о~ (3.234) где й" ,— расчетное значение кажущейся скорости ракеты на момент ~,', )Р(с) — текущая кажущаяся скорость. Итак, для решения задачи наведения следует выбрать закон управления, которым определяется текущая ориентация вектора кажущегося ускорения Ф. Примем во внимание, что вследствие допущения о постоянстве априорных программ управления вектор й й'„'(П сохраняет неизменным свое направление при любом г е (со, г») и >» пЬ)»» И~ г еРо~~») ° (3.235) Несмотря на внешнюю тривиальность данного вывода.
полученного двя поминальных условий наведения, правило управления (3235) обеспечивает, как зто будет показано далее, решение задачи наведения и в условиях возмущенного полета. Таким образом, вместо требуемого приращения действительной скорости Ьр (~) далее будем рассматривать требуемое прирщцение кажущейся скорости ЬК",(с). В связи с этим и правило выработки команды на отсечку тяги ДУ целесообразно сформулировать либо как 364 коллинеарен вектору )Р.
Это обстоятельство показывает, что правило управления при наведении по методу конечной требуемой скорости может быть сформулировано следующим образом: при управлении полетом ракеты на АУТ ееклюр кажущегося ускореки» и' след>ет ариешлироеашь ло иаира еяеиию векагора гирей>'елового приращения кахсущейся скоросящ, эвие обнуления вектора Ы'„е(О, либо как условие минимизации его !уля: Ьй;(г,) = О бо (дФ, (г)(-шш. (3.23б) Если ввести обозначение гк = г+ г,ст, где! -время, оставшееся от ущего момента ! до конца АУТ, то определейие момента гк из условия !36) равносильно определению величины г как времени, необходиго лля набора требуемого приращения кажущейся скорости а Й'„'(О счет ускорения Й, развиваемого под действием тяги двигательной .ановки. Такое определение момента г„будет использовано ниже в -оритмах прогнозирования параметров движения ракеты на момент энчания АУТ. Правило непрерывного управления (3.235) н правило выработки новой команды на отсечку тяги ДУ (3.236) обеспечивают точное ление задачи наведения в номинальных условиях полета, Действитель, момент обнуления требуемого приращения кажущейся скорости впадает с расчетным моментом ~„', при этом из условия д Й~'О) - О при г„' вытекаютиредельныеравенства аЙ О)-0, аа,"-о.
Программы равлсния, определяемые по текущей ориентации вектора аЙ'„'О), стоя ин ы и совпадают с априорными программам н (3,228), а консчныс .раметры движения ракеты совпадают с нх расчетными значениями. Замечание. Допущение (3228) о постоянстве апрпорных программ ~равления играет в приведенных рассуждениях существенную роль, так ~к именно оно обеспечивает совпадение времени окончания АУТ и печных параметров движения ракеты при наведении с их расчетными качениями. Далее это допущение будет преобразовано в требование >стоянства углов тангажа и рыскания в алгоритмах прогнозирования ~раметров движения ракеты иа АУТ. Перейдем ъ анализу наведения в условиях возмущенного полета, >крапив формулировки закона управления (3.235) н правила выработки эманды на отсечку тяги ДУ (3.236).
Основными возмущающими акторамн при полете ракеты на виеатмосферной части АУТ являются ссцентрнситст вектора тяги и отклонения модуля тяги от номинала, оставлявшие на твердотопливных ракетах величину порядка 5-! О эь. полне понятно, что управление, которое обеспечивает набор требуемого рирашеиия кажущейся скорости, рассчитанного для номинальных словий, не гарантирует решение задачи наведения при действии Зб5 возмущений. В часпюсти, момент отсечки тяги г„', определенный из условия (3.236), не совпадет с расчетным моментом г,е, вследствие чего параметры движения г ' н г," на момент г,' не будут соответствовать условиям попадания в цель, что привелет к промаху. Данный промах можно свести к достаточно чалой величине (теоретически к нулю), если в процессе полета ракеты на АУТ осуществлять периодический прогноз момента отсечки тяги с,' и параметров движения ракеты г",', к,' па момент ю,', прогнозировать ожидаемый промах по терминальным условиям наведения и корректировать конечную скорость ракеты так, чтобы компенсировать ожидаемый промах, сведя его к нулю.
Обозначим корректирующую поправку в конечную скорость а ~ Таким образом, после коррекции конечной скорости она становится равной требуемой скорости для параметров г„', ~,': ~„(г„',г.') = Р„'+д Р„. (3.237) Используем поправку д ~', для коррекции конечного значения кажущейся скорости: Й" 9') = Й'я+дР . (3.238) Тем самым будет скорректировано и требуемое приращение кажущейся скорости: ыР„'(~) = д~Р;(~)+дР,. (3.239) Дальнейшее управление полетом ракеты будем осуществлять в соответствии с выражениями (3.235) н (3.236), где вместо а В'„'(ю) следует использовать скорректированную величину а ~; (з).
Однако однократная коррекция конечной скорости лишь уменьшает прогнозируемый промах, но не сводит его к нулю. Причинами этого являются возмущения, действующие на оставшейся части АУТ, а также импульсный характер коррекции конечной кажущейся скорости, что приведет к отличию прогнозируемого момента отсечки тяги, определяемого условием а И'„(~) О.
от )„' н к отличиям конечных параметров движения ракеты ~х предыдущих значений, для которых рассчитывалась поправка рости д~'„. Для уменьшения промаха до приемлемой величины цедуру коррекции конечной скорости следует повторять в процессе ета ракеты на АУТ многократно с некоторым периодом Т.
Вследствие го метод наведения по своей алгоритмической сути приобретает актер процесса итеративного уточнения концевых параметров кения ракеты и момента отсечки тяги ДУ,при которых обеспсчивает~улевой прол~ах по терминальным условиям наведения, а алгоритмы ода имеют циклически повторяющуюся структуру.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
