Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 71
Текст из файла (страница 71)
По функциональному содержанию алгоритмы метода наведения био подразделить на две части, которые назовем «шшб рии «оррегпрш юнн1)ролс наведен«я. В контуре коррекции, функционирующем слически с периодом Т, проводятся расчеты по прогнозированию шмегров движения ракеты на прогнозируемый момент окончания 'Т и решается краевая задача по определению корректирующей зравки й Рс' в требуемое приращение кажущейся скорости (здесь/- чер цикла коррекции), Про цесспоследовательного уточнения конечной кажущейся скорости .оотаетственно,требуемого приращения кажущейся скорости выразим :дующими соотношениями; (3.240) к к ь ~ к к~l (3241) ЬИ; (1)= Ы', (г)+Ы; .1 = 1 2-- л.
Расчеты по прогнозированию параметров двиясения ракеты ключаются в интегрировании уравнений (3229) на интервале (сз Д, е г. — момент начала очередного цикла коррекции, г„- прогнозируе* ю ~й момент окончания АУТ. В качестве начальных условий приннмаютпараметры Р(г), $Щ, значения которых получаются ло информации навигационно-измерительной системы.
Интервал времени гм — (,, :тавшийся до конца АУТ, оценивается по величине требуемого наращения кажущейся скорости д Ф~" (з). Програмяшые значения углов шгажа и рыскания на интервале прогноза полагаются ностоянными равными своим значениям, найденным иа момент начала текущего жла коррекции по ориентации вектора а Й'„ш(г). Тем самым алгоритм икличсского прогнозирования движения ракеты на оставшейся части АУТ и коррекции конечной требуемой скорости замкнут контуром обратной связи по действительным пара метрам движения, что обеспечи. вает ко миеисациюдействующих возмущений и сходи ность итера ционно. го процесса уточнений концевых параметров движения ракеты к таким их значениям, при которых обеспечивается реализация заданных терминальных условий наведения с требуемой точностью.
В контуре наведения с малым периодом, кратным такту работы БЦВМ, производится расчет программных значений углов тангажа и рыскания по текущей ориентации вектора требуемого приращения кажущейся скорости а И'~(с). Параллельно с этим проверяется условие 1ь Й'," (г) 1 я с, при выполнении которого начинается выполнение команды на отсечку тяги ДУ и отделение ГЧ. В заключение остановимся на качественных показателях метода наведения. Рассмотрим методические ошибки метода н свойства его оптимальности. Методические ошибки определяются погрешностями прогнозирования параметров движения ракеты на момент окончания АУТ (назовем нх погрешностями прогноза АУТ) и погрешностями решения краевой задачи по уточнению конечной требуемой скорости (иазовем их погрешностями коррекции конечной скорости).
Погрешности прогноза АУТ определяются погрешностями модели гравиташюнного поля в уравнениях движения ракеты на АУТ, погрешностями метода численного интегрирования уравнений движения на интервале прогнозирования и влиянием возмущений. Ввиду циклической повторяемости процедуры прогноза АУТ с использованием действительных значений текущих параметров движения ракеты влияние перечисленных факторов проявляется лишь в течение иеболыпого интервала времени, непосредственно предшествующего отделению ГЧ, длительность которого не превышает продолжительности цикла коррекции Т.
При уменынении периода Тпогрешности прогноза уменьшаются и в пределе прн Т- О также стремятся к нулю. На практике величина Т ограничена снизу показателямн быстродействия применяемой БЦВМ и определяется временем, необходимым для проведения всех расчетов по прогнозированию движения ракеты и решения краевой задачи по уточнению конечной требуемой скорости в течениеодиогоциклакоррекции. Какпоказываютрезультагымодслирования, при Т= 1-2 с методические ошибки метода наведения, вызванные погрешностями прогноза АУТ и конечностью периода Т, оцениваются промахом отточки прицеливания величиной ие более нескольких метров.
Указанного периода Тдостаточно для реализации алгоритмов метола наведения с помощью БЦВМ умеренного быстродействия. (столическиеошибкиметоданаведения,опрелеляемыепогреш1юстяоррекции конечной скорости, непосредственно зависят от точности магических моделей движения ГЧ на ПУТ (в частности, от точности :ли гравитационного геолотенциала в уравнениях движения на .тлюсферной части ПУТ и от точности модели атмосферы в шениях движения на атмосферном участке ПУТ).
Кроме того, этн бкн зависят от точности применяемых методов численного :грирования уравнений движения. Ввиду отсутствия в методе дсния механизма компенсации названных погрешностей едннственспособом уменьшения этой части методических ошибок наведения ~ется повышение точности моделей движения ГЧ на ПУТ, Метод конечной требуемой скорости при его применении на .тмосферной части ПУТ квазиоптимален, так как реализует :кторин выведения, близкие к оптимальным по энергетическому терщо минимума расхода массы ракеты при пусках на заданную ность.
Действительно, в соответствии с правилом управления (3.235) шшальных условиях полета метод формирует постоянные програмуправления по углам тангажа и рыскания, которые близки к пмальным на завершающем этапе полета ракеты на АУТ(см. п. 3.22). сальных условиях полета прн действии возмущений программы авления, форыируечые методом наведения, не являются строго тояинымн; однако ввиду относительной малости возмущений нх ичия от постоянных программ незначительны.
Прн применении метода конечной требуемой скорости нв всем участке |едения, включая участок полета в атмосфере. формируемые им «граммы управления заметно отличаются от оптимальных. Кроме о, в этом случае возникает проблема учета многочисленных аничений на допустимые траектории выведения (см. л, 3.3,2). В связи :им метод наведения по конечной требумой скорости целесообразно вменять в сочетании с методом наведения по предварительно линым программам управления. Именно управление полетом первой торой ступеней ракеты осушествлять по прслварительно заданным эграммам, а к управлению по методу конечной требуемой скорости эехолить прн полете третьей ступени и ступени разведения. Отметим такке«что расчет данных полетного задания лля метода печной требуемой скорости сопоставим по обьему с функциональным годом наведения и сводится к определению установочного значения печной кажущейся скорости и'„'.
Олнако в отличие от функциональномстода, где требуется высокая точность расчета установочного ачсния функционала управления дальностью и других данных ПЗ, таиовочнос значение конечной кажущейся скорости может быть 369 определено приближенно с невысокой точностью, так как затем это значение многократно коррекперуется в процессе полета ракеты в рамках самого алгоритма наведения, 3.6.2.
Алгоритмы метода наведения Рассмотрим последовательно алгоритмы контура коррекции конечной кажущейся скорости и алгоритмы контура наведения. Лдгорнлемье контура коррекции Задачу расчета корректирующей поправки в значение конечной кажущейся скорости удобно подразделить на следующие частныезадачн; ° прогноз времени окончании АУТ; ° расчет параметров движения ракеты на прогнозируемый момент окончания АУТ; ° расчет прогнозируемых значений терминальных параметров изведения и определение их отклонений от своих заданных значений (определение иевязок терминальных условий наведения); ° расчет коррелтирующей поправки в значение конечной кажущейся скорости. Ввиду того что расчеты.
проводимые в каждом цикле коррекции, идентичны, рассмотрим алгоритмы этих расчетов применительно к пронзав иьномууэму циклу коррекции, начинающемуся в момент е„Далее длЯ УпРошениЯ обозначений индекс 'У'"опУстим и бУдем обозначать еу = Параметры движения ракеты на момеегг окончания АУТ выразим следующими соотношениями: Е = Есго г = гг(Е)+ ~Р©Ет, С ч )7. = )7Ее) ~Я.Я) Ет, с (3.242) 370 где е„„- время, оставшееся от текущего момента е до момента е„ окончания АУТ. Примем следующие допущения в алгоритмах прогноза АУТ: !. Вектор я гравитационного ускорения соответствует модели центрального гравитационного поля. Погрешность расчета параметров движения, вызванная этим допущением, уменьшается ло мере умеиьше- иа последующих циклах коррекции конечной скорости и, >вась пренебрежимо малой величиной иа последнем цикле екции, не приводит к сколько-нибудь заметно>( методической .шиости наведения.
Направление вектора тяги ДУ и, соответственно, вектора шегося ускорения й> неизменны на интервале цикла коррекции и является направлеииел> вектора требуемого приращения кажущейся >сти. определенной иа момент начала1-того цикла коррекции, т.е. явлением вектора ЬЙ~„(ь). Далее для упрощения обозначений гаел> ай',(>>) = аЙ'„. Эффективная скорость истечения газов из ракетного двигателя и„ гается известной> величиной, постоянной в течение всего времен>> та ракеты иа АУТ. Массовый секундный расход топлива >а гастся постоянным иа интервале цикла коррекции.
Обратны юиис читателя на то, что в последующих выкладках величина >а цательна. !з принятых допущений вытекают следующие выражения: Й'= ФР, Р = соим, лли, Ф(т) = — — ', >и(т) (3.243) (Ы44) учим следующее выражение для интервала времени > .,: >и(>„)-л>(с) и>(>) ~ ( Ь>г,1 ~0Ст >л 37! >л(т) = л>(>)+л>(т->), -О Р - орт вектора тяги Р; т - "ускоренное" время, используемое в .стае аргумента в алгоритмах прогноза АУТ.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
