Файл: Верба В.С. - Авиационные комплексы радиолокационного дозора и наведения (Системы мониторинга) - 2008.pdf

(8.8) 

необходимо найти требуемый сигнал управления jVr, оптимальный по миниму­
му функционала качества 

(8.9) 

В (8.7)-(8.9) (рг и φ

ΓΤ

 - бортовой пеленг цели и его требуемое значение; 

и - центрированные гауссовские возмущения, характеризующие флуктуа­
ции бортового пеленга и угловой скорости ω

Γ

 линии визирования; Д и Д -

дальность до цели и скорость сближения с ней; q

9

 и q

a

 - штрафы за точность 

управления; kj - штраф за величину сигнала управления  j

r

, под которым пони­

мается боковое ускорение ОУ. 

Следует отметить, что соотношение (8.8) является разновидностью клас­

сического кинематического уравнения [34] для случая, когда боковое ускоре­
ние цели равно нулю. Такая ситуация справедлива как для неподвижной цели, 
так и для малоподвижной цели, движущейся с постоянной скоростью. Смысл 
введенных обозначений поясняет рис. 8.7, где для горизонтальной плоскости в 
невращающейся земной системе координат показаны точки расположения цели 
Оц и объекта управления О

оу

; векторы требуемой У

оу

т и фактической V

oy

 ско­

ростей ЛА. Необходимо отметить, что при наличии ветра, направление и ско­
рость которого характеризуются вектором V

B

, полет к цели по прямой 0

о у

О

ц 

возможен в том случае, если требуемый бортовой пеленг фгт будет равен углу 
сноса φ

γ

. Вполне очевидно, что при полете ОУ к цели по линии О

оу

О

ц

 (под 

Рис. 8.7 

углом φ

ΓΤ

 = cp

y

 ) угловая скорость линии визирования будет равна нулю, т. е. 

ω

ΓΤ

 = 0. В такой ситуации текущий промах [29] 

• 

(8.10) 

где V

OT

 - модуль относительной скорости. Данное обстоятельство поясняет 

способность функционала (8.9) учитывать требования точности наведения. 

Поставив в соответствие (8.7)-(8.9) и (8.1), (8.2), (8.5), получим 

(8.11) 

Подставив (8.11) в (8.4), найдем закон изменения требуемого бокового ус­

корения ОУ: 

(8.12) 

Тогда алгоритм траекторного управления ЛА при наведении на наземную 

цель описывается соотношением 

(8.13) 

Метод командного наведения совместно с законом (8.12) может быть 

получен с учетом связи 

(8.14) 

между поперечным ускорением  j

r

, курсом ψ и собственной скоростью ОУ. 

Подставляя (8.14) в (8.12), получим 

(8.15) 

где 

(8.16) 

(8.17) 

Принимая во внимание, что требуемые значения курса ψ

τ

 передаются на 

ОУ достаточно редко с периодом Τ , преобразуем (8.15) в разностное уравне­
ние для дискретного времени: 

Отсюда следует, что требуемый курс  ψ

τ

, передаваемый на борт управ­

ляемого ЛА при командном наведении, определяется соотношением 

(8.18) 

Анализ (8.12), (8.18) позволяет сделать следующие заключения. 

Полученные методы наведения являются частным случаем метода после­

довательных упреждений (8.6) и отличаются от него нестационарным характе­
ром коэффициентов, учитывающих в требуемом законе наведения веса ошибок 
управления . При этом на больших расстояниях до цели, когда Д 

велика и закон (8.18) вырождается в разновидность прямого метода, 

называемую иногда путевым методом. Причем, чем меньше скорость Д, тем 

сильнее действие ветра и влияние ошибки на сигнал управления. При 

неизменной скорости полета значение весового коэффициента (8.16), учи­
тывающего влияние ошибки по углу остается неизменным. В то же 

время по мере уменьшения дальности Д возрастает влияние второго компо­

нента Κ

ω

 (8.17) сигнала управления. Это возрастание, обусловленное не толь­

ко увеличением ω

Γ

 с уменьшением дальности, но и увеличением весового 

множителя , становится особенно значительным на малых расстояниях 

до цели. Следовательно, в процессе полета по мере приближения к цели в зако­
не управления происходит перераспределение влияния ошибок управления от 

Фгт ~~ Фг

 на

 начальных участках в пользу ошибки по ω

Γ

 на конечных участках 

траектории, обеспечивающей минимизацию промаха (8.10). 

Синтезированный алгоритм наведения, реализуя минимум функционала 

качества (8.9), позволяет получить систему наведения, совместно наилучшую 
как по точности управления, так и по экономичности. 

Сигнал управления зависит не от абсолютных значений коэффициентов 

штрафов  ς

φ

, ς

ω

 и kj, а от их отношений , что существенно облегчает 

их выбор. Отношения должны быть такими, чтобы при максимально 

возможных значениях ошибок управления для минимальных 

значений и Д требуемые поперечные перегрузки не превышали допусти­

мые значения. 

В состав ИУС АК РЛДН, реализующей алгоритм управления (8.18), долж­

ны входить устройства формирования оценок дальности Д от ОУ до цели, ско­
рости Д его сближения с ней, требуемого угла упреждения φ

ΓΤ

, бортового пе­

ленга φ

Γ

, угловой скорости ω

Γ

 JIB с ОУ и скорости V

oy

 .ОУ. При этом оценки 

ф

г т

 могут принимать различные значения, определяемые режимами работы 

бортовых РЛС и типом используемого оружия. 

Необходимо отметить хорошее согласование метода командного наведе­

ния (8.18) с методом самонаведения (8.12), используемым на ОУ, что дает воз­
можность реализовать смешанное управление. Его суть состоит в том, что в 
промежутках между поступлениями команд управления 

бортовая РЛС ОУ включается на очень короткое время, достаточное для полу­

чения 2-3 тактов высокоточных измерений (десятые доли секунды), дающих 
возможность при использовании (8.12) скорректировать погрешности наведе­

ния, определяемые ошибками формирования требуемого курса  ψ

τ

. 

В заключение следует подчеркнуть, что расчет требуемого курса по 

(8.15)-(8.18) дает возможность передавать на борт ЛА не только значения 

ψ

τ

 (к), но и значения его производной . Это позволяет реализовать на 

борту управляемого ЛА формирование текущего требуемого курса по правилу 

(8.19) 

в котором 

Такой прием обеспечивает более высокую точность наведения ЛА, чем 

при использовании только дискретных значений ψ

τ

 (k), особенно при выклю­

ченной БРЛС наводимого объекта. 

8.3.2. Оптимизация алгоритмов наведения на малоразмерные 

наземные цели при использовании активного 

синтезирования апертуры антенны 

Одним из способов улучшения разрешающей способности РЛС ЛА, приме­

няемых при наведении на малоразмерные наземные цели (МНЦ), является ис­
пользование синтезирования апертуры (СА) антенны или доплеровского обуже-
ния луча [27]. Однако желаемый эффект улучшения линейного разрешения по 
азимуту при использовании СА или ДОЛ достигается лишь в том случае, если 
ЛА движется под достаточно большим углом к линии визирования МНЦ, в то 
время как для ее поражения линия пути ЛА должна совпадать с ЛВ. В связи с 
этим алгоритмы траекторного управления должны одновременно удовлетворять 
противоречивым требованиям к заданному линейному разрешению и линейному 
промаху. Такие алгоритмы должны обеспечивать полет ЛА по криволинейной 

траектории, при которой на начальном участке при полете под некоторым углом 
к ЛВ реализуется требуемое линейное разрешение по азимуту, а на конечном -
доворот, позволяющий получить высокоточное наведение на МНЦ. 

Необходимо отметить, что при полете по криволинейной траектории возрас­

тает расход энергии, затрачиваемой на управление ЛА, в связи с чем актуальной 

становится задача улучшения экономичности закона наведения. Удовлетворить 
противоречащим друг другу требованиям обеспечения высокой разрешающей 
способности, точности и экономичности наведения в условиях реальных ограни­
чений на располагаемые поперечные перегрузки при использовании традицион­
ных методов наведения [29] невозможно. Следует подчеркнуть, что поочередное 
эмпирическое использование на различных участках траектории различных мето­
дов наведения не позволяет получить приемлемых результатов из-за трудности 
определения момента перехода с одного закона на другой, возникновения значи­
тельных переходных процессов и сложности обеспечения экономичности. 

Весьма перспективным направлением синтеза сложных законов наведения, 

наилучших по противоречивым требованиям точности, разрешающей способно­
сти и экономичности, является использование математического аппарата СТОУ. 

Ниже будут использованы простейшие алгоритмы этой теории, рассмот­

ренные в п.8.1. Необходимо подчеркнуть, что в приложении к АК РЛДН проце­
дуры синтезирования могут использоваться в двух вариантах. Первый из них ос­

нован на использовании алгоритмов траекторного управления, обеспечивающих 
стабильное высокое разрешение на самом АК РЛДН. Целесообразность специ­
ального управления обусловлена тем, что при обычном переднебоковом обзоре 
интересующего участка местности с полетом по прямой линии изменяется ли­
нейное разрешение по азимуту, что приводит к ухудшению детальности радио­
локационного изображении. Второй вариант обеспечивает вывод наводимого ЛА 
на траекторию, при которой на нем после включения БРЛС обеспечивается син­
тезирование со стабильным линейным разрешением по азимуту. 

В связи с этим на первом этапе будет приведен алгоритм траекторного 

управления самолетом-носителем АК РЛДН, обеспечивающий на нем синтези­

рование апертуры с постоянным линейным разрешением, а на втором этапе - ал­
горитмы траекторного управления, обеспечивающие вывод наводимого ЛА на 

траекторию, при полете по которой на нем после включения БРЛС будет реали­
зован режим синтезирования с постоянным линейным разрешением по азимуту. 

Синтез выполняется при условии, что соблюдаются следующие допущения: 

1) известны значения требуемой линейной разрешающей способности по 

азимуту, длины волны и полосы пропускания доплеровского фильтра; 

2) наземная цель движется в произвольном направлении с постоянной 

скоростью, величина которой существенно меньше скорости полета самолета; 

3) известны диапазон располагаемых перегрузок ЛА, максимально до­

пустимая угловая скорость ω

Λ0Π

 линии визирования и минимально допустимый 

при синтезировании бортовой пеленг цели;