Страница:Кривицкий Б.Х. Справочник по радиоэлектронным системам. Том 2.djvu/236

Материал из РадиоВики - энциклопедии радио и электроники
Перейти к: навигация, поиск
Выкупить рекламный блок
Эта страница не была вычитана


§ 8-3]

СИСТЕМЫ КОМАНДНОГО УПРАВЛЕНИЯ

235

Если потребовать, чтобы угол е был постоянен в течение всего времени наведения и равен тому значению 8о> которое он имел к моменту начала параллельного сближения, то

(8-33)

Реализовать координаторы, которые определяют параметр рассогласования в соответствии с (8-33), сравнительно сложно. Поэтому переходят к приближенным уравнениям рассогласования. Они получаются на основе того, что наиболее высокие точности управления требуются при малых расстояниях, когда

Дальнейшее упрощение достигается заменой sin(e0—8Ц) и г на е0—ец и гц—гу.0 соответственно. В таких условиях

(8-34)

Из (8-34), которое характеризует приближенный трехточечный метод параллельного сближения, а также устанавливает параметры, подлежащие измерениям, и правила работы вычислителя, видно, что при стремлении разности гц—гу.0 к нулю метод параллельного сближения постепенно переходит в метод совмещения. Основные свойства трехточечного параллельного сближения практически те же, что и одноименного двухточечного метода.

Наряду с предельными возможны и промежуточные трехточечные методы наведения. Основная отличительная особенность таких методов сводится к тому, что угол 8it (рис. 8-17) должен монотонно умень- 'шаться вместе с г и становиться равным нулю при г=0, а для любых конечных значений г должно выполняться неравенство

Уменьшение г характеризуется соответствующим изменением гц—гу>0. Поэтому для промежуточных трехточечных методов наведения можно написать следующие уравнения рассогласования:

Здесь ДеПр -и hnр —параметры рассогласования в угловой и линейной мерах соответственно, причем ДеПр — угол между требуемым и действительным направлениями линии ПУ—УО; hnр — минимальное отклонение УО от заданного положения; СПр — коэффициент пропорциональности.

Выбирая СПр, можно найти сравнительно просто реализуемый метод наведения, близкий по своим свойствам к методу параллельного сближения.

Если на пункте управления формируются не параметры рассогласования, а заданные параметры движения УО, то возможна реализация тех же методов наведения УО, что и при самонаведении. Так, при наведении пилотируемых самолетов по командам с земли, можно реализовать метод погони, метод пропорционального наведения и т. д. Для наведения самолета по методу погони командная радиолиния управления служит для передачи на управляемый объект сигналов, которые характеризуют заданные направления вектора скорости УО в горизонтальной и вертикальной плоскостях, совпадающие с проекцией линии УО — цель на те же горизонтальную и вертикальную плоскости. Наряду с этим ПУ может передавать команды на самолет, характеризующие его требуемые курс фт и высоту

  1. т полета. В последнем случае уравнения

рассогласования имеют вид:

(8-35)

(8-36)

Здесь ф и Я — действительные курс и высота самолета, измеряемые его навигационно-пилотажными приборами.

Значения Ят и фт определяются задачами, решаемыми УО. Например, высота Ят истребителя-перехватчика ограничивается возможностями бортовой радиолокационной станции (БРЛС), с помощью которой реализуется самонаведение самолета.

Требуемый курс для истребителей-перехватчиков рассчитываетя исходя из того, чтобы перехват цели осуществлялся за минимально возможное время с учетом допустимых ракурсов атаки. Принципиально можно выделить два предельных метода наведения истребителя-перехватчика (ИП): без упреждения (метод погони) и с идеальным упреждением вектора скорости самолета относительно линии визирования, соединяющей цель и ИП (метод параллельного сближения). Кроме того, существуют промежуточные методы наведения.

Наряду с наведением по курсу и высоте требуется в ряде случаев управление различными объектами по скорости их движения и дальности. Задача об управлении скоростью движения сводится обычно к поддержанию близкой к нулю разности До== = от—о, где от и о— требуемое и фактическое значения скорости УО. При этом .стыковка двух космических кораблей требует равенства нулю к моменту стыковки не только До, но и о.

При управлении по дальности чаще всего возникает задача изменения опорной