Автор: Меркулов В.И. Канащенков А.И. Дрогалин В.В. Богачев А.С. Забелин И.В.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника радиолокация электроника радиотехника электротехника авиация радиоуправление
ISBN: 5-93108-036-8
Год: 2003
Похожие
Текст
O"It
\
1. Р YI1Р . ...
+
PAIJM КA
АВИАЦ OHHblE
С CTEMbl
РАД ОУПРАВЛЕН Я
ТОМ 2
Радиоэлектронные сие ем.
самонаведения
\
\
"
""' "
'"
,
,
,
..
..
'"
,
Авиационные системы
радиоупраВJlения
в З..х томах
Под редакцией
А. и. Канащенкова и В. и. Меркулова
Том 1
Принципы построения систем радиоуправления.
Основы синтеза и анализа
Том 2
Радиоэлектронные систеМbI самонаведения
ТомЗ
Системы командноrо радиоуправления.
Автономные и комбинироваННblе системы наведения
ТОМ 2
Радиоэлектронные
системы самонаведения
Москва, "Радиотехника", 2003
УДК 629.7.058.53
р 15
ББК 32.95
а:: )/ / ..r
I ' 1'.
(
Ссрия "АвиаЦИОIIIIЫС систсмы раДИОУllравлсния"
Редакционная коллеrия:
rлаВIIЫЙ рсдактор Д.Т.Н., проф. А. и. Кана[ценков
зам. rлаВllоrо редаk70ра к.т.н., проф. В. и. Меркулов
ЧЛСIIЫ рсдколлеrии: Д.Т.Н., проф. В. Н. Антипов; Д.Т.Н., проф. А. и. l1еров;
Д.Т.Н., проф. и. с. Рыжак; Д.Т.Н., проф. В. Н. Саблин; с.н.с., к.т.н. о. Ф. Самарин;
Д.Т.Н., проф. Б. 1..... Татарский
Мсркулов В.И., ДроrаЛИII В.В., KallaU{CIIKOB А.И., Боrачев А.С.,
ЗабелИl1 И.В., ЛСПИН В.Н., СамаРИII О.Ф., Сарычсв В.А., Соловьев
А.А., ТУРIIСЦКИЙ Л.С., Чернов В.С., ШУКЛIIII А.И.
Р 15 АвиаЦИОIIНЫС систсмы радllоуправления. Т. 2. РаДИОЭЛСКТРОJlllые
системы самонавеДСIIIIЯ! ПОД ред. А. и. Канащснкова и В. и. Меркулова.
М.: '-'Радиотехника", 2003. с.: ил.
ISBN 5 931 08 036 8
ИзложеllЫ ПРИНЦIlПЫ постросния и особенности ФункционироваllИЯ авиаци
ОIlНЫХ раДllоэлектронных СlIстем саМОllаведения и современные алl'ОрllТМЫ IIХ СИII
теза 11 аНaJlltЗi\, основанные lIа представлении процессов н систем в MHoroMepllOM
пространстве состояний, .
Д!IЯ IU1УЧllLJLt раБОl1lllllков 11 1IIIJ . / 'eHepotJ.., связаНllblХ с npoeKlIlllpOGalllle.\I II ЭКСl1луа
таЦllей Clu.:fl1eJ1I рад олqкаЦI 1 II jjadiJo'jhpqC:: f#.I it+ M() /(:e?1 быть 1I0.1еЗllа Ilpel10дa
ватеЛЯ.\I, aCI1Up{lIl1пaJ\llI Сfl1удеllта." радllоmеХНtI СКlIХ ф(l,I улыпетов ВУЗов.
. \ -, ';i: :;. . 7
,
; / ,
't a"
, '. ., ( , .'
- "-1. .;':/
УДК 629.7.058.53
р 15
ББК 32.95
ISBN 5 93108 036 8
f}6 i 10
(Q Авторы, 2003
Радиотсхника,оформленис,2003
оrЛАВЛЕНИЕ
Пред 11 с Л О В И С . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
rJlaBa 7. Методы lIавсдеllИЯ саМОJlётов и ракет
и аЛI'ОрИТМЫ TpaCKTopHoro упраВJlСНИЯ ИI\IИ . ....... ...... ....................... 12
7.1. Общие сведения о раДИОJлектронных системах
самонаведе н ия . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . .. . .. . . . . . . . . . . . . . . . ... . ... . . . . . . . . . .. . . .. . . . . . . . . . 12
7.2. Общая характеристика методов наведения
самолетов 1-1 ракет ................................................................. 13
7.3. Методы самонаведения саrvl0лётов и алrоритмы
TpaeKTopHoro управления ими .......... ............... .................... 15
7.3.1. Метод Ilрямоrо наведения при ручном управлснии .............. 15
7.3.2. Наведение в наивыrоднейшую упреждённую
точку встречи при ручном упра лении ................................... 18
7.3.3. АJlrоритмы директорноrо и автоматическоrо управления ... 22
7.4. Методы наведения ракет и алrоритмы
TpaeKTopHoro управления Иl\1И ............................................. 23
7.5. Оптимизация алrоритrvlОВ TpaeKTopHoro управления
самолётами и ракетами ........................................................ 30
7.5.1. Потенциальная точность самонаведсния .................................. 31
7.5.2. Оптимизация аJн'оритма наведения на ВОЗДУUJные цсли ......... 32
7.5.3. Оllтимизация аЛI'оритма наведения на наземные цели ........... 36
7.5.4. Оптимизация аЛI'оритма наведения на малоразмерные
наземныс цели при использовании аКТИВНОI'О
синтезирования аllертуры антенны ......................................... 40
7.5.5. Оптимизация аJlrоритми наведения на наземные цели
при использовании ПОJlуаКТИВНОI'О синтезирования
апертур ы а Нl'е н н ы ... . . . ... . ... .. .. .. . ...... . ... .. .... . .. . .. . ...... . . . . .. . . . . . . . . . .. ... 47
rJlaBa 8. ПРИIIЦИI1Ы построеНИJI .. осоБСНIIОСТИ
ФУIlКЦИОlIироваllllSI ИНфОРl\lаЦИОНIIО"ВЫЧИСЛИТСЛЬИЫХ систсм 55
8.1. Особенности построения и (рункционирования ИВС
мноrоФункциональноrо самолёта ................ .............. ......... 55
8.2. Особенности построения и (рункционирования ИВС
ра кет «воздух воздух» .. . . . . . .. . ... . . ... ... .... . . . .. .. .. . . . . . . .. . . . . . .. . . . . . . . . 63
8.3. Особенности построения и (рункционирования ив с
противокорабельных ракет .................................................. 71
8.4. Тенденции развития ИВС боевых самолетов ..................... 85
8.4.1. Тенденции развития иве зарубежных самолетов ................... 85
3
8.4.2. Структурная схема ИВС самолета F 35 .................................... 91
8.5. Методика оценки чувствительности ИВС к точности
используемых измерителей ................................................. 93
8.6. Чувствительность ИВС самолёта к точности
измерителей при самонаведении в наивыrоднейшую
точку встреt.IИ ....................................................................... 96
8.7. Чувствительность ИВС ракеты «B B» к точности
измерителей при использовании метода
пропорциональноrо наведения .......................................... 99
8.8. Чувствительность ИВС ЛА к точности измерителей
при оптимальном наведении на воздушную
м а н е в р и р у ю Щ у ю цел ь ....................................................... 1 О 1
8.9. Чувствительность ИВС ЛА к точности измерителей
при оптимальном наведении на наземные цели ............. 103
8.10. Чувствительность ИВС ракеты к точности
измерителей при ее наведении на наземные цели
в режиме синтезирования апертуры антенны ................ 106
rлава 9. ПРИIIЦИIIЫ построения бортовой ВЫЧИСJlительной
си c'reM ы .................................................................................................... 112
9.1 Структурная схема БВС ......................................................... 112
9.2. Технолоrия открытых систем .............................................. 114
9.3. Вычислительные средства дЛЯ БВС .................................... 115
9.3.1. Архитектура и структурная орrанизация
выч ислител ьн ых средств .... .......... ........... ...................... ..... .... 115
9.3.2. Универсальные м ИКРОllроцессоры ....... ................................... 121
9.3.3. Микропроцессоры для цифровой обработки сиrналов ..........125
9.3.4. Баланс производительности компонентов .............................. 129
9.3.5. Параллелизм процессов обработки информации
в вычислительных системах .................................................. 132
9.3.6. Коммуникационная сеть в параллельных
вы ЧИСJ1 итель н ых системах ....................................... .............. 138
9.4. Производительность микропроцессоров ............................ 143
9.4.1. Пиковая и реальная производительности ............................... 143
9.4.2. Измерение рсальной производительности
м и кро n ро 11е с с о р а ....................................................................... 144
9.4.3. ПроизводитеJlЬНОСТЬ мультипроцессоров ............................... 146
9.5. Бортовые вычислительные системы .................................... 148
9.5.1. Стандартный интерфейс ........................................................... 149
9.5.2. МаrистраЛЬНО"МОДУJlьная архитектура компьютера ............. 151
9.5.3. Сетевые интерфейсы ................................40............................... 154
9.6. Отечест енные базовые средства вычислительной техники. 160
9.7. Проrраммное обеспечение ................................................... 164
9.7.1. Системное npol'paMMHoc обеспеченис .................................... 164
9.7.2. Функциональное I1pol paMMHoe обеспсчение .......................... 167
9.8. Краткие комментарии ........................................................... 173
rJlaBa 10. ИзмеритеJlИ даJlЬНОСТИ и се ПрОИЗВОДIfЫХ
в режиме сопровождения одной цеJIИ .............................................. 175
10.1. Принципы построения измерителей дальности
и с к о ро сти . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1 75
10.2. Классификация измерителей дальности и ее производных 178
10.3. Измеритель дальности и скорости БР ЛС
при I(вазинепрерывном сиrнале подсвета цели ............... 180
10.4. Измеритель скорости и ускорения БРЛС
при квазинепрерывном сиrнале подсвета цели ............... 187
10.5. Измеритель скорости и ускорения prc
при непрерывном сиrнале поде вета цели ........................ 190
10.6. Мноrоконтурный измеритель дальности
и ее производных снезависимым оцениванием
скорости сближения ........................................................... 193
10.6.1. Мноrоконтурный измеритель дальности
и её производных с измерением времени заllаздывания
отражённых сиrнаJlОВ ............................................................ 196
10.6.2. Мноrоконтурный измеритель скорости
и её производных с измерением доплеровской частоты .... 219
rлава 11. Измерители уrлов и уrловых скоростсй JlИПИИ
визироваllИЯ в режиме сопровождения ОДIIОЙ ЦСJlИ ...................... 214
11.1. Принципы построения и классификация уrломеров ....... 214
11.1.1. УI ЛОМСР с позиционной коррекцией и индикаторной
Сl'абилизацией ....................................................................... 216
11.1.2. У rломер со скоростной коррекцией и индикаторной
С'I'аБИJI"lзацисй ....................................................................... 219
11.1.3. YrJlOMep с позиционной коррекцией и СИJIОВОЙ
c'ra б ил иза цис й . . . . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . . .. . .. . . . .. . . . ... . . . . . . . . . . . . . . . . 220
11.2. Уrломер БРЛС при I(вазинепрерывном сиrнале
п о Д с в ет а цел и ..................................................................... 22 1
11.3. Уrломер prc при непрерывном сиrнале подсвета
5
ц ел и ............................. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 228
11.4. Уrломер пассивной prc ................................................... 233
11.5. Квазиоптимальный уrломер для сопровождения
интенсивно маневрирующих целей ................................. 238
11.5.1. Выбор и обоснование исходных моделей ............:................ 239
11.5.2. Синтез оптимальноrо реryлятора .......................................... 242
11.5.3. Выбор коэффициентов штрафов функционала
к а ч е ст в а . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 243
11.5.4. Синтез квазиоптимальноrо фильтра ...................................... 247
11.5.5. Структурная схема уrломера ................................................. 251
rлава 12. Обнаруженис маневров цели и адаптация
к ним фильтров автосопровождеllИЯ ............................................... 257
12.1. Алrоритмы обнаружения маневров цели, основанные
на анализе обновляющеrо процесс а ............................... 259
12.2. Фильтр уrломера с обнаружением манёвра
по обновляющему процессу и коррекцией
ко)(р(рициентов усиления не вязки .................................. 262
12.3. Фильтр дальномера с обнаружением маневра
и оптимальной коррекцией проrноза ............................. 267
12.4. Фильтр уrломера с обнаружением маневра
по результатам идентификации параметров
модели состояния ............................................................. 270
rлава 13. Оптимизация обработки информации
в информаЦИОlllfо..вычислительной системе при Оllределении
координат и параметров движения воздушных цслей ................. 276
13.1. Модели движения воздушных целей ................................ 276
13.1.1. Модель движения воздушной цели
в траекторной системе координат ....................................... 278
13.1.2. Модель движения воздушной цели
в антенной системе координат ............................................ 287
13.2. Постановка задачи синтеза субоптимальноrо
алrоритма обработки информации при определении
параметров движения воздушной цели .......................... 290
13.3. Синтез субоптимальноrо алrоритма обработки
информации при определении параметров движения
воздуш н о й цели ................................................................ 294
rлава 14. Автоматичсское сопровождение ЦСJIСЙ
6
в режиме обзора ................................................................................... 299
14.1. Особенности функционирования РЭСУ
при автоматическом сопровождении целей
в режиме обзора ................................................................. 300
14.2. Завяз I( а тра е кто р ий. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . .. 3 О 3
14.3. ИдеНТИфИI(ация результатов измерений ........................... 306
14.3.1. Идентификация с сопоставлением в стробах
01'ож)(еСТВJIСН ия ................ .......... .......... .... ................. ............ 307
14.3.2. Идентификация с оцениванием параметров
исходных МОl елсй ................................................................ 310
14.4. Алrоритмы АСЦРО с идентификацией измерений
в стробах отождествления и a , фильтрацией ............ 311
14.5. Алrоритмы АСЦРО с бесстробовой идентификацией
измерений по модели состояния и аналоrо дискретной
фильтрацией ......................................................................... 317
14.5.1. Выбор и обоснование исходных моделей ............................. 318
14.5.2. Алrоритмы оптимальноrо оценивания
сопровождаемых траекторий ............................................... 321
14.5.3. Идентификация измерений по модели состояния ............. 323
14.6. Автоматическое сопровождение целей
при использовании проrраммируемоrо обзора .............. 327
r лава 15. ДИllаМИI.JССI(ИС структурные схсмы раДИОЭJIСКТРОllllЫХ
СИС'I'СМ саМОllаВСДСllllЯ ......................................................................... 331
15.1. Уравнения объектов управления ....................................... 33
15.2. Уравнения управляющих систем ....................................... 335
15.3. Уравнения информационно вычислительных систем ..... 339
15.4. Динамическая структурная схема контура
самонаведения самолёта по курсу
в наивыrоднейшую упреждённую точку встречи .......... 341
15.5. Динамическая структурная схема контура
самонаведения ракеты при использовании метода
пропорциональноrо наведения ....... ............ ............. ........ 344
r лава 16. ТаКТИКО..ТСХIIИl.Jсские ПОI(азатсли раДИОЭЛСКТРОlIlIЫХ
си CTCl\. са м о 11 а ВСД с 11 И Я ......................................................................... 347
16.1. Дальность действия ............................................................. 347
16.2. Разрешающая способность .................................................. 352
16.3. Устойчивость систем самонаведения ................................ 354
7
16.3.1. Устойчивость системы самонаведения самолета
по курсу в наивьн'однейшую упрежденную
то ч ку встр еч и . . .. . ..... . . . .. ... .... . .. .. .. ...... .. ... . . .. .. . . .... .. .. .. . . .. .. . . .... .. 355
16.3.2. Устойчивость контура самонаведения ракеты
при использовании метода пропорциональноrо
наведе н и я ............................................................................... 359
16.3.3. Устойчивость контура самонаведения ракет «B B»
с полуактивной prc и прерывистым сиrналом
п од с вета . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. 3 6 1
16.4. Точность систем самонаведения ........................................ 367
16.4.1. Динамические ошибки системы самонаведения
самолета по курсу в наивыrоднейшую упрежденную
то ч к у в с тр е ч и . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3 67
16.4.2. Флуктуационные ошибки системы самонаведения
самолета по курсу в наивыrоднейшую упрежденную
точку встреч и .... ....... ..... ..... ............. .... ....... .... ......... .............. 368
16.4.3. Динамические Оlllибки системы управления ракетой
при ее пропорциональном самонаведении ......................... 370
16.4.4. Флуктуационные ошибки системы управления ракетой
при ее пропорциональном самонаведении ......................... 371
16.4.5. Динамические ошибки системы самонаведения
ракеты «B B» с полуактивной prc
при прерывистом спц .. ....................................................... 374
16.4.6. Флуктуационные ошибки системы самонаведения
ракеты «B B» с полуактивной rrc
при преры вистом спц.. ............ ........ ...... ........... .... ......... .... 377
Перечень сокращений ........................................................................... 380
Литература . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 385
8
ПРЕДИСЛОВИЕ
Уважаемый читатель! Вашему вниманию предлаraется второй том
трехтомной моноrpафии «Авиационные системы радиоуправления», яв
ляющийся вторым переработанным и дополненным изданием книrи с
аналоrичным названием, которая была выпущена в свет в 1998 r.
За rоды, прошедшие после выпуска первоrо издания были обоб
щены и подrотовлены к изданию новые материалы, часть из которых
была написана по просьбе читателей.
В т. 2 книrи поставлена дать читателям определенный объем зна
ний по теории построения, тактико техническим показателям и основам
применения авиационных радиоэлектронных систем самонаведения
(РЭССН). Ero содержание способствует уяснению роли и места радио
электронных измерителей в системах самонаведения самолетов и ракет
различноrо назначения.
Спецификой книrи является то, что изложение в ней ведется на
двух уровнях. Первый отражает современное состояние РЭССН, а
второй перспективные алrоритмы, синтезированные на основе MaTe
матическоrо аппарата стохастической теории оптимальноrо управления
(СТОУ), в том числе с использованием процедур фильтрации и пара
метрической идентиq)икации. При обсуждении оптимальных, в том или
ином смысле, алrоритмов функционирования РЭССН большое внима
ние уделено конкретным методам синтеза и анализа на основе пред
ставлен ия процессов и систем в MHoroMepHoM пространстве состояний.
При этом определенное внимание в книrе уделено приемам упрощения
трудоемких процедур синтеза и анализа оптимальных систем.
Изложение материала осуществляется на основе системноrо под
хода к вопросам синтеза и анализа радиоэлектронных измерителей с
учетом их взаимодействия с датчиками друrой физической природы,
вооружением и летательными аппаратами, как объектами управления.
Во втором томе книrи рассматриваются современные и перспеI(
тивные методы самонаведения самолетов и ракет, алrоритмы функцио
нирования радиолокационных измерителей, осуществляющих инq)ор
мационное обеспечение этих методов, и алrоритмы формирования сиr
налов управления наводимыми объектами. При этом оптимальные и
квазиоптимальные алrоритмы функционирования РЭССН и их COCTaB
9
ных частей синтезируются и анализируются на основе математическоrо
аппарата СТОУ, paccMoTpeHHoro в первом томе. Основное внимание в
книrе уделено синтезу перспективных алrоритмов TpaeKTopHoro управ
ления самолетами и ракетами, а также MHoroKoHTypHbIX и адаптивных
радиолокационных измерителей, позволяющих обеспечить высокие по
казатели точности, быстродействия и устойчивости сопровождения ин
тенсивно маневрирующих объектов в режимах непрерывной пеленrа
ции и одновременноrо сопровождения нескольких целей.
По сравнению с первой редакцией в моноrра(рию добавлен MaTe
риал по синтезу оптимальных методов наведения самолетов и ракет на
наземные объекты в системах с активным и полуактивным синтезиро
ванием апертуры антенны и их чувствительности к точности исполь
зуемых измерителей. Кроме Toro, добавлен материал по принципам по
строения и особенностям функционирования информационно вычис
лительных систем авиационных противокорабельных ракет и анализу
контуров управления ракет «воздух воздух» с полуактивными rоловка
ми самонаведения при использовании прерывистых сиrналов подсвета
цели.
В состав BToporo тома книrи включены две новых rлавы. В одной
из них рассматриваются вопросы оптимизации процедур обработки ин
формации при определении фазовых координат абсолютноrо движения
воздушных целей, в друrой особенности построения и (рункциониро
вания бортовых вычислительных систем. Кроме Toro, в отдельную rла
ву выделены материалы по обнару)кению маневров целей и адаптации к
ним следящих радиолокационных измерителей.
Книrа написана на основе материалов открытой отечественной и
зарубежной литературы и исследований авторов. Используемый MaTe
матический аппарат и объем знаний по радиоэлектронике, необходимый
для понимания содержания книrи, не выходят за пределы проrрамм pa
диотехнических ВУЗов.
Моноrрафия рассчитана на научных работников и инженеров,
связанных с проектированием и эксплуатацией систем радиолокации и
радиоуправления. Она будет полезна преподавателям, аспирантам и
студентам авиационных и радиотехнических ВУЗов. Перечень приня
тых сокращений, а также список литературы приводятся в конце книrи.
Ссылки на формулы и рисунки, начинающиеся с цифр 1 7 COOTBeTCTBY
ют rлавам первоrо тома моноrрафии.
Труд по написанию книrи распределился среди авторов следую
щим образом: предисловие, ** 8.1, 8.4, ] 1.1 11.3, 14.1 14.4 и 16.1 напи
саны А.И. Канащенковым; * 7.4, 7.5, 8.8, 8.9, 10.2 10.4, п. 10.6.1,
* 11.5, rлава 12, ** 14.5, 14.6, 15.1 15.3, 15.5, 16.2, п.п. 16.4.3 и 16.4.4
10
В.И. Меркуловым; ** 7.3, 8.7, п.п. 10.6.2, 16.3.2 и 16.4.4 ..... В.В. Дроrа
линым; rлава 13 А.С. Боrачевым; ** 7.1, 7.2, 8.5, 8.6 и 10.1
В.Н. Лепиным * 9.], 9.2, 9.4 и 9.5 А.А. Соловьевым; 9.7
О.Ф. Самариным; 9.3, 9.6 и 9.8 совместно А.А. Соловьевым и
О.Ф. Самариным; * 10.5,11.4,15.4, п.п. 16.3.1,16.3.3,16.4.1,16.4.5 и
16.4.6 В.С. Черновым; 8.3 совместно В.А. Сарычевым и Л.С. Typ
нецким; * 8.1 О ..... совместно И.В. Забелиным и А.И. Шуклиным.
r ЛАВА 7. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ САМОЛЁТОВ
И РАКЕТ И Алrоритмы TPAEKTOPHOrO
УПРАВЛЕНИЯ ИМИ
7.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАДИОЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМАХ
САМОНАВЕДЕНИЯ
Как самостоятельный вид радиозлектронные системы caMOHaBe
дения (ССН) применяются для управления пилотируемыми летатель
ными аппаратами (ЛА) на зтапе БЛI,пкнеrо наведения, а также для HaBe
дения ракет «воздух воздух» (<<B B») и '«воздух поверхность» (<<в п»)
малой и средней дальности действия. Кроме Toro, ССН используются
как составные части (подсистемы) комбинированных систем наведения,
особенно на конечных участках траектории.
Структурные схемы радиозлектронных ССН самолетов и ракет co
ответствуют схемам, приведенным на рис. 1.1 и 1.2. Отличие от дрyrих ви
дов систем лишь в составе ИВС. В частности, самолетная система мо)кет
включать теплопеленrатор (ТП) и бортовую радиолокационную систему
(БРЛС), а ин(рормационно вычислительная система (ИВС) ракеты rолов
ку самонаведения. При этом выделяют системы с радиолокационными ro
ловка ми самонаведения (prC), тепловыми (TrC), лазерными (лrс) и теле
визионными rоловками самонаведения (TBrC).
Напомним (см. 1.3), что системы самонаведения самолетов MO
rYT работать в трех режимах: автоматическом, полуавтоматическом (ди
ректорном) и ручном, в то время как ракетные ССН только в aBTOMa
тическом. Состав измеряемых (оцениваемых) qJазовых координат, а co
ответственно состав измерителей ИВС самолетов и ракет определяются
методами самонаведения и алrоритмами TpaeKTopHoro управления.
7.2. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА МЕТОДОВ НАВЕДЕНИЯ
САМОЛЁТОВ И РАКЕТ
Под лtе/11()()ОJ\1 I/аведеl/ия 1l0llu.маеl11СЯ заКО1/ (jJОр.lнироваllllЯ /11pe
6уеJ\lОЙ qJазовой 171paeK1710pllll, наведение /10 КОlпороLl 1l0зволuпl nораЗl/171Ь
LJe.r/lJ. Фазовые координаты требуемоrо движения находят путем преоб
разования фазовых координат относительноrо и аБСОJlютноrо движения
цели 11 объекта управления. Правило фОрJ\ltlроваllUЯ УnjJавЛЯ10u/их Cи2l/a
12
лов, UЛlеflуеЛIЫХ lпaK /ce l1apa.JllenlpaAIU раСС02ласованuя, 110 K01710pO.J\IY
определяеlпся llеСОО171ветсп1вие pe('UlbIlblX (разовых коорди1lат Xyi объек
lпа управления "(ОУ) их требуеЛ'lblАt ЗllачеflUЯЛl XTi (i = l,r), 1lазываеlпся
аЛ20риn1.J1'10.J1l траектОрН020 управлеll11Я. Для самолетов параметры pac
соrласования обычно формируются по правилу
i = Х yi xTi '
(7.1 )
а для ракет
i = xTi xyi '
(
(7.2)
rде i = l,r число управляющих сиrналов. Чаще Bcero i (i==I,2) форми
руются для двух взаимно ортоrональных плоскостей управления, в KO
торых размещаются рулевые opraHbI.
В общем случае, метод наведения должен обеспечивать: мини
мум времени наведения; максимальную дальность действия радиоэлек
тронной системы управления (РЭСУ); минимальные MrHoBeHHbIe пере
rрузки ОУ; минимальный расход энерrии управляющих сиrналов; прак
тическую реализуемость; инвариантность РЭСУ к условиям примене
ния; сопряжение с методами, используемыми РЭСУ на предыдущих
этапах выполнения боевой задачи; сопряжение с методами наведения
(прицеливания) используемоrо ружия.
Для выполнения первых четырех требований траектория HaBeдe
ния должна быть как можно более прямолинейной. Практическая реали
зуемость подразумевает возможность формирования оценок всех необ
ходимых фазовых координат относительноrо и абсолютноrо движения
цели и ОУ при существующих датчиках ИНфОР1\1ации (измерителях), pe
альных объемах памяти, быстродействии и разрядности бортовых BЫ
числителей и реальных расходах энерrии на управление ЛА. Инвари
антность предусматривает наведение во всем требуемом диапазоне
дальностей, скоростей и высот независимо от наличия и скорости ветра
и направл'ения (ракурса) перехвата.
Используемые методы самонаведения самолетов должны обеспе
чивать работоспособность РЭСУ при переходе от этапа дальнеrо HaBe
дения к ближнему и учитывать вид оружия, особенности ero приrvlене
ния и наведения. Например, если антенна prc или приемник ОПТ01лек
тронных систем TrC неподви)кны, то истребитель ну)кно наводить так,
чтобы в любой момент времени продольная ось ракеты, совпадающая с
направлением продольной оси самолета, была направлена на цель. Me
тоды, реализующие такое наведение, называются ПрЯ1\1ЫМИ или MeToдa
ми поrони. Если чувствительные эле1\1енты ракеты (антенна prC) спо
13
собны поворачиваться, то можно реализовать наведение в упре)l(деННУIО
точку встречи. Обычно пространственный уrол упре)l{Дения представ
ляют в виде двух компонент q,yr И qBT В rоризонтальной и вертикальной
плоскостях.
Пример TaKoro наведения в rоризонтальной плоскости показан на
рис. 7.1, rде О\: и 01{ точки расположения самолета и цели в rоризон
талъной плоскости, У\: и У н co
"
" /" О T ответственно векторы скорости
" " самолета и цели. По отношению
к линии визирования О\:Оц, (рик
сируемой уrломером БР ЛС, ca
молет должен двиrаться ПОД yr
лом qrт, обеспечивающим пере
сечение линий пути цели OltOyr И
самолета O\:Oyr в упре)l(денной
точке встречи Оут.
ПРI1 использовании неуп
равляемых ракет и стрелково пу
шечноrо ВООРУ)l(ения самолет
также ДОЛ)l(ен наводиJ'ЬСЯ в уп
режденную точку встречи. В
этом случае при определении yr
ла упреждения самолета qBT в
вертикальной плоскости необхо
ДИ 10 учитывать дополнительное
снижение ракеты или снаряда
под действием силы ТЯ)l(ести.
Методы наведения бомбардиров
щиков ракетоносцев обусловле
ны маневренными свойствами
ракет «В П». Если paI(eтb! мало
маневренные, то самолет ДОЛ)l(ен
наводиться непосредственно на цель, используя ту или иную разновид
ность прямоrо метода. При этом наведение осуществляется только по
курсу, а высота полета выдерживается постоянной. Следует отметить,
что при этом СНИ)J(ается безопасность выхода самолета из атаки. При
использовании высокоманевренных ракет «В П» самолет MO)l(eT пус
кать ракету уже на этапе отворота от цели под некоторым уrлом <рц к
ней. Пример траекторий самолета и ракеты в rоризонтальной ПЛОСI(ОСТИ
для такой ситуации приведен на рис. 7.2, rде сплошная линия отобра)l(а
ет траекторию самолета, а штриховая траекторию ракеты «в п».
рсн
Оц
,.,
/"
"
J'
"
J'
"
у с
ОС
Рис. 7.1
Оц
f
)
J
i
I
I
I
--.....
ОС
Рис. 7.2
14
Необходимо отметить, что при пуске ракет с полуактивными prc
маневр самолета носителя оrраничен диапазоном уrлов, в пределах KO
Toporo еще возможен подсвет цели сиrналами БРЛС самолета. Ракеты с
активными и пассивными prc не оrраничивают маневры самолета по
еле пуска ракет.
При наведении ракет «B B» на движущиеся воздушные цели в за
висимости от условий применения MorYT использоваться как прямые
методы, так и методы наведения в упрежденную точку встречи, а для
ракет «в п», как правило, различные моди(рикации прямоrо метода.
7.3. МЕТОДЫ САМОНАВЕДЕНИЯ САМОЛЁТОВ
И Алrоритмы ТР AEKTOPHOrO УПРАВЛЕНИЯ ИМИ
7.3.1. МЕТОД ПРЯl\'lоrо НАВЕДЕНИЯ ПРИ РУЧНОМ УПРЛВЛЕНИfl
CYl11b A1el110aa I1рЯАlО20 //аведения сосп10иm в lпол/, Чl11U прuдольная
ось саАlолеmа ОсХс дОЛ:J/с//а все вреЛIЯ сuвЛlеlЦQП1ЬСЯ с lIаправлеflllеJ11 //а
цель ОсОц (рис. 7.3). Следовательно, Tpe
буемые значения бортовых пеленrов <Pf'r И
<РВТ цели в rоризонтальной и вертикальной
плоскостях дол)кны быть равными нулю:
<РП' = <Рвт = О . (7.3)
Поскольку именно так преследуют
свои жертвы некоторые виды хищных жи
вотных, то этот метод иноrда называется
методом поrони.
В соответствии с (7.1) алrоритмы
TpaeKTopHoro управления nHr И пнв В rори ОС
зонтальной и вертикальной плоскостях при.
ручном управлении (рормируются путем
сравнения текущих бортовых пеленrов <PI" и <Ро с их требуемыми значе
ниями (7.3):
IJ Н r = <Р r <Р rт = <Р r ; 1)1 IВ = <р в <р вт = <р в . (7.4 )
Смысл формирования параметра рассоrласования в rоризонталь
ной плоскости поясняет рис. 7.3. При ручном управлении уrлы <PI' и <РВ
отображаются на индикаторе БРЛС по правилу:
иr = Кид'пнr = Ки<Рr;
ив = КИ ПlШ = Ки<Рu,
rде КВ коэ(l)(рициент пропорциональности, зависящий от размеров ин
дикатора и ero чувствительности. Один из возможных способов OTO
ХС
Оц
I
I
I
I..P ,
r...
\/
Рис. 7.3
(7.5)
15
бра>I<ения ошибок наведения (7.5) на ин
дикаторе типа азимут уrол места пока
зан на рис. 7.4, на I<OTOPOM центр пере
I<рестия соответствует продольной оси
самолета; значения IШ И ИI" определяют
ся расстояниями от центра перекрестия
до проекций центра Kpyra на COOTBeTCT
вующие оси, а радиус I<pyra хараl(теризу
ет допустимую ошиБI<У пилотирования.
Воспринимая IIB и lIr, летчик должен
управлять самолетом Tal<, чтобы пере
крестие не выходило за пределы l<pyra.
ПреиМУUlеС111вОJ\t Аlеп10да прЯJНО20 наведения явЛЯlотся е20 и1lвa
pиa1lnllI0CI11l> к даЛЬ1l0спlИ llаведе1lия и высоп1е полепlа цели и CaAIOJlen1a,
а nlaK /ce простота ивс, 110СКОЛЫ(У для реализации эmО20 Jнепl0да Ilеоб
ходUАlО UAtel11b п10ЛЫ(О YZJlo..Hep, иЗА1еРЯ10UfUЙ БОРn10вые пелеll2U <р," U <Рв.
Следует отметить, что метод обеспечивает высокоточное HaBeдe
ние лишь на неподвижные (наземные) цели при отсутствии БОI<овоrо
ветра. В такой ситуации он rарантирует управление самолетом праl<ТИ
чеСI<И по прямолинейной траектории при всех ракурсах. Однако при Ha
личии боковоrо ветра траектория самолета будет ИСI<РИВЛЯТЬСЯ за счет
ero сноса. Причина искривления поясняется рис. 7.5, на котором: V B
вектор скорости ветра; точки ОсО, Ocl, Ос2... И оси ОсОХсО, OcIXcl... пока
зываlОТ текущие положения самолета и направление ero продольной оси
в моменты времени tO<t l <t 2 при идеальном наведении. Вполне очевидно,
что кривизна траектории будет тем больше, чем меньше скорость caMO
лета и больше скорость ветра.
Оц f
/'1
I I 1
/ I
"1 I
1, Х С2
B "," / 1-
/ I \
/ '
/ I / О
Х со /" J / " / " -- С2
z О
С1
Оса
бив
@
I
иr
Рис. 7.4
Рис. 7.5
16
/ \/ц
Оц
I
У С
Хс
ОС
Рис. 7.6
При наведении на движущиеся воздушные цели прямой метод
обеспечивает, в общем случае, полет самолета по криволинейной TpaeK
тории (кривой поrони). Причиной искривления является тот факт, что
MrHoBeHHoe направление взаимноrо перемещения цели и самолета, оп
ределяемое направлением вектора относительной скорости, в основном
не совпадает с направлением на цель (рис. 7.6).
Если перехват цели осуществляется из задней полусферы (ЗПС),
то J(ривизна траектории будет незначительной и самолет СМО)l(ет выпол
нять маневры преследования с допустимыми поперечными переrрузка
ми. Если )I(е перехват выполняется из передней полусферы (ППС)
(рис. 7.7), то на конечном участке траектории самолет все равно должен
быть выведен в ЗПС. При этом кривизна траектории МО)l(ет потребо
ваться настолы(о большой, что выполнить такой разворот в допустимом
диапазоне поперечных переrрузок неВОЗМО)l(НО. В результате либо будут
иметь место недопустимо большие ошибки наведения, либо самолет
разрушится при движении по заданной траектории, отмеченной на
рис. 7.7 точками ОсО ...Ос4. Точки Оцо...Оц4 указывают ПОЛО)l(ение цели в
те моменты времени, коrда самолет находится в ТОЧI(ах Осо...Ос4. HaBe
дение по криволинейной траектории приводит к уменьшению дальности
действия РЭСУ и увеличению времени наведения. Последнее предопре
деляет увеличение вероятности срыва наведения за счёт противодейст
вия противника. Однако наиболее значимым недостатком Me Toдa пря
Moro наведения является оrраничение направлений перехвата движу
щихся целей только задней полусферой.
Оца 'у' ОЦ1
Ц
... )
.....
....
....
.....
.....
.....
.....
.....
ОЦ2 Оцз ОЦ4
,.. ...
....
....
....
....
....
....
....
.....
.....
ос; .....
х
С1 ОС1
Оса
Рис. 7.7
На практике также используются и разновидности метода ПрЯf\.IО
ro наведения: флюrерный и путевой. Прu qJЛIО2ерllОАt J1tеп10де с llaI11}aB
леlluеАt па цель совАtеu/аеп1СЯ e'n:rtMfJ. " lI/ J)/1 CKQj)()4JDU са.l\tоле/1'lа,
простра 1/ствешюе пОЛО;JICеllllе О'J!,, f. ii;; J.;;иiдO'ihji'jirlМ СЯ от оложе
fl' J :,' . .; ,.. . il r"
. , (
r : 17
, () I Ц. .\
lULЯ продолыlйй оси ЛА. При пуmевол, J\-Iетоде с lIQl1равлеuuеJН па цель
совлtеlцаеlпся вектор 11Уlпевой CKOpOCI11tl. Такой прием позволяет сни
зить влияние боковоrо ветра на точность наведения.
7.3.2. НАВЕДЕНИЕ В НАивыrОДНЕЙШУЮ УПРЕЖДЁI-IНУЮ точку
ВСТРЕЧИ ПРИ ручном УПРАВЛЕНИИ
Алrоритм TpaeKTopHoro управления при наведении наивыrод
нейшую упре)кденную точку встречи (НУТВ) широко используется при
самонаведении истребителей на воздушные цели. При ручном управле
нии он формируется в соответствии с законом:
JJJ' = К JI (q J' q 1''1'); (7.6)
11 В = К в ( q в q вт ). (7.7)
Здесь ДНJ" и 8 J1в naparvleTpbI рассоrласования в плоскостях 60[(OBoro и
продольноrо движения; qrr И qBT требуемые наивыrоднейшие уrлы уп
ре)J(дения; КВ КОJффициент пропорциональности.
При использовании в качестве средств пора)кения ракет с полуак
тивными prc к РЭСУ истребителя предъявляются наиболее жесткие
требования, поскольку необходимо стабилизировать в пространстве из
мерительную систему координат БРЛС. Это вытекает из требования co
rласования плоскостей поляризации сиrналов, излученных станцией
подсвета цели, и отраженных сиrналов, принимаемых prc, при MaHeB
рах истребителя по крену. В таI(ИХ условиях уrлы qrr И q,- фиксируются в
rоризонтальной плоскости, а уrлы q,п и qll В вертикальной. Кроме Toro,
после пуска ракеты самолет носитель должен продол)кать дв-иrаться в
направлении цели, подсвечивая её.
Суть метода наведения в НУТВ дЛЯ rоризонтальной плоскости
иллюстрируется рис. 7.8, на котором OeXOZO подвижная земная систе
ма координат, начало которой ОС совмещено с центром масс самолета;
Оц точка расположения цели в этой системе координат; Д расстоя
ние до цели; V ц вектор скорости цели; V eT И V с требуемый и факти
ческий векторы скорости истребителя; qrH уrол между линией ОеОI1
визирования цели и линией ОцОу,' пути цели; Е" у:ол визирования цe
ли; 8q,-==qr q, r текущая уrловая ошиБI(а наведения.
При определении уrла qrr наведения в наивыrоднейшу[о точку
Oyr будем полаrать, что самолет воору)кен ракетами с полуактивными
prc. Тоrда после пуска ракеты в точке Опр самолет будет продолжать
двиrаться в том же направлении, подсвечивая цель вплоть до точки Оке
окончания самонаведения. В точку Оке самолет попадает в тот момент,
коrда ракета, пролетев после пуска расстояние OHPOYT==(VC+Vp)tp, BCTpe
чается в точке Oyr с целью. Здесь У р и t p собственная скорость ракеты
18
Ха
ОС
Vpt p
(Vc+V p ) t p
Zo
Рис. 7.8
и время ее полета. На момент поражения цели самолет находится от нее
на удалении о КСОут==Vрtр==Др. Кроме Toro, будем полаrать, что V ц==соnst,
V cт==Vc==const, цель не маневрирует и высота полета не ИЗ lеняется в Te
чение Bcero времени наведения t ll .
Проектируя на линию визирования и нормаль к ней участки Tpa
ектории самолета, цели и ракеты, находим:
Д = Vct" cosqrт + Vpt p cosqrт Vцt н соsqrц;
V Ц tfl sin qrц = ус t" sin qrт + У р t p sin qrт.
Аналоrично можно получить кинематические уравнения
Д = У ц соsqrц У С cosqrr ,
Дror = У С sinqrr У ц sinqru'
(7.8)
(7.9)
(7.1 О)
(7.11 )
rде (О.. = Ё.. уrловая скорость линии визирования (ЛВ). Уравнение
(7.10) характеризует скорость изменения дальности. Если проекция у с _
cosqrr скорости самолета на ЛВ больше проекции V цсоsqrц, то Д < О и
дальность до цели уменьшается в процессе наведения. Уравнение (7.11)
характеризует поперечную (нормальную) составляющую скорости. При
ero получении учтено, что проекция V csinqrr вращает линию визирова
ния против часовой стрелки, поэтому она считается ПОЛО)l(ительной. В
то )I(е время проекция Vttcosqrц, вызывающая вращение ЛВ по часовой
стрелке, считается отрицательной.
Домножив обе части (7.11) на t ll , получим
Дro.,t н = Vct" siпqп. Vцt.. siпqrц-
19
Из сравнения 3Toro равенства с (7.9) следует
У р t p sin ql l' = Дw1.t н ; sin qrl' = ДWl t 11 /(У р t р) .
Время наведения t H можно найти из соотношения (7.8)
Д Vpt p cosqrr Д Vpt p cosqrr
t =
н
У С cosqrr У ц соsql'Ц Д
rде было учтено равенство (7.1 О). ДЛЯ расчета tJl достаточно часто BMe
сто (7.13) используют более rрубое приближение
(7.12)
(7.13 )
t и =(Д Vрtр)/( Д),
(7.14 )
основанное на приближенном равенстве cosqrr= 1. После подстановки
(7.14) в (7.12) будем иметь:
. Дw l . (Д У } 1 t } )) Доо,
Sln qlI = . = 1 ; (7.15)
ДVрt р К ду
К ду = ДVрt р /(Д Vpt p );
qrr = arcsin Cдrol.lK ду ) .
Еще более rрубым приближением является соотношение
qrr = Дrol./к ду '
(7. 16)
(7.17)
(7.18 )
полученное на основе допущения Slпq..,.=q.I'.
При реализации метода наведения в НУТВ в различных системах
для расчета qrr используются соотношения (7.12), (7.13), либо (7.17),
либо (7.18). Отличаясь вычислительными процедурами, все эти разно
видности закона формирования q. .. обладают общими свойствами, KOTO
рые удобно анализировать на при мере (7.16) и (7.18). В результате MO)K
но сделать следующие выводы.
Метод наведения в НУ Т В инвариантен к условиям применения,
т.е. закон формирования qrr не изменяется при изменении высоты, даль
ности, скорости сближения и направления (ракурса) перехвата. Bcepa
курсность метода обусловлена изменениями qrr при изменениях Д, Д,'
(Or И вида управляемой ракеты, определяющеrо ее баллистическую даль
ность Др==Vрt р . Необходимо отметить, что в реальном диапазоне
дальностей и скоростей цели и самолета максимальные значения qJ r оп
ределяются величинами 60...650.
Важной особенностью метода является практическая прямоли
нейность траектории самолета перехватчика при наведении на HeMaHeB
20
рирующую цель. Это предопределяет реализаЦИIО максимальной даль
ности действия РЭСУ при минимальных затратах Jнерrии и времени
наведения. По этой причине, а также в силу хорошеrо соrласования Me
тода наведения самолета с методаrvlИ упреждающеrо наведения ракет
точка Оут (см. рис. 7.8) и называется наивыrоднейшей.
Следует, однако, отметить, что при маневрах цели требуемая Tpa
ектория наведения самолета искривляется.
Подобным образом можно получить аналоrи (7.12), (7.13) и
(7.17), включая соотношение
qnT = ДЮв/К ДУ , (7.19)
определяющее правило (рормирования требуемоrо уrла упреждения в
вертикальной плоскости. Здесь: (08 уrловая скорость ЛВ в вертикаль
ной плоскости, а К ду вычисляется по формуле (7.16).
В стабилизированной в пространстве измерительной системе KO
ординат, которая применяется для наведения ракет с полуактивными
prc, текущие значения уrлов qr И Q8, используемые в (7.6) и (7. 7), (Pop
мируются по законам:
qr = <Pr + asin у;
qB = <Рв + acosy,
(7.20)
(7.21 )
rде <Pr И <РВ бортовые пеленrи целей в rоризонтальной и вертикальной
плоскостях, измеряемые уrломером БР ЛС со стабилизированной в про
странстве антенной; а и у соответственно уrлы атаки и крена. Необ
ходимость учета в (7.20) и (7.21) вторых слаrаемых обусловлена тем,
что MrHoBeHHoe направление движения саrvl0лета совпадает с направле
нием вектора ero скорости, которое отличается от поло)кения строи
тельной оси на значение уrла атаки. При наличии крена уrломер со CTa
билизированной антенной по прежнему измеряет проекции бортовоrо
пеленrа в rоризонтальной <Pr И вертикальной <РВ плоскостях, в то время
как пространственное положение уrла атаки изменяется. Последнее и
вызывает появление проекций asiny и acosy уrла атаки на rо.ризонталь
ную и вертикальную плоскости.
Принимая во внимание (7. 18) (7 .21), можно преобразовать алrо
ритм TpaeKTopHoro управления (7.6), (7.7) к виду:
lIr = К Н (<Pr + asin y ДЮ r / К ду ); (7.22)
IIB = KII (<J>B + а cos у ДЮ В / К ду) .
(7.23)
При ручном управлении самолетом параметры рассоrласования
(7.22) и (7.23) выводятся на экран БР ЛС так )ке, как и параметры pacco
21
rласования прямоrо метода, показанные на рис. 7.4. Однако )лектрон
ное перекрестие теперь будет соответствовать не продольной оси caMO
лета, а требуемым значениям qrr И qHT. Летчик должен пилотировать так,
чтобы центр перекрестия не выходил за пределы кольца.
Сравнение алrоритма наведения в НУТВ с алrоритмом наведения
(7.4) позволяет прийти к заключению, что первый, реализуя BcepaKYpc
ное наведение в любом диапазоне дальностей и скоростей сБЛИ)I(ения
независимо от высоты практически по прямолинейной траеI(ТОРИИ, яв
ляется более совершенным. Однако при этом требуется значительно бо
лее сложная ивс. В состав такой ИВС, кроме вычислителя qI.r И qlП,
должны входить датчики информации, формирующие оценки бортовых
пеленrов <l'r и <1'0, уrловых скоростей линии визирования oor И оон, дально
сти Д и скорости ее изменения Д, а также уrлов атаки а и крена у. Для
формирования оценок <Pr, <Рн, OOr И 000 MorYT быть использованы уrломер
ный канал БР ЛС, теплопеленrатор и авиационный стрелковый прицел
(АСП). Оценки Д и Д MorYT быть сформированы дальномерным KaHa
лом БРЛС, а оценки а и 1 датчиком уrла атаки и позиционным rиро
скопом. Из сказанноrо следует, что при реализации алrоритма HaBeдe
ния в ИУТВ обязательно должна использоваться БРЛС.
Рассмотренный алrоритм наведения в НУТВ наиболее употреби
телен в ССИ истребителей на воздушные цели с применением различ
ных видов управляемых и неуправляемых ракет и стрелково пушечноrо
воору)кения.
7.3.3. AлrоритмыI ДИРЕктоРноrо и АВТОМАТИЧЕскоrо
YnРАВЛЕНИЯ
Особенности функционирования РЭСУ в диреКТОРНО 1 и aBTOMa
тическом режимах достаточно подробно рассмотрены в 1.3. Поэтому
более детально рассмотрим процедуру формирования параметров pac
соrласования в плоскостях боковоrо и продольноrо движения.
В директорном режиме, независимо от используемых методов
наведения, параметры рассоrласования в плоскостях боковоrо .А дr и
продольноrо А дв движения q)ормируются по законам:
Ll дr = К дr ( У У т) ;
Ll дв = К дв (n у n yr) .
(7.24')
(7.25)
Здесь 1т и ПУТ требуемые значения крена и нормальной переrРУЗI<И; 1 и
ny их фактические значения; К дr И к дв коэq)q)ициенты пропорциональ
ности. Требуемые значения 11' и Пут формируются путем функциональ
ных преобразований параметров рассоrласования А пIlr , A llIIH (7.4) при
22
прямом наведении либо параметров lfr, HB (7.6), (7.7) при использова
нии наведения в НУТВ. В процесс е функциональных преобразований
Ут = f r ( I lIr ), nyr = f B ( пнв ) ; (7.26)
Ут = f.. ( Hr)' nyr = f B ( HB ) (7.27)
MorYT учитываться инерционные свойства системы автоматическоrо
управления (САУ) и самолета, а так)ке необходимость фильтрации
(сrлаживания) результатов преобразований в целях уменьшения влия
ния случайных возмущений. Параметры рассоrласования (7.24) и (7.25)
отобра)каются на индикаторе БР ЛС и используются летчиком для
управления самолетом. Следует отметить, что при учете в (7.26) и (7.27)
инерционных свойств СА У и самолета летчику в процессе устранения
дr И ДB достаточно выполнять функции усилительноrо звена.
В автоматическом режиме параметры рассоrласования в плоско
стях боковоrо ar и продольноrо a8 движения (РОРМИРУIОТСЯ по закону:
Ш' = Kar(Y Y'I') ; (7.28)
Дав = К ав (П у ПУТ)' (7.29)
rде Kur И K UB коэффициенты пропорциональности. Процедура (рорми
рования заданных сиrналов УТ и Пут В (7.28) и (7.29) аналоrична процеду
ре их вычисления в директорном режиме. При этом достаточно часто в
(7.28) и (7.29) используются и аналоrичные директорному реЖИfvlУ зави
симости. Сформированные в результате параметры рассоrласования
(7.28) и (7.29) поступают непосредственно в СА У для управления caMO
л ето м.
Необходимо подчеркнуть, что состав ИВС РЭСУ в директорном
и автоматическом режимах несколько усло)княется. При прямом HaBe
дении в состав ИВС кроме уrломера должны входить датчики уrла Kpe
на (позиционный rироскоп) и нормальной переrрузки (акселерометр).
При наведении в НУТВ в состав ИВС должен еще входить акселеро
метр. Кроме Toro, несколько УСЛО)l(НЯЮТСЯ и алrоритмы функциониро
вания вычислителей за счет необходимости вычисления (7.26) (7.29).
7.4. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ И АлrоРитмы
TPAEKTOPHOrO УПРАВЛЕНИЯ ИМИ
Для наведения ракет используются различные разновидности как
прямоrо метода, так и методов наведения в упрежденную точку. Из по
следних наиболее известен J1tеlпод I1рОl10рЦllОllаЛЬНО20 l/аведеНlIЯ (Ha
виrации), который широко используется в ССН ракет «B B». При этом
методе требуемое поперечное ускорение (переrрузка) в плоскости уп
23
равления должно быть пропорционально уrловой скорости ЛВ и CKOpO
сти сближения ракеты с целью:
j,.I,2 = N o V сб 001,2; (7.30)
П т1 ,2 = (N o / g)V сБ ОО I ,2. (7.31)
Здесь индексы 1, 2 соответствуют плоскостям управления, в I(OTOPbIX
расположены рулевые opraHbI; jT),2 и n T ).2 соответственно требуемые
ускорения и переrрузки; N o навиraционный параметр; g УСI(орение силы
ТЯ)l(ести; V сб== Д скорость сближения; (0).2 уrловые скорости ЛБ.
Из за удобства подвески ракет
«B B» I( самолету их плоскости управле
ния 1 1 и 2 2 чаще Bcero располаrают
под уrлами + 450 l( осям OZo и ОУ u свя
занной самолетной системы координат, в
которой ось ОХ о совпадает с продольной
Z с осью самолета (ракеты) (рис. 7.9). На
этом РИСУНI(е показано сечение раl(еты в
плоскости, нормальной к оси ОХ о , и про
ходящей через рули ракеты. Следует OT
метить, что на момент пуска ось OZo
примерно совпадает с плоскостью крыла
истребителя.
На основе (7.30) и (7.31) в ИВС РЭСУ дЛЯ каждой плоскости
управления формируются парам:етры рассоrласования
81 2 = j т 1 2 j 1 2 = N о V сб 001 2 j 1 2 '
, " "
,
1
/ 2
1 '
Рис. 7.9
или
/
2
(7.32)
8111 2 = n т 1 2 n 1 2 = (N о / g) V сб 001 2 n 1 2 '
, " "
(7.33)
которые характеризуют несоответствие действительных ускорений j),2
или переrРУЗОI( n).2 их требуемым значениям (7.30) и (7.31). Вычислен
ные значения (7.32) или (7.33) поступают в систему управления ракетой
(СУР) дЛЯ управления раI(етой (см. рис. 1.2). В дальнейшем при pac
смотрении особенностей метода пропорциональноrо наведения (МПН) бу
дут использоваться более простые соотношения (7.30) и (7.32). Однако все
полученные при этом выводы будут справедливы и для (7.31) и (7.33).
Из (7.32) следует, что для реализации МПН необходимо оцени
вать скорость сближения V сб ракеты с целью, а также уrловые скорости
(0) и 002 ЛВ и ускорения j) и j2 В ПЛОСКОСТЯХ управления. При этом V сб И
(0),2 оцениваются радиолокационными датчиками (автоселектором CKO
24
рости И уrломером prC), а ускорения акселерометрами, сориентиро
ванными по плоскостям управления.
Особе1-lнос.mЯJvlU МПН 1 предопредеЛЯЮUfU./ИU е20 UtUpOKoe пpиkle
иeuиe l явЛЯ10111СЯ всераКУрС1l0Сlпь, праК111uческu пРЯ.J\'IОЛUllеЙuая пlpaeK
1110рUЯ llаведеllUЯ u всевысоmUОС111Ь. Всевысотность метода следует из
Toro, что рули ракеты в процессе наведения отклоняются на такие уrлы,
при которых
jl2 = jTI 2 = N o V сб 0012 . (7.34)
" ,
При изменении высоты изменяется плотность воздуха, что при
водит к изменению э(р(рективности рулей. При зтом автоматически из
меняются уrлы их отклонения до тех пор, пока не будет выполняться
равенство (7.34).
Прямолинейность траектории ракеты проще Bcero доказывается
при условии, что скорость ее полета постоянна, цель не маневрирует по
направлению, а N o ul. В такой ситуации при достаточно точном HaBeдe
нии, коrда 1,2 малы, после деления левой и правой частей (7.32) на N o
получим равенство
ДI,2 / N о = V сб (01,2 jl,2 / N о ' (7.35)
в котором
L\12 / N o о; jl,2 IN O:::: 0 . (7.36)
,
Тоrда из (7.35) и (7.36) вытекает то)кдество
V сб 001 2 = о. (7.37)
,
Поскольку Vсб;tО (иначе ракета не перехватит цель), то из (7.37) сле
дует, что 001.2==0. Это свидетельствует о том, что в процессе наведения ЛВ
перемещается параллельно самой себе. На рис. 7.1 О этот (l)aIcr иллюстриру
ется параллельностью штриховых линий, отображающих MrHoBeHHbIe по
ложения ЛВ в различные моменты времени. Из рисунка, приведенноrо для
плоскости 1 1, видно, что для обеспечения параллельности линий визиро
вания необходимо, чтобы выполнялось равенство
V цsiп( EI i}цl) = V psin( EI i} pl) , (7.38)
rде ЕI уrол визирования цели в плоскости управления l l (рис. 7.9);
'др 1 и 'д цl путевые уrлы движения ракеты и цели в зтой плоскости. Так
как EI==const, V p==const и цель не маневрирует (Vц==сопst, д-цl==сопst), то на
основании (7.38) правомочно утверждать, что Еl д-рl==сопst, т.е. ракета
летит по IJрямолинейной траектории.
Из (7.36) и (7.37) следует, что чем больше N o , тем прямолинейнее
траектория полета ракеты, тем больше дальность действия РЭСУ при
том же запасе топлива. Однако выбирать очень большие значения нави
25
rационноrо параметра нецелесообразно. Это объясняется тем, что в pe
альных РЭСУ V сб И 0012 оцениваlОТСЯ с поrрешностями, которые затем с
КОJq>Ц>ициентом пропорциональности N o преобразуются в ошибки
q>ормирования требуемоrо ускорения, а соответственно и в ошибки Ha
ведения. В таl(ОЙ ситуации с увеличением N o требуемая тр ектория все
больше выпрямляется, но одновременно возрастают и промахи ракеты.
Следует отметить, что траектория наведения становится практически
прямолинейной уже при N u ==3 [47].
Всеракурсность, характеризующая способность РЭСУ наводить
ракету под люБЫl\tlИ уrлами к направлению движения цели, обеспечива
O T ется тем, что в зависимости от
направления атаI(И изменяются
значения V сб и 0012. Это aBTOMa
тически приводит к изменению
значения j.rl.2 (7.30), а COOTBeTCT
венно и требуемоrо уrла упре)l(
дения qTI (рис. 7.1 О). ДЛЯ под
тверждения JTOrO заключения
рассмотрим кинематические
уравнения в плоскости управле
ния 1 1 в преДПОЛО)l(ении, что
цель и ракета не маневрируют.
rеометрия взаимноrо перемеще
ния цели и ракеты в этой плоскости показана на рис. 7.] о. Проектируя
скорости У ц и V р на ЛВ и нормаль к ней, получаем
У О1
Ор
Ха!
Рис. 7.10
д = V ц COS(E 1 {}Ill) У р COS(E 1 1З- рl ) ;
Дro 1 = V р sin(E 1 1З- рl ) V ц sin(E 1 t}ItI) ,
(7.39)
(7.40)
rде 001 = Ё 1 , а правило учета знаков различных проекций такое же, как и
в (7.10) и (7.11).
Для упрощения дальнейших выкладок будем полаrать, что коси
нусы всех уrлов примерно равны 1, а синусы своим aprYMeHTaM. Тоrда
(7.39) и (7.40) преобразуются к виду
Д = Ун V р ;
Доо\ = У р (Е\ 1З- р \) У ц (Е\ 1З- н \) = (У р Уц)Е\ + Vut}ul У р 1З- р \ .
Используя (7.41) в (7.42), будем иметь
Дro l + ДЕ l = V ц 'д- цl У р i}pl .
(7.4 ] )
(7.42)
(7.43)
26
Дифференцируя (7.43) по времени при V ц==сопst, Vp==const, получаем
. ..
2ДООl +Д 1 =v ц t}цl Vpt}pl;
. 2V сб (= . )
001 001 Uцl Jl,
Д д
(7.44)
rде было учтено, что Е] = оо}, Д = О, V сб = Д , а поперечные ускорения
. .
цели и ракеты определяются соотношениями jцl = V ц t}цl , jl = У рl t}pl .
Соотношение (7.44) можно представить в виде уравнения HeKO
торой динамической системы, преобразующей (разовые координаты аб
солютноrо движения цели и ракеты Uцl, j 1) В координаты относительно
ro движения Д, V сб И (01. Передаточная q)ункция указанной системы, yc
ловно называемой кинематическим звеном, имеет вид:
W кз (р, t) = Ккз /(Т кз Р 1)
(7.45)
при
ККЗ =1/(2V сб ), Т кз =Д/(2V сб ) .
(7.46)
Передаточная функция (7.45) отобра)кает нестационарное, Heyc
тойчивое квазистатическое звено, реализуемое на практике в виде инте
rpaTopa, охваченноrо положительной обратной связью. Структурная
схема этоrо звена показана в левой части рис. 7.11.
I
КИНЕМАТИЧЕСКОЕ I
2V ЗВЕНО
СБ I
I
I
J Ц1
.
W 1
( BC, c p t
P,qKET (.1 )
N o У С6
1/Д
I
Ы 1О
J 1
Рис. 7.11
При идеально точном наведении, коrда в (7.32) A 1 . 2 ==0, j I==N o Vсбоо l .
В такой ситуации эквивалентное звено, включающее ИВС, сур и paKe
ту (см. рис. 1.2), можно представить в виде усилителя с коэффициентом
усиления NоV сб . Очевидно, что ССН, показанная на рис. 7.11, будет yc
тойчива тоrда, коrда коэq)фициент передачи N o V сб в цепи отрицатель
ной обратной связи (ООС), замыкаемой через j 1, будет превосходить KO
27
э(l>q>ициент передачи 2V сб в цепи положительной обратной связи (ПОС)
кинематическоrо звена: N o V\:б>2V сб . Отсюда следует, что при
N o >2 (7.47)
ССН, реализующая МПН, будет обеспечивать устойчивое наведение
при любых ракурсах перехвата.
Кроме отмеченных достоинств МПН, обеспечивающих BceBЫ
сотное и всеракурсное наведение по практически прямолинейной TpaeK
тории, ero преимуществом является хорошее сопряжение со всеми Me
тодами самонаведения истребителя, которые MorYT использоваться на
этапе, предшествующем пуску ракет.
Следует отметить, что МПН инвариантен к воздействию ветра на
наводимую ракету. Это обусловлено тем, что под действием ветра будут
изменяться значения 001.2 уrловых скоростей ЛВ, а соответственно и Te
кущие значения ускорений jT1,2. Последнее и будет вызывать COOTBeTCT
вующие изменения уrла упреждения QT1,2 (см. рис. 7.1 О). НедОСI11а111КОJ11
МПН яв.'lяеl11СЯ плохая Уl1равляе.illОСl11Ь ракеп1Ы иа 60ЛЫUllХ далыlспlях..
И'3 (7.40) следует, что на больших расстояниях Д уrловая скорость
У р sin(E 1 t}pl) У ц Sil1(E 1 1З- цl )
(J)I == о .
Д
Следовательно, в таких ситуациях j.r1.2:::;;0 И первоначальные ошиб
ки пуска, обусловленные поrрешностями прицеливания (целеуказания),
не будут устраняться. Кроме Toro, при наличии ошибок Д0О1,2 оценива
ния уrловых скоростей ЛВ дЛЯ 001.2:::;;0 будут иметь место очень большие
относительные поrрешности Д0О1,2/ОО1,Ъ а значит, и большие ошибки
управления.
НеоБХОДИfvIО подчеркнуть, что некоторые И'3 рассмотренных дoc
тоинств МПН реализуются лишь при наведении на неманеврирующие
цели. При перехвате маневрирующих целей появляются существенные
промахи. 8 таких условиях более приемлем J1tеПl0д nрОnОрЦllОllаЛЫIО20
lIаведеllllЯ со CJ1/etlfelllle.ill. Для JTOrO метода алrоритм TpaeKTopHoro
управления определяется соотношением
cl,2 == N о V сб (0)1,2 + (J)1,2) j 1,2 '
(7.48)
в котором 001,2 уrловые скорости ЛВ, рассчитанные при условии, что
цель не маневрирует, а Д0О1,2 измеряемые комплексным уrломером
prc приращения уrловой скорости Л8, вызванные маневром цели. Если
по каким либо причинам, например из за воздействия преднамеренных
радиопомех, неВОЗМО)I(НО воспользоваться ин(l>ормацией о V сб, то В
(7.32) и (7.48) используют KaKoe TO среднее значение V сб. Кроме Toro,
28
при этом употребительны разновидности прямоrо наведения, paCCMOT
peHHoro в п. 7.3.1. "
При наведении ракеты с большим уrлом упре)l(дения qTI (СМ.
рис. 7.10) антенна prc, сопровождающая цель по направлению, будет
развернута по отношению к продольной оси ракеты на уrол <P:::::QTI, близ
кий к максимально возможному уrлу поворота <Ртах. В такой ситуации
маневр цели, показанный на рис. 7.12 штриховой линией, может при
вести к неВОЗМО)l(НОСТИ ее СОПРОВО)l(дения по направлению, поскольку
необходимый уrол пеленrа становится больше максимально возмо)кно
ro уrла поворота антенны prc. Во избежание срыва СОПРОВО)l(дения цe
ли по направлению уrломером prc, а соответственно и срыва перехва
та, используют Аlеп10д lIаведеНlIЯ с 110С1710ЯIlIlЫА,t YZJlOAI упре:J/сдеllllЯ. При
этом параметр рассоrласования вычисляется по алrоритму
Здесь <P1.2 бортовые пеленrи
цели в плоскостях управления;
<РДОI1I,2 допустимые уrлы визи Оцо
рования в этих плоскостях, при
которых маневр цели не приво
дит к срыву ее сопровождения по
направлению. Необходимо OTMe
тить, что в (7.49) уrлы <PI,2 отсчи ОрО
тываются от продольной оси pa
кеты, а уrлы <Р)\опl,2 ОТ линии ви
зирования, т.е. имеют противо
положный знак (рис. 7.13).
При использовании алrо
ритма (7.49) наведение осущест
вляется, в общем случае, по кри
волинейной траектории (сплош
ная линия на рис. 7.13). OTMe
ченная особенность приводит к Ор
уменьшению дальности действия
рэсу. После уменьшения <P1.2 до
значений <РщШI.2 рэсу опять может
перейти на ту или иную разновидность пропорциональноrо наведения.
В CllcпzeJ1lax СОАlонаведеllUЯ jJaKel1Z «в п» napaAtelnpbl раССО2ласо
ваllUЯ оБЫЧIIО ФОРАUtРУ101nСЯ в ?ОРllЗОll111аЛЫIОй u верl1111калыlйй плоско
сmя.х, поскольку и,менно в этих плоскостях (курса и танrажа) размеща
ются их рулевые opraHbI. Для наведения на неподвижные и малопод
уl,2 = Кч> (<Pl,2 + <Рдоп 1,2) .
(7.49)
;о
v ц о Ц1 .,., ,/ "
\
\ ЧJ > ЧJ тах
ЧJ < Ц) тах
У р
Рис. 7.12
V ц
O T
.;;-
. ....
"
....
....
Рис. 7.13
29
вижные наземные и надводные цели часто используют J11е1110д (I)Jll0c ep
11020 lIаведеllия, при котором с направлением на цель совмещается BeK
тор воздушной скорости ракеты. Если параметры рассоrласования для
плоскостей курса и TaHra)Ka формируются в стабилизированной по Kpe
ну системе координат, то алrоритм (l)люrерноrо TpaeKTop oro управле
ния ракетой «в п» определяется соотношениями
фr = qr; фв = Qn, (7.50)
rде qr И qB вычисляются по формулам (7.20) и (7.21). Основной HeДOCTa
ток флюrерноrо наведения состоит в достаточно сильном влиянии бо
KOBoro ветра на точность наведения. При uеобходtlJноспUl nарироваllUЯ
ве/пра llспОЛЬЗУ10пl либо МПН, лuбо лtеп10д последоваtпелыllхx упре:Jlсде
ний, lIазываеА i lЫй 1lllО2да Лlе1710дОАl пО20ни с дополнlllпелыlл,1l У2ЛОА-l yп
реJ/сдеllUЯ [47]. Причем дополнительный уrол упре)кдения выбирают
пропорциональным уrловой скорости линии визирования. С учетом
зтой особенности закон q)ормирования параметров рассоrласования в
rоризонтальной и вертикальной плоскостях определяется уравнениями
nyr = К<рI'Ч'.' + к (1)r(Or ; пув = к<рв Ч'в + К (1)8(00 . (7.51)
В (7.51) Kq»', Kq>n и ,К ы )', K(I)B постоянные коэффициенты, значения
которых выбираются так, чтобы траектория наведения была близка к
прямолинейной; <Pr И <РВ бортовые пеленrи цели в rоризонтальной и
вертикальной плоскостях; (Or и (ОК уrловые скорости ЛВ в этих плоско
стях. Из (7.51) следует, что для реализации метода последовательных
упре)l(дений в состав ИВС РЭСУ ра[(еты дол)кен входить уrломер, (Pop
мирующий оценки уrлов <Pr, <Pu И уrловых скоростей (0)., (ОО.
7.5. ОПТИМl'lЗАЦИЯ Алrоритмов
ТР AEKTOPHOrO УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЁТ АМИ
И РАКЕТАМИ
Состав ИВС РЭСУ определяется алrоритмом TpaeKTopHoro
управления ЛА. Используемые в настоящее время разновидности зако
нов управления основаны на достаточно rрубых предположениях. К Ta
ким предположениям относятся отсутствие маневра цели и ОУ и пре
небрежение сильной зависимостыо уrловой скорости линии визирова.
ния от дальности на последнем участке траектории наведения, непо
средственно перед поражением цели. Кроме Toro, в paccfvloTpeHHbIx pa
нее законах TpaeKTopHoro управления не учитывалась зкономическая
сторона процесса наведения, связанная с затратами Jнерrии на управле
ние наводимым ЛА. В связи с зтим целесообразно рассмотреть алrо
ритмы TpaeKTopHoro управления самолетами и ракетами, оптимальные
30
по критерию точность экономичность. Такие алrоритмы позволяют по
лучить ССН совместно наилучшие как по точности, так и ЭI(ОНОМИЧНО
сти. Наиболее просто такие алrоритмы MorYT быть получены на основе
математическоrо аппарата статистичеСI(ОЙ теории оптимальноrо управ
ления в процессе минимизации локальных функционалов качества (1.5).
Однако для решения этой задачи необходима модель состояния (2.7),
(2.8), q)азовые координаты которой функционально связаны с показате
лями точности.
7.5.1. ПОТЕНЦИАЛЬНАЯ ТОЧНОСТЬ САМОIIАВЕДЕНИЯ
Смысл понятия точности РЭСУ и её показатели были paCCMOTpe
ны в 5.1. Для систем самонаведения наиболее важным показателем
точности является промах. Вполне резонно предположить, что промах
ССН будет обусловлен не только параметрами самой системы, но и yc
ловиями ее применения. Полаrая каналы управления ССН в различных
плоскостях идеальными и не влияющими друr на друrа, определим для
веРТИI(альной ПЛОСI(ОСТИ зависимость текущеrо промаха от условий Ha
ведения, определяемых мrновенными значениями q)азовых I(оординат
относительноrо движения цели и ОУ.
На рис. 7.14 ПОI(азано взаим V о
ное расположение ОУ и цели (Оц) на
текущий момент времени t в верти
кальной плоскости в невращающей
ся системе координат ОоуХоУ о , свя
занной с центром массы Ооу объекта
управления. На этом рисунке: V и
V Ц векторы СI(оростей ОУ и цели;
t} и t}ц уrлы наклона траекторий
движения ОУ и цели; Ев уrол визи
рования цели; 11 BL текущий промах, ОО!:l
определяемый как наименьшее pac
стояние между целью и ОУ в ПJ.10С
кости рассеяния. Примем, что начиная с рассматриваемоrо момента t,
цель и ОУ ДВИ)l(УТСЯ прямолинейно и с постоянной СI(ОРОСТЬЮ В направ
лении вектора относительной скорости V o==V V ц.При этом наводимый
ЛА пройдет от цели на минимальном расстоянии 11Нt Д siПIl, rде Il yrол
lежду направлением относительноrо ДВИ)l(ения и ЛВ на момент времени t.
Из рис. 7.14 видно, что (00== Ё о==VоsiПIlIД. Откуда siПIl==ДЫн/Vо.
Тоrда
Ха
Рис. 7.14
')
hot = Д ro8 / Уа .
(7.52)
31
Аналоrичное соотношение
h rt = Д 2 ror / V О
(7.53)
мо)кно получить И для rоризонтальной плоскости. Если в качестве ОУ
используется ракета «B B», сечение которой показано на рис. 7.9, то
вместо вертикальной и rоризонтальных плоскостей MOry1' быть исполь
зованы плоскости управления 1 1 и 2 2 с соответствующей заменой в
(7.52) и (7.53) индексов «в» и «r» на индексы «1» и «2».
Очевидно, что конечный промах
h iK = Д roiк / УОК , (7.54)
определяемый дальностью Дк, уrловой скоростью ЛВ bliK (i==r, в, 1, 2) и
относительной СI(ОРОСТЬЮ У ОК на момент t K окончания наведения, будет
тем меньше, чем больше V о" и чем меньше Д" и U)iK. В идеальном случае
для попадания ОУ в контур цели необходимо выполнять условие
bli==WiK==O.
7.5.2. ОПТИМИЗАЦИЯ ллrоритмл НАВЕДЕНИЯ
НА ВОЗДУШНЫЕ ЦЕЛИ
Целью данноrо параrра(ра является синтез алrоритма TpaeKTopHO
ro управления ПА (самолетом или ракетой) в процессе ero наведения на
воздушную маневрирующую цель. Такой алrоритrvl позволяет обосно
вать состав ИВС системы самонаведения, оптимальной по локальному
функционалу качества, учитывая одновременно требования точности и
зкономичности управления. Допустим, что каналы управления ПА не
влияют друr на друrа. Опираясь на это предполо)кение, далее будем
рассматривать процесс наведения только в одной rоризонтальной
плоскости. При зтом будем полаrать, что цель маневрирует с
мrновеННЫ 1И поперечными ускорениями jщ., а ОУ TaI(, что модуль
скорости сБЛИ)f(ения остается постоянным. Последнее допущение,
являясь в общеrvl случае нестроrим, позволяет существенно упростить
математические выкладки. Кроме Toro, примем, что все фазовые
координаты измеряются идеально точно. С учетом всех JТИХ
предположений задачу синтеза можно сформулировать следующим
образоДля ОУ, перемещение KOToporo относительно цели определяется
кинематическим уравнением
. 2Д 1 (: . ) J:
ffi r = 00., \J." JЦI" + ы.' ,
д д
(7.55)
необходимо найти закон изменения требуе?vlоrо боковоrо ус[(орения jп,
обеспечивающий минимум ЛОК(1льноrо q)ункционала качества
32
1 = М у { (щ. ror)2 q(J) + l иук jdt}. (7.56)
Уравнение состояния (7.55) отличается от кинематическоrо ypaB
нения (7.44) лишь наличием центрированноrо rayccOBCKoro возмущения
ror С известной спектральной плотностью ОЫО В реальных условиях Ha
личие 3Toro шума обусловлено целым рядом причин, к которым, пре)кде
Bcero, мо)кно отнести турбулентность атмос(реры и нестабильности cro
рания топлива в двиrателях цели и ОУ. в (7.55) и (7.56) bl rr и bl r ..... Tpe
буемое и текущее значения уrловой скорости ЛВ; j.. и jцr ..... боковые yc
корения ОУ и цели в rоризонтальной ПЛОСI(ОСТИ; Д и Д ..... дальность от
ОУ дО цели и CI(OPOCTb ее изменения; qro и Kj ..... козФ(рициенты штра(ров
за точность управления и величину обобщенноrо управляющеrо сиrна
ла l1j. Особенностью используемой rvlодели состояния (7.55) является ее
адаптация к условиям применения, обусловленная учетом влияния
дальности, скорости и маневров цели и ОУ.
Из (7.53) для текущеrо промаха следует, что для получения h..t==O
необходимо обеспечить требуемое значение уrловой скорости ЛВ blrr==O.
Тоrда сиrнал управления l1jT' оптимальный по минимуму функционала
(7.56), будет совместно наилучшим как по точности наведения (промаху
h rr ), так и энерrии, затраченной на управление.
Поскольку уравнение состояния (7.55) линейное, шум O).' rayc
совский, а (рункционал качества (7.56) квадратичный, то на основании
теоремы разделения (статистической эквивалентности, см. п. 2.1.3) син
тез алrоритrvlОВ управления на первом зтапе будет выполняться на OCHO
ве детерминированной модели (7.55) при условии, что (t)r==O, а текущие
значения (t)r, Д И Д известны точно.
Сравнивая (7.55), (7.56) и (2.7), (1.5), находим
Х Т = I' = о; Ху = OOr; Q == qro; К == Kj; Ву == l/Д; (7.57)
U j = J 1" J цr . (7.58)
Подставив (7.57) и (7.58) в (3.35), получим зависимость
qro а
u jT OOr OOr '
ДК J Д
(7.59)
rде
a==qdКj,
обеспечивающую минимум (рункционала (7.56).
(7.60)
2 3806
33
Используя (7.59) в (7.55), при шr==О будем иметь:
io r = { 2: + ;2 }I"; = { 2: + ;2 }
(Or t 2Д t а
ln(Or = ! dt f dt .
(OrO О Д О Д
Введем HOBYIO переменную Д==ДО+ Д t. Тоrда
(О.' ) dД a) dД д a)
In(Ol' = 2 f f 2= 2IпД +
(OI'U ) II Д Д ) o д До дд Jt o
rде 0)1"0 И ДО значения уrловой скорости ЛВ и дальности на момент Ha
чала самонаведения. Отсюда следуют равенства:
2
ln (О..Д = а а До Д .
2 . . . ,
(OI O ДО дд ДДО д дод
ro = Д rorО { ( Дo Д ) = Д rorО a!
r д2 ехр Д ДоД IJ д2 е ·
(7.61 )
При получении (7.61) было учтено, что t (До..... д)/ Д и введено обозна
чение
1 а
a= =
т ДоД
(7.62)
Здесь Т по CBOel\fY смыслу постоянная времени процесса убывания yr
ловой скорости лв от начальноrо значения 001"0 к меньшим текущим
значениям. Потребуем, чтобы к моменту t K окончания управления, коrда
д==дк, уrловая скорость была равна нулю. Из (7.53) следует, что :)тому
моменту будет соответствовать промах ]l l "к==О. Полаrая, что 1ТОТ процесс
происходит за время 3Т, получаем
T= ДO Д« .
ЗД
(7.63)
Сопоставление (7.62) и (7.63) показывает, что
а
3ДДо
до ДК
(7.64 )
д
34
Используя (7.64) в (7.59), будем иметь
ЗДО
tl jT = . у сб 001"
До Дк
(7.65)
rде было учтено равенство V сб== Д .
Принимая во внимание выводы теоремы статистической эквива
лентности (п. 2.1.3), на основании (7.58) получаем закон наведения
. ЗДu У " " .
Jrr = сб oor + J щ ' ,
до Дк
(7.66)
обеспечивающий МИНИ tуМ (рункционала (7.56) при наличии в (7.55)
возмущений и поrрешностей измерений скорости сближения и уrловой
скорости ЛВ. Алrоритм TpaeKTopHoro управления для этоrо 1vlетода Ha
ведения определяется соотношением
А . ': ЗДо У " " ': ':
L10r = Jl. Jr = сб OOr + Jцr Jr .
До Дк
(7.67)
Аналоrичным обраЗОl\1 l\10)KHO получить параметр рассоrласова
ния и для вертикальной плоскости:
А ЗДО У " " ': ':
L1 0B = сб ООв + J ЦВ J в .
До Дк
(7.68)
Анализируя (7.67) и (7.68), можно сделать следующие выводы.
Полученные алrоритмы TpaeKTopHoro управления позволяют pea
лизовать оптимальное по минимуму функционала (7.56) самонаведение,
совместно наилучшее по точности и экономичности управления.
В состав ИВС оптимальной ССН на воздушные маневрирующие
цели дол)кны входить устройства оптимальноrо оценивания V сб , O)r, (08,
"
jцr, jцu И j." jo. Оптимальные оценки V сб ' 00(., ОО в ' jЦl' И jLlo можно полу
чить В БРЛС, обрабатывая радиосиrналы, отра)кенные от перехватывае
мой цели. ОцеНI(И jl' и jll собственных поперечных ускорений ДOCTa
точно просто формируются по результатам ИЗl\1ерения jr И ju акселеро
метрами, сориентированными по соответствующим осям. Следует OT
метить, что такая ИВС сложнее существующих, поскольку требует oцe
нивания поперечных состаВЛЯIОЩИХ ускорения цели, не поддающихся
непосредственному измерению. Кроме Toro, в такой ИВС необходима
ин(l)ормация о дальностях начала До и ОI(ончания дк самонаведения. Ec
ли заI(ОНЫ (7.67) и (7.68) используются для са1vlонаведения истребителя,
35
ТО В качестве До используется дальность захвата цели БР ЛС, а в качестве
ДК предполаrаемая дальность ПУСI(а pal(eT. Для ракетных ССН «B B»
роль До иrрает дальность целеуказаний, поступающая в ракету из БР ЛС
истребителя. Значение Дк известно для KOHKpeTHoro типа pal(eT.
Обратим внимание на тот фаl(Т, что для неманевриру!ощей цели
UЦJ.==O, jU(J==O) оптимальный алrоритм TpaeKTopHoro управления вырожда
ется в разновидность МПН (7.32) при условии, что Nо==3До/(До Дк). Это
свидетельствует о том, что оптимальный метод наведения является Bce
ракурсным, всевысотным и обеспечивает' наведение по праl(тически
прямолинейной траектории. Причем для ДоиДк, навиrационный пара
метр N o =3. Для малых дальностей До, сравнимых с Дк, N o >3, что предо
пределяет более энерrичный маневр ОУ при наведении на цель. Если )I(e
цель маневрирует UШ' *0, jци*О), то оптимальный алrоритм соответствует
разновидности МПН со смещением (7.48), для KOToporo поправка Ы
зависит от условий применения, определяемых значениями До и ДК.
В заключение отметим, что закон (7.67) и (7.68) будет оптималь
ным по минимуму (l)ункционала (7.56) толы(о при условии, что требуе
мые переrрузки не превышают их маl(симально допустимых значений.
7.5.3. ОПТИМИЗАЦИЯ ллrоритмл НАВЕДЕНИЯ
НА НЛЗЕМНI)IЕ ЦЕЛИ
При синтезе наилучшеrо, в некотором смысле, заI(она наведения
самолетов и ракет на наземные цели примем во внимание Hel(OTOpbIe
особенности этих целей и наводимых на них paI(eT «в п».
Радиоэлектронные ССН, I(aK правило, ИСПОЛЬЗУIОТСЯ дЛЯ HaBeдe
ния на наземные (надводные) цели, обладаlощие хорошим радиолока
ционным контрастом. Такой I(OHTpaCT позволяет :эФ(l)еI(ТИВНО селеl(ТИРО
вать цели на ч)оне земной (водной) поверхности. К таI(ИМ целям OTHO
сятся крупные неПОДВИ)I(ные объеl(ТЫ (:>келеЗНОДОРО)l(ные мосты, стоян
I(И самолетов, промышленные заСТРОЙI(И и т.д.) на земной поверхности
и корабли различноrо назначения на море. Однако CI(OPOCTb хода да)ке
быстроходных l(ораблей пренебре)кимо мала по сравнеНИIО со CI(OPO
стыо полета самолета или ракеты «в п». В связи С JТИМ СКОрОСТЬЮ
уничтожаемых целей можно пренебречь.
Наземные (надводные) цели обладаIОТ достаточно сильной ПВО.
ПОJТОМУ дЛЯ обеспечения безопасности самолета носителя дальность
пуска ракет «в п» дол)кна быть больше радиуса зоны пво. Таl(ие
большие расстояния ракета преодолевает с помощыо маршевоrо двиrа
теля при наличии большоrо запаса топлива. Принимая во внимание He
обходимость значительной по массе боевой части, lVIO)I(HO утверждать,
что ракеты «в п» ДОЛ)l(НЫ иметь существенно большие размеры и массу
36
по сравнению с ракетами «B B». ЭТО предопределяет для них значи
тельно меньший диапазон боковых переrрузок, а соответственно и бо
лее жесткие тр бования к прямолинейности траектории наведения, что
актуально и для повышения экономичности процесса управления, и для
увеличения дальности пуска ракет.
Использование для наведения самолетов и pal(eT «в п» большой
дальности метода пропорциональноrо наведения, oCHoBaHHoro на учете
уrловой скорости ЛВ, не оправдывает себя из за плохой управляемости
на начальных участках траектории, особенно при боковом ветре, и Ha
личия начальных ошибок наведения (см. *7.4).
Прямой метод наведения, использующий уrловые ошибки управ
ления, также нецелесообразен из за низкой точности наведения на KO
нечном участке вследствие влияния ветра, что особенно проявляется
при наведении на подвижные надводные цели. В связи с этим желатель
но получить алrоритм TpaeKTopHoro управления, в котором учитывают
ся как ошибки наведения по уrлу, так и уrловая скорость ЛБ. Такой за
кон будет одинаково эффективным l(aK на больших, так и на 1vfалых pac
стоян иях до цели. Необходимо подчеркнуть, что для самолетов и ракет
«в п» самонаведение на наземные цели выполняется обычно лишь в ro
ризонтальной плоскости. В вертикальной плоскости обеспечивается по
лет самолетов на заданной высоте, а для ракет «В П» полёт, вклю
чающий три участка (рис. 7.15). На первом участке осуществляется про
rраммный набор высоты, на втором полет с постоянной высотой и на
третьем пикирование в режиме самонаведения.
Рис. 7.15
Полаrая каналы управления независимыми, синтезируем алrо
ритм наведения ЛА в rоризонтальной плоскости, совместно наилучший
по точности и по экономичности. В математическом плане эту задачу
можно сформулировать следующим образом.
Для объекта управления, уrловое положение KOToporo относи
тельно неподвижной цели определяется системой уравнений:
. Jr
<Р r = ro r + + <9.' ;
Д
(7.69)
37
. 2Д j ('
001' = 001' + ror '
Д д
необходимо найти требуемый сиrнал управления JI r, оптимальный по
минимуму (l)ункционала качества
(7.70)
I=M y {[ :r J[
о ][ <J>y <J>r ] + f j k jdt } .
qro О oor О
(7.71 )
В (7.69) (7.71): <Pr бортовой пеленr цели; <Ру уrол упреждения, paB
ный уrлу сноса за счет ветра; <pr И WI' центрированные rауссовские
возмущения, характеризующие (l)луктуации бортовоrо пеленrа и уrло
вой скорости oor ЛВ; Д и Д дальность до цели и скорость сБЛИ)l(ения с
ней; q<p и q(l) штрафы за точность управления, а k j штраф за значение
сиrнала управления jr, под которым понимается БОI(овое ускорение ОУ.
Следует отметить, что соотношение (7.70) является разновидно
стью уравнения (7.55) для случая, I<оrда боковое ускорение цели равно
нулю. Такая ситуация справедлива как для неподвижной цели, так и для
малоподви)кной цели, движущейся с постоянной скоростью. Смысл
введенных обозначений поясняется рис. 7.16, rде для rоризонтальной
Х Оц плоскости в невращающейся
о u
земнои системе координат
показаны: точки расположе
VO!:lT ния цели Оц и объекта управ
ления Ооу; векторы требуемой
V oyr И q)актической V оу CKOpO
стей ЛА. Необходимо OTMe
У В
"- тить, что при наличии ветра,
направление и скорость KOTO
О О!:l ZO 1 poro характеризуются BeKTO
О ром v 13, полет к цели по пря
Zo мой ОоуОц возможен в том
Р 7 16 случае, если требуемый бор
11 с. .
товой пеленr <PI I' будет равен
уrлу упреждения <ру. Вполне очевидно, что при полете ОУ к цели по ли:
нии ОоуОц (под уrлом <Р''Т ==<ру) уrловая скорость линии визирования бу
дет равна нулю, т.е. 0011"==0. Из (7.53) следует, что в таI(ОЙ ситуации Te
кущий промах hrr==O. Данное обстоятельство поясняет способность
(рункционала (7.71) учитывать требования точности наведения.
Поставив в соответствие (7 .69) (7. 71) и (2.7), (1.5), получим
38
[ <py ] [ <Pr ]
Х Т о' Ху Щ. ,
U == J r ,
в = [ 1/ Д ] , Q= [ q<p о ] ,
у 1/Д О qro
Подставив (7.72) в (3.35), найдем
боковоrо ускорения ОУ:
(7.72)
к == k j.
закон изменения требуемоrо
q<P (" ,, ) qro"
Jrr = \q>y q>r + ror.
к jД к jД
Тоrда алrоритм TpaeKTopHoro управления ЛА при наведении на назем
ную цель описывается соотношением
(7.73)
q<P ( " ,, ) qro"
Ll or = Jrr Jr = <Ру q>r + ror Jr.
k j,Д к jД
Аналоrично можно сформировать закон
(7.74 )
" " q q "
A . . <Р" ы" .
Ll OB JBT JB q>B + OOB JB
К j,Д к jД
(7.75)
для наведения ракеты «в п» в вертикальной ПЛОСКОСТИ на конечном
участке траектории. Индексы «в» учитывают в (7.75) принадлежность
фазовых координат 1( вертикальной плоскости. Кроме Toro, было учтено
отсутствие уrла сноса в вертикальной плоскости.
Анализ (7.73) (7.75) позволяет сделать следующие заключения.
Полученный метод наведения (7.73) является частным случаем
метода последовательных упрежден ий (7.51) и отличается от Hero He
стационарным характером коэq)фициентов, учитывающих в требуемом
законе наведения веса ошибок управления y .. и 00.,. При JTOM на
больших расстояниях до цели, коrда Д велика и ror O, закон (7.73) BЫ
рождается в разновидность прямоrо метода, называемую иноrда путе
вым методом. Причем, чем меньше скорость Д, тем сильнее действие
ветра и влияние ошибки y .. на сиrнал управления. При неизменной
скорости полета значение BecoBoro коэффициента q (Kj Д ), учитываю
щеrо влияние ошибки по уrлу y .., остается неизменнь)м. В то же
время по мере уменьшения дальности Д возрастает влияние BToporo
39
"
компонента q(J) 001' /(Kj Д ) сиrнала управления. Это возрастание, обуслов
ленное не только увеличением oor С уменьшением дальности, но и YBe
"
личением BecoBoro множителя q(j(Kj Д), становится особенно значи
тельным на малых расстояниях до цели. Следовательно, в процессе по
лета, по мере приближения к цели в законе управления происходит пе
рераспределение влияния ошибок управления от <Py <P,' на начальных
участках в пользу ошибки по 00,. на конечных участках траектории.
Синтезированный алrоритм наведения, реализуя минимум (PYHK
ционала качества (7.71), позволяет получить ССН, совместно наилуч
шую как по точности управления, так и ero экономичности.
Сиrнал управления зависит не от абсолютных значений коэ(l}(ри
циентов штрафов q<p, q(J) и Kj, а от их отношений qчIKj и Q(J/Kj, что сущест
венно облеrчает их выбор. Отношения qtplKj и Q(t/Kj ДОЛ)l(НЫ быть такими,
чтобы при максимально возмо)кных значениях ошибок управления
<py <pr И 00,", для минимальных значений I д I и д требуе lые поперечные
переrрузки не превышали допустимые значения. Методика выбора OT
ношений козффициентов штрафов, обеспечивающих минимальную ди
намическую ошибку в установившемся режиме при заданной длитель
ности переходных процессов, была рассмотрена в 93.5.
В состав ИВС, реализующей алrоритм управления (7.74), (7.75),
дол)кны входить устройства формирования оценок дальности д, скорости
Д , уrла сноса <Ру, бортовых пеленrов <pr И <рв, yrловых скоростей Щ. и ws лв
" .
и собственных ускорений jr И ju. При этом оценки Д, Д, <Р,., <Рн И 001" ООн
мотут быть с(рормированы в prc, оценки j" и jB путем обработки пока
заний акселерометров, а для получения оценок <Ру можно использовать дo
плеровский измеритель скорости и yrла сноса (ДИСС).
7.5.4. ОПТИМИЗАЦИЯ АлrОРИТМА НАВЕДЕНИЯ
НА МАЛОРАЗМЕРНЫЕ НАЗЕМНЫЕ ЦЕЛИ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ
Активноrо СИНТЕЗИРОВАНИЯ АПЕРТУРЫ АНТЕННЫ
Одним из способов улучшения разрешающей способности prc
ракет «в п», предназначенных для наведения на малоразмерные назем
ные цели (МНЦ) является использование синтезирования апертуры
(СА) антенны или доплеровскоrо обострения луча (ДОЛ) [63, 64]. Oд
нако )келаемый з(р(l)ект улучшения линейноrо разрешения по а'Зимуту
при использовании СА или ДОЛ достиrается лишь в том случае, если
ракета движется под достаточно большим уrлом к линии визирования
40
мнц, в то время, как для её поражения линия пути ракеты должна COB
падать с ЛВ. В связи с этим алrоритмы TpaeKTopHoro управления долж
ны одновременно удовлетворять противоречивым требованиям к задан
ному линейному разрешению и линейному промаху. Такие алrоритмы
должны обеспечивать полёт ракеты по криволинейной траектории, при
которой на начальном участке, при полёте под некоторым уrлом к ЛВ,
реализуется требуемое линейное разрешение по азимуту, а на конечном
доворот, позволяющий получить высокоточное наведение на мнц.
Необходимо отметить, что при полёте по криволинейной TpaeK
тории возрастает расход энерrии, затрачиваемой на управление ракетой,
в связи с чем более актуальной становится задача улучшения экономич
ности закона наведения. Удовлетворить противоречащим друr друrу
требованиям обеспечения высокой разрешающей способности, точно
сти и экономичности наведения в условиях реальных оrраничений на
располаrаемые поперечные переrрузки при использовании традицион
ных методов наведения [46, 49] невозможно. Следует подчеркнуть, что
поочередное :эмпирическое использование на различных участках Tpa
ектории различных методов наведения не позволяет получить приемле
мых результатов из за трудности определения момента перехода с oд
Horo закона на друrой, возникновения значительных переходных про
цессов и сложности обеспечения экономичности.
Весьма перспективным направлением синтеза сложных законов
наведения, совместно наилучших по противоречивым требованиям точ
ности, разрешающей способности и экономичности является использо
вание математическоrо аппарата СТОУ.
Ниже будут использованы простейшие алrоритмы этой теории,
которые позволяют для системы (2.7), предназначенной для отработки
процесса (2.8), при наличии измерений (2.16) сформировать сиrнал
управления (3.35), оптимальный по минимуму локальноrо функционала
качества (1.5).
Синтез будет выполнен при условии, что соблюдаются следую
щие допущения:
известны значения требуемой линейной разрешающей способно
сти по азимуту, длины волны и полосы пропускания доплеровскоrо
фильтра;
наземная цель движется в произвольном направлении с постоян
ной скоростью, величина которой существенно меньше скорости полета
ракеты;
известны диапазон JДО11 располаrаемых переrРУЗОI< ракеты, ма[(си
мально допустимая уrловая скорость ООдоп линии визирования и мини
мально допустимый при синтезировании бортовой пеленr q>Iion цели;
41-
на борту ракеты имеются достаточно точные измерители дально
сти до наземной цели и скорости сближения с ней;
известен допустимый промах, текущее значение KOToporo опре
деляется соотношениями (7.53);
канал наведения ракеты в вертикальной плоскости практически
не влияет на канал управления в rоризонтальной плоскости.
Последнее допущение позволяет осуществлять независимый син
тез управления в rоризонтальной и вертикальной плоскостях. При зтом
наибольшую сложность представляет синтез закона наведения в rори
зонтальной плоскости, для которой и будут выполнены все необходи
мые математические выкладки.
Выбор исходных моделей состояния для синтеза алrоритма Tpa
eKTopHoro управления в rоризонтальной плоскости осуuцествляется ис
ходя из назначения системы, возможности измерения используемых фа
зовых координат и их связей с требованиями, предъявляемыми к системе.
Использование аппарата СТОУ предполаrает знание моделей
управляемоrо (2.7) и требуемоrо (2.8) процессов. Для определения зако
на изменения Х Т в приложении к решаемой задаче рассмотрим зависи
мость линейноrо разрешения APrC по азимуту от взаимноrо располо
жения цели и наводимоrо объекта.
Пусть на ракете, находя
uцейся в т. 01' на удалении Д от
неподвижной цели Оц и движу
uцейся со скоростью V р под yr
лом <Рр к ней (рис. 7 .17), форми
руется сиrнал подсвета цели с
длиной волны л., который после
отражения от цели принимается
на объекте управления. Тоrда
доплеровекая частота отраженноrо сиrнала определяется соотношением
2 V 1 J COS <Р.,
F =
д А
................ ...... ...... ........
Оц
""Д/т
..е
.......... О
.......... Itp
Ор
PIIC. 7.17
(7.76)
а частота сиrнала, отраженноrо от точки Ощн отстояuцей от Оц на pac
стояние д/т, равное требуемому линейному разрешению по азимуту ,
M eT быть рассчитана по q)ормуле
2У р COS(<Pr + д/т / д)
F др = л. ' (7.77)
Следует подчеркнуть, что в зависимости от точности аппрокси
мации, MOryT быть получены различные формулы, связывающие между
42
собой требуемое разрешение dl T с условиями применения ракеты, опре
деляемые конкретными значениями V 1 " <PIH д. Ниже будет рассмотрен
наиболее простой случай, который базируется на аппроксимации (7.77)
рядом Тейлора в линейном приближении. При таких условиях
2У р cos <Pr 2У р sin <Pr l 2У р sin <Pr l
F = T =F т
др л. л. Д д л. Д ,
rде было учтено равенство (7.76).
Для Toro, чтобы разрешить т.т. Оц И Ощ) полоса пропускания доп
леровскоrо фильтра в приёмнике APrC ракеты не должна превышать
величины
2У р sin <Pr IT
F F д F др ,
л. Д
(7.78)
или
F = 2(J)r IT
л '
(7.79)
rде
У р sin <Pr
00 =
r Д
уrловая скорость ЛВ цели. Из (7.78), (7.79) можно получить:
(7.80)
l = Д Fл.
т 2V p sinq>r
l = Fл.
т 2оо
r
(7.81 )
(7.82)
Отсюда следует, что для реализации требуемоrо разрешения dl T
траектория движения ракеты должна быть такой, чтобы бортовой пе
ленr цели удовлетворял условию
. Д Fл.
<Prт = arc Sln . (7.83)
2Vp IT
Анализ (7.83) позволяет придти к следующим заключениям.
Бортовой пеленr <Prт, необходимый для реализации требуемоrо
линейноrо разрешения dl T по азимуту, зависит как от параметров систе
мы обработки сиrналов dF, л., так и от условий применения Д и V Р.
43
При прочих равных условиях для обеспечения более BbIcoKoro ли
нейноrо разрешения по азимyry необходимо более сильное искривление
траектории полёта ракеты, характеризуемое большими значениями <р,-.
В общем случае рассматриваемая система наведения предназна
чена для стабилизации линейноrо разрешения по азимуту, обеспечивае
Moro выбором бортовоrо пеленrа (7.83), высокоточноrо вывода ракеты
на цель, обеспечивающеrо минимизацию промаха (7.53) при условии
OOrr ==0,
(7.84)
и минимизации расхода энерrии управляющих сиrналов.
В связи с JТИМ В состав модели должны как минимум входить <Pr И
bl r . rеометрические соотношения ме)кду координатами абсолютноrо и
относительноrо движения
наземной цели и ракеты в
rоризонтальной плоскости
приведены на рис. 7.18.
На этом рисунке в
земной невращающейся
системе координат XOZ по
казано текущее расположе
ние ракеты Ор и цели Ои.
Вектор V ц характеризует
скорость и направление
дви)кения цели, а У рт и У р
требуемый и фактический
векторы скорости ракеты;
<Prr требуемое значение
бортовоrо пеленrа, при KO
тором обеспечивается заданное разрешение 8fт (7.81); jr поперечное
ускорение ракеты; Er уrол визирования цели.
Из рисунка видно, что rеометрические связи абсолютных и OTHO
сительных фазовых координат соответствуют модели (7.69) и (7.70).
Необходимо отметить, что и <Pr И (J)r достаточно просто оцениваlОТСЯ
существующими измерителями.
Функционал качества (] .5), оцениваlОЩИЙ эфч)ективность закона
наведения, должен учитывать: ошибки <p,.,' <Pr управления по бортовому
пеленrу, используемые для стабилизации линейноrо разрешения (7.8])
по азимуту; ошибки bl,.r bll- управления по уrловой скорости визирова
ния, по которым можно оценить величину текущеrо промаха, и расход
Jнерrии сиrналов управления jl" С учетом JТИХ особенностей миними
зируемый (l)ункционал может быть получен в виде соотношения:
z t z t
I Р I
I I
I I
I '
I I
I I
I I
I I д /
,
.
v
о: Ц
Ц:,
Х р
Х
Pltc.7.18
44
(
1 = Му_ {[ <РI", = <Pr ] T [ q<p
OOrr 001' О
о ][ <Рп = <Pr ] + f j K jdt } ,
q(J) OOrr OOr О
(7.85)
в котором qcp и q(t) штра(ры за точность управления по уrлу и уrловой
скорости, а k j штра(р за величину сиrнала управления.
С.опоставив (7.85) с (1.5), а (7.69), (7.70) с (2.7) будем иметь:
Ху = [ <Pr. ] , Х Т = [ q>.I ] , Ву = [ 1/ Д ] , Q = [ q<p о ] ,
(Or О l/Д о q(J)
к = к j' u = jr (7.86)
Используя (7.86) в (3.35) получим закон наведения
. q<P ( " " ) q(J)"
Jrl q>r.' <P., + (Or'
к jД к jД
rде (1),., = аrсsiп[(длДF У(2У р Ы,)] определяется из (7.83). Torдa алro
(7.87)
ритм TpaeI{TOpHOro управления ракетой при наведении на наземную
цель описывается соотношением:
А . q<P ( " " ) q(J)"
Ll., J rr J r <Prr <Pr + OOr J r .
КjД КjД
Анализ (7.87), (7.88) позволяет сделать следующие заключения.
Для реализации (7.88) необходимо иметь устройства (алrоритмы)
оценивания дальности, скорости сбли)кения с целью, бортовоrо пеленrа,
уrловой скорости линии визирования и собственных скорости и попе
речноrо ускорения ракеты. Такой состав измерителей не накладывает
никаких оrраничений на практическую реализуеtvl0СТЬ метода.
Полученный закон наведения (7.87) является нестационарной
разновидностью метода последовательных упреждений [52]. В зтом за
коне на больших расстояниях, коrда Д велика и oor:=O, управление опре
деляется первым слаrаемым. В такой ситуации полет ракеты будет ocy
ществляться под уrлом <P,':::::<Prr К цели, обеспечивающим стабилизацию
требуемой разрешающей способности. При этом по Iepe уменьшения Д
и увеличения 00., начинает возрастать влияние BToporo слаrаемоrо
Чfi/Л''; К)1. сиrнала управления. Влияние зтоrо слаrаемоrо становится
особенно значительным на малых расстояниях до цели. Следовательно
в процессе полета, по мере приближения ракеты к цели, в законе управ
ления происходит плавное перераспределение влияния ошибок управ
(7.88)
45
ления от <Prт r, стабилизирующих разрешающую способность на Ha
чальном участке наведения, к ошибкам по 001"' МИНИМИЗИРУIОЩИМ TeKY
щий промах на конечном участке траектории.
Вес ошибок по уrлу и уrловой скорости, определяющий перерас
пределение приоритетов в заl(оне управления, зависит от соотношения
штраq>ов qq/Kj и qofI(j. При этом выбором Kj коэффициента штрафа за
экономичность добиваются выпол нения условия jr r ДО", при котором
текущие управляющие переrрузки не превышают предельно допусти
мых значений. Манипулируя qcp и qeo можно варьировать моментом Bpe
мени перехода от преимущественноrо управления по уrлу к управлению
по уrловой скорости.
Изменения относительных q)азовых координат системы (7.69),
(7.70) с законом наведения (7.87) ИЛЛIОСТРИРУIОТСЯ JПlорами, приведён
ными на рис. 7 .19 7.24, а возможный вид траектории в rоризонтальной
плоскости на рис. 7.25. На :этих рисунках: Д[I дальность пуска; <РТI1ШХ,
ООдс.ш, jдоп, h ДШ1 максимальные значения бортовоrо пеленrа, уrловой CKO
рости ЛВ, поперечноrо ускорения и промаха; 8fT требуемое линейное
разрешение по азимуту.
1
46
0.4
0.2
00
I
I
I
I I I I
r r ,
I I I I
I I I I
I I I I
I I I .!
I I I
I I I
I I I
I I
"' " 1
I I
I
I
I
I
I
I
I
I I
I I
I I I
I I I
" r "
I I I
I I I
I I I
0.2
0.8 t/tиl
0.4
0.6
Рис. 7. 19
1
I
I
I
I I I I
I i I i
I I I I
I I I I
I I I I
. I ..
I I I I
I I I I
I I I I
I .!. I .!
I I I I
I I I I
I
I I I I
т I "т
I I I
I I I
I I I
0.2
00
0.6
0.8 t/t и 1
0.2
0.4
Pllc.7.21
<l> r
<1> 1
1
0.4
I
I
,
I I I I
r
I I I I
I I I I
, I I I
.. ..
I I I
I I I
I I I
I I
I ..
I I
I
I
I
jr
.
J rдо
0.6
0.2
I
I
I
r 1
I I
I I
I I I
I I I
I I ,
I I I
I I I
00
0.4
0.6
0.2
Рис. 7.20
1
0.4
I
I
I I I I
L L
I I I I
I I I I
I I I I
I I I I
I ... r I
I I I I
I I I I
I I I I
I 1. L
I I I I
I I I I
I I I I
I I I I
I ... r I
I I I I
I I I I
0.2
00
0.6
0.8 tft и 1
0.2
0.4
Рис. 7.22
Исследования полученноrо ал Х
rоритма показали, что он: позволяет Х ц
обеспечить на начальном участке Ha 0.8
ведения стабилизацию требуемоrо
линейноrо разрешения (рис. 7.24), а
на конечном участке минимизацию
текущеrо промаха ракеты (рис. 7.23);
дает возможность достаточно просто
и плавно перераспределять приорите
ты в управлении между обеспечением
требуемоrо линейноrо разрешения по
азимyry и допустимыми промахами ракеты; позволяет достичь приемлемо
ro качества функционирования алrоритма в целом.
Следует отметить, что при использовании друrих исходных MO
делей состояния MorYT быть получены друrие алrоритмы TpaeKTopHoro
управления [43, 44].
101
111
Ы т
100
10'
О
0.4
0.6
10.1
0.8 t/t и 1 о
0.2
Рис. 7. 23
------ --------------------
---------- ------------------------------------
с 1: =1 :)
С 1: :1
I I ....
t- I I ...
... I I J
1 1 1 I
1 1 I 1
10.1
= : = : : '= : : = : = 1= = = : = =1 = = = = = '=': = :
t- I I ...
,.. I I ,
r ,
....
1 I 1 1
1 1 1 I
: : : : : : : : : : 1: : = : = =1: = = = = :, = = = = =
: : : : : '= : : : : :1: : : : : :1: : : : : :J: : : : :
I I I I
I 1 I I
,.. r ' ,
I 1 1 I
0.2
0.8 t/t и 1
0.4
0.6
Рис. 7. 24
1.2 ........... -- .... ,... .... -- -- .... ... ,.... .... .... .... -- --,.... ... -- -- -- .., -- .... -- -- .... ...,
1 I
1 О 1
1 I 1 I ЦI
: :
1 1 I r 1
1 I I 1 I
r I ..... ,
1 I 1 1 I
1 I 1 1 1
o
1 1 1 1 1
1 1 I 1 1
0.4 I : :
1 1 1 1 1
1 I 1 1 I
О .2 : :
1 1 1 1 1
I 1 I I 1
00
Z/Z
0.6
1
0.2
0.4
Рllс.7.25
7.5.5. ОПТИМИЗАЦИЯ АлrОРИТМА НАВЕДЕНИЯ НА НАЗЕМНЫЕ
ЦЕЛИ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ ПОЛУ Активноrо
СИНТЕЗИРОВАНИЯ АПЕРТУРЫ АНТЕННЫ
Анализ систем радиоуправления ракетами «в п» с синтезирова
нием апертуры антенны или ДОЛ [1, 53,54], дающим возможность ce
лектировать малоразмерные цели на (роне земной (водной) поверхности,
позволяет придти к заключению о достаточно малой дальности их об
наружения и сопровождения. Причинами этоrо являются малая МОЩ
ность бортовоrо передатчика ракеты и криволинейность траектории ее
полета, за счет которой теряется до 15% дальности действия [54].
Отсюда следует, что для захвата наземной цели визирными сис
темами ракеты при нахождении ее на подвеске самолет носитель дол
47
х(ен заходить в зону активноrо противодействия систем пво. ИСПОЛЬ
зование ракет «в п» с комбинированными системами наведения, преду
сматривающими достаточно большой участок aBToHoMHoro полета, пре
допределяет необходимость выполнения сложных процедур идентиq)и
кации цели с последующим захватом на траектории.
В связи с отмеченными особенностями весьма перспективным
является использование полуактивных систем радиоуправления paKeTa
ми с синтезированием на них апертуры антенны. Использование полу
активноrо принципа построения систеrvl радиоуправления дает возмо)к
ность rоворить о существенном увеличении дальности самонаведения
на малоразмерные наземные цели. Такая ВОЗМО)l(НОСТЬ предопределяется
следующими причинами:
использованием существенно более мощноrо передатчика сиrна
ла подсвета цели, размещаемоrо на борту самолета носителя ракеты;
наведением ракеты на цель практически на прямолинейной Tpa
ектории, что обеспечивает по сравнению с активными системами YBe
личение дальности наведения.
Следует, однако, отметить, что в полуаI<ТИВНЫХ системах потре
буются более СЛО)l(ные алrоритмы функционирования инq)ормационно
вычислительных систем, обусловленные необходимостью соrласован
Horo управления, как ракетой, так и самолетом носителем.
Рассмотрим основные зависимости линейноrо разрешения по
азимуту от условий применения для ракеты «в п» использующей полу
активное синтезирование. Пусть на самолете, находящемся в точке Ое
на удалении Де ОТ неподвижной цели Оц и движущемся со скоростью У С
под уrлом <Ре к ней (рис. 7.26), q)ормируется сиrнал подсвета с длиной
волны Л, который после отра)кения от цели принимается на ракете, pac
положенной в точке Ор на удалении Др от цели и движущейся со CKOpO
стью У р под уrлом <Рр к ней.
Оцр
ОС
Рис. 7.26
Тоrда доплеровская частота сиrнала, OTpa){(eHHOrO от цели и при
нимаемоrо на ракете, которая определяется динамикой взаимноrо пере
48
мещения самолета носителя, цели и управляемоrо средства пора)кения,
определяется соотношением
F др :=-(У е cos <Ре + У р cos <Рр )0,. . (7.89)
в свою очередь доплеровскую частоту сиrнала, отраженноrо от
точки Оцр земной поверхности, удаленной от цели на расстоянии 11fT'
равную требуемому линейному разрешению можно рассчитать по q)ормуле
p = [ У С со{ <Ре + : )+ У р со{ <Рр + ;:- )} Л. (7.90)
Следует отметить, что в зависимости от точности аппроксимации
F' др MorYT быть получены различные формулы, связывающие между co
бой требуемое разрешение fT с условиями применения самолета и pa
кеты, определяемыми конкретными значениями ус, <Ре, У р , <Рр. Ниже бу
дет рассмотрен наиболее простой случай, который базируется на ап
проксимации (7.90) рядом Тейлора с использо анием линейных членов
разло)кения. При таких условиях
r' ус ус. IT Ур У р . IT
r др = COs<pe Sln<Pc + cos<pp Sln<pp =
А А Де А л Др
F ус. /T У р. /T
= Jtp Sln<pc Sln<pp '
А Дс А Др
rде было учтено равенство (7.89).
Для TOrO, чтобы разрешить точки Оц и Орр, полоса доплеровскоrо
(рильтра на ракете не должна превышать величины
F F F ' У с . 1 1 ' У р . I T
= = Sln(n + Sln(n =
др др А ус Де А Ур Др
= ОО/З.1 т + OOp!::J.l-r = (ООс + ООр 1.1_
А А А
(7.91 )
V sin <р V sin <р
rде СОс::= С С И СОр = р р уrловые скорости линии визиро
Де Др
вания цели с самолета и ракеты. Из (7.91) МО)I(НО получить, что требуе
мое разрешение на ракете, определяемое соотношением
11/ = AI1F
т
Ы е + Ы р
(7.92)
49
зависит от длины волны сиrнала подсвета цели, полосы пропускания
доплеровскоrо фильтра приемника ракеты и динамики взаимноrо пере
мещения самолета и ракеты относительно цели. В свою очередь из
(7.92) следует, что для получения на ракете требуемоrо разрешения Д/...
носитель должен перемещаться таким образом, чтобы ero уrловая CKO
рость линии визирования удовлетворяла требованию
л.дF
(ОСТ = (Ор . ( 7.93 )
Д/т
Анализ (7.93) позволяет придти к следующим заключениям:
1. Для получения требуемоrо разрешения ракета может двиrаться
независимо по различным траекториям: как по прямолинеЙНЬПvl, реали
зующим условие Ыр==О, так и криволинейным, при которых (t)p:;tO. В пер
вом случае можно использовать хорошо отработанные разновидности
пропорциональноrо наведения. В последнем случае уменьшится даль
ность наведения, однаI(О f\10ЖНО будет использовать те же алrоритмы
TpaeKTopHoro управления, что и при активном синтезировании. Кроме
Toro, ВОЗМО)I(НО и использование промежуточных вариантов.
2. В общем случае, траектория движения самолета носителя оп
ределяется требуемым разрешением, шириной полосы ПРОПУСI<ания дo
плеровскоrо фильтра приемника ракеты, несущей частотой (длиной
волны) сиrнала подсвета цели и законом наведения ракеты. Для реали
зации требуемой траектории движения самолета на Hero необходимо
передавать с ракеты значения ) уrловой скорости ее линии визирова
ния цели. В частном случае при использовании на ракете метода про
порциональноrо наведения на наземную неподвижную цель, коrда Ыp O,
самолет может двиrаться по проrраммной траектории, реализующей
условие
АдF
(ОСТ = .
д/т
Необходимо отметить, что в такой ситуации нет необходимости
передавать с ракеты на носитель значения ООр, однако, уrловая скорость
ЫСТ должна в 2 раза превышать то значение, которое необходимо для
реализации активноrо синтезирования [54].
Задача синтеза алrоритмов TpaeKTopHoro управления самолетом
носителем и ракетой «в п» наилучших в том или ином смысле мо)кет
быть решена различными способами. Весьма перспективным является
способ локальной оптимизации, позволяющий достаточно просто найти
закон управления, совместно наилучший по точности и JКОНОМИЧНОСТИ.
Этот способ позволяет для системы (2.7), предназначенной для отработ
(7.94 )
50
ки процесса (2.8), при наличии измерений (2.16) сформировать сиrнал
управления (3.35), оптимальный по минимуму функционала (1.5)
Пусть эволюции самолета носителя и наводимой ракеты опреде
ляются кинематическими уравнениями (7.70)
. 2Де 1.
юс юс J c + c ,
Де Де
2Др 1.
Юр = Юр J p + P'
Др Др
(7.95)
(7.96)
в которых: ООС и ООР уrловые скорости линий визирования цели с caMO
лета и ракеты; Де И Др удаление цели от самолета и ракеты; Де Др
скорости изменения Де И Др; je И jp поперечные ускорения самолета и
ракеты, иrрающие роль управляющих сиrналов; c И p возмущения,
обусловленные внешними воздействиями (например, ветром, турбу
лентностью атмосферы).
Поставив в соответствие (7.95), (7.96) и (2.7), получим:
Ху =[ ::]. Fy =
.
2Дс
Де
о
о
2Др 'Uj=[ :J
Др
в =
у
1
Де
О
о
[ e ]
. y = p .
(7.97)
1
Др
Необходимо для системы (7.95) 7.97) найти вектор Uj сиrналов
управления, оптимальный по минимуму функционала
I=M{[:;:= ]T 1 q:J[:;=::]+lUc jp][K 1 K:J[ :}t}.
(7.98)
Сравнивая (7.98) с (1.5) приходим к заключению, что
Q=[ l q:J. K=[K I K:J. Х т =[:;:].
(7.99)
51
Используя (7.97) и (7.99) в (3.35), получим соотношения для Tpe
буемых значений поперечных ускорений jCT И jPT' обеспечивающих ми
нимум ФУНI<ционала (7.98):
1
о
1 О
О [ I О 1 Ю ЮС ]
ДС
1 О 1 q22 Юрт Юр ,
К 22 Др
[1;.,] =
KII
. qll (" " ) .
Jt..... ,, \(ост (Ос '
К1IДс
(7.] 00)
. q 22 ( ,.. ,, )
JpT= ,.. \(OPT (Op.
К 2 2Др
(7. 1 О 1 )
Достоинством полученноrо управления является автономность
требований к ракете и самолету носителю: ракета должна обеспечивать
минимум промаха (7.53)
2
h = Д OOp
Др
а самолет реализацию требуемоrо разрешения (7.92) за счет выдержи
вания закона (7.93). В свою очередь из (7.] 02) следует, что для обеспе
чения нулевоrо промаха необходимо выполнение условия
Ы рт ==0 .
(7.102)
(7.103)
Тоrда с учетом (7.93), (7.103) и (7.100), (7.101) метод наведения
самолета и paI<eTbI может быть получен в виде соотношений:
q I I [ л.дF" ,, ] .
JCT = " (Ор (Ос '
к11Дс д/т
(7.104)
. q 22 "
JpT = " (Ор.
к 22 Др
(7.105)
Анализ (7.104), (7.105) позволяет придти к следующим заключениям:
сиrналы управления определяются, ошибками управления, KOTO
" "
рые характеризуются несоответствием текущих значений Ы С и ООр их
требуемым величинам (ОСТ и (ОРТ;
52
вес ошибок управления зависит от соотношения штра(ров (q))/K))
и q22/K22) за точность и экономичность и обратно пропорциональны pac
стояниям де 'и Др до цели. Последнее очень важно для ракеты, предо
пределяя увеличение ее чувствительности к ошибкам управления по
мере приближения к цели.
Сравнение (7.105) с (7.59) позволяет придти к заключению, что
для управления наведения ракеты с полуактивным синтезированием
может быть использован закон (7.66)
. 3До " "
JpT У с6 (Ор ,
ДО Дк
В котором до и Дк ..... соответственно дальности пуска ракеты и оконча
ния управления, и для KOToporo справедливы все выводы, полученные
при анализе (7.66).
Принимая во внимание (7.106) можно заключить, что алrоритм
TpaeKTopHoro управления ракетой «в п» с полуактивным синтезирова
нием будет определяться соотношением.
'" 3Д " "
.. n V '" .
р == JpT J p == ДП Дк сБЮр J p '
Эволюции относительных
фазовых координат самолёта и pa
кеты с полуактивным синтезиро
ванием в процессе её наведения
показаны на рис. 7.27 ..... 7.32, а Tpa
ектории их полёта в rоризонталь
ной плоскости на рис. 7.33. При
этом кривые под номером 1 COOT
ветствуют самолёту носителю,
кривые 2 ..... наводимой ракете.
1.4
Ч> r
Ч>r
I I I I
I I I I
L J J
I I I
I I I
I I I
r
I I 1 I I
I I I I
o
I I I I
I I I I
o L
: 1:2: :
0.4 : : : :
I I I I
О .2 : I
I I I I
I I I
00
0.2
0.4
0.6
Рис. 7.28
(7. 106)
(7.107)
I
I
I
I I I
I 1 I I
I I I
I I I
О .6 : I
I I I
: : :2 I
О .4 r- ' I ,
I I I I
I I I I
I I I I
o
I I I I
I I I I
I I I I
д
д
00
t/t и
0.4 0.6
Рис. 7.27
1
0.2
00
oor до
2
I I I I
I I I I
3 : :
I I I I
I I I I
I I I
I I I
I I I
I I
I I
I I
I
I
1
1
00
0.4
0.6
1
0.2
Рис. 7.29
53
1.5
10f
h
Ь до
102
10.
t/t и 1 10
О
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I I I I
I I I I
I I I I
I I I I
I I I I
I I I .
T r
I I I I
I I I I
I I I I
I I I I
.
J
I
I
I
I I
I I
I I
I I
I I
I I
I I
00
0.4
0.6
0.2
Рис. 7.30
101
I1L
I1L T
100
::::: :=:: :==:: :: ::с::::
T r
I I r ,
I
I I I I
===J===== =c=== ====
::::: :: :::
r ' T r
::::: :::: ::::: :::::c::::
.
I I I I
I I j' ,
I I I I
,
r r
T r
I
I I I I
10-1
10
О
0.4 О.б
Рис. 7. 32
tftи
0.2
I
I
I
I I
1. L
I I
I
I
0.2
t/t и
1
0.4
О.б
Рис. 7. 31
0.8
О.б
0.4
0.2
1 00
Z/Z
0.2
0.4 О.б
Рис. 7.33
1
в заключение отметим, что для реализации этоrо алrоритма с но..
сителя необходимо подавать команды целеуказания по дальности пуска
Дп, скорости сближения и бортовому пеленrу цели <Рс- На самой ракете
" "
необходимо формировать оценки V сб ' Юр И j.
54
rЛАВА 8. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ
И ОСОБЕННОСТИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ иве
8.1. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕJШЯ
И ФУНКЦИОНИРОВАJШЯ ИВС
мноrОФУНКЦИОНАльноrОСАМОЛЁТА
Ин 4)0]).'" а ц u Oflllo в bl 11 исл tl111 ел ыl ая е ист еА t а саА tол е 111 а , предll азн а
цеllная для (jJОРАluроваllUЯ пара.lнепlров расе02ласова1lUЯ (ел 1. рие. В. J),
предСl11авляеп1 собой СЛО:J/СIlУI0, КОJ1111леКСllУ'О, иераРХlIчеСКУI0 CmJJYKпIYPY.
Она включает в себя совокупность датчиков пара!vlетров собственноrо и
относительноrо движения ОУ и цели, бортовую вычислительную сис
Te 1Y (БВС), систему индикации и устройства сопряжения с оружием.
Перечень задач, решаемых ИВС самолетов, определяется общими зако
номерностями их работы, рассмотренными во введении и 1. 1. При
:этом конкретный состав датчиков зависит от метода наведения.
Сложность и комплексный характер ИВС обусловлены необхо
дим остью решать задачи самонаведения независимо от конкретных
условий применения. Это предопределяет использование различных
методов наведения, датчиков различной физической природы и разных
режимов управления ЛА. Иерархический способ построения позволяет
существенно экономить аппаратурные и вычислительные затраты в
процессе наведения. В заВИСИlVlОСТИ от вида информации, способов ее
получения и (ризической природы используемых сиrналов все датчики
объединяются в системы более низкоrо уровня (подсистемы) по OTHO
шению к ИВС. Радиоэлектронные измерители параметров относитель
Horo движения ОУ и цели и некоторых параметров ее абсолютноrо
движения объединяются в составе БРЛС. Датчики этих же параметров в
оптическом и инфракрасном диапазонах (рункционируют в составе оп
то электронной системы (ОЭС). Датчики параметров собственноrо
движения самолета объединяются в системы воздушных сиrналов
(СВ С) и курсовертикали (СКВ), которые в дальнейшем будем называть
системой автономных датчиков (САД). Функциональные связи между
этими подсистемами дЛЯ ИВС мноrоцелевоrо самолета, позволяющей
реализовать современные методы наведения на наземные и маневри
рующие воздушные цели, по казаны на рис. 8.1.
55
л..
X roтj
ХС Т = [ 0. ' ' \Q. , '1' , .Т " Т Р
W1J 'т (,) '1' ' J, с' Н Б , 0:. ,"(]
J
х = У ц ::;,.
ц ju
СfIа
КP .
сне
а
х = д.
ОТН
'Pr
IPe,
wr
Ы
... ,
"" I
Xc .a ППЦ,
А .
aKP ХС хс
a p!:I" Zc . Zc
. I
А
л
:XPI1C . ПТЦ,
I
I ПМ, ПП,
: ппоц
СРТР
САП
::1 С
.
I I
I КРЭБ I
... ......... ...........J
,Л.
XU J
л mод. ПМ, ПТЦ
X roтj
Рис. 8.1
в такой ИВС можно выделить две rруппы режимов q)ункциони
рования, обеспечивающие самонаведение самолета на воздушные цели
и на наземные объеI(ТЫ. В первую rруппу входят: режим поиска и обна
ружения целей; автоматическое сопровождение нескольких целей в
режиме обзора (АСЦРО) и режим сопровождения одиночной цели
(СОЦ), именуемый также режимом непрерывной пеленrации (РНП).
Вторую rруппу составляют режимы картоrраq}ирования земной поверх
ности, в том числе и использующие синтезирование искусственной
апертуры антенны [63, 64], которые позволяют решать задачи навиrа
ЦИИ, а также обнаружения и сопровождения наземных целей.
Ре)I(ИМЫ поиска и обнаружения воздушных и наземных целей BЫ
полняются либо БРЛС, либо аэс, либо совместно обеими системами.
Они дают лишь общую I(артину воздушной и наземной обстаНОВI(И и
формируют начальные условия (целеуказания) для q)ункционирования
ИВС в друrих режимах, в которых, собственно, и решаются задачи ca
монаведения.
При АСЦРО, наряду с одновременным, автоматическим сопро
вождением, цели ранжируются по степени опасности. При :)том ИВС
формирует вектор Д параметров рассоrласования (рис. 8.1), блаrодаря
которому самолет наводится или на наиболее опасную цель, или на
56
rеометрический либо Jнерrетический центр rpуппы целей. Одновременно
для каждой i й опасной цели, число которых оrpаничено числом N p имею
щихся на борту ракет, вычисляются зоны разрешенных пусков (ЗРП) в виде
интервалов ДРlПахi ДРl11illi от максимально разрешенной Дрl11ахi до минимально
разрешенной Дршiпi дальностей. Кроме Toro, для каждой j й из N p ракет
формируются свои команды целеуказания для пуска по i й цели. При ис
пользовании ракет с APrc это дает возможность пускать все N p ракет по
различным целям при выполнении условий:
Д .. < Д . < д ..
р 1111111 1 Р шах 1 ,
(8.1)
COS<P,'i COS<PBi (0,7 O,9), (i = I,N p ).
(8.2)
Конкретные значения оrраничений в правой части неравенства
(8.2) определяются энерrетическими возможностями paI(eT при ликви
дации первоначальных ошибок пуска по направлению, которые обу
словлены бортовыми пеленrами <Pr И <РВ целей в rоризонтальной и верти
кальной плоскостях.
АСЦРО может выполняться несколькими способами. Наиболее
простой из них сопровождение на проходе (СНП), осуществляе1vlое в
процессе последовательноrо просмотра всей зоны обзора антенной
БРЛС либо чувствительными элементами оэс. Друrой способ, назы
ваемый проrраМ1vlируемым оБЗОрО 1, основан на выборочном просмотре
пространства только в направлениях сопровождаемых целей. Такой
способ АСЦРО пока реализуется лишь в БР ЛС с фазированной aHTeH
ной решеткой (ФАР).
Если точность целеуказаний (вектор Х цу на рис. 8.1) в режиме
АСЦРО недостаточна для Jфq)ективноrо ПРИ1vlенения ракет, либо упот
ребляются ракеты с полуактивными радиолокационными rоловками
самонаведения (ПАРrс), требующие постоянноrо подсвета цели, то
используется режим СОЦ. В этом режиме в БР ЛС или оэс оценки
требуемых (разовых координат (векторы Х р JlC' X OJC ) непрерывно (pop
МИРУIОТСЯ только для одной цели, на КОТОРУЮ и осуществляется caMOHa
ведение. Объектом для поражения мо)кет быть либо наиболее опасная
цель из сопровождавшихся ранее при АСЦРО, либо цель, указанная
системой командноrо радиоуправления, либо Лlобая цель, выбранная
самим летчиком. Как и раньше, дЛЯ JТОЙ цели формируется зона разре
шенных пусков и команды целеуказаний (ЦУ) ракетам. При выполне
нии условий (8.1) и (8.2) по JТОЙ цели может быть осуществлен пуск
одной или нескольких ракет. Достоинством режима СОЦ является более
высокая точность самонаведения са 10лета и целеуказаний ракетам, чем
57
в АСЦРО. В качестве недостатков можно отметить потерю информации
о всех друrих целях и наличие явноrо демаскирующеrо признака подrотов
ки атаки, связанноrо с постоянной q)иксацией излучения сиrналов подсвета
цели (СПЦ) в направлении перехватываемой цели.
Бортовая вычислительная система, как правило, с!роится по фе
деративно централизованному модульному принципу. В ее состав BXO
дЯТ ЦВМ диспетчер, управляющая всеми ре)кимами работы ИВС в цe
лом и ее составных частей, и ЦВМ, входящие в состав БР ЛС, ОЭС и
системы единой индикации (СЕИ). С по ощью этих ЦВМ выполняется
первичная обработка сиrналов, поступаlОIЦИХ от целей, и вторичная
обрабОТI(а, в результате которой q)ормируются оценки всех q)азовых
координат, необходимых для самонаведения самолета, и целеуказания
ракетам. ЦВМ СЕИ кодирует и преобразует поступающие оценки и
сиrналы I( масштабу и виду, удобноrvlУ для воспроизведения на индика
торах и восприятия экипажем. Необходимо отметить, что в роли дис
петчера может выступать любая из ЦВМ, входящих в состав БР ЛС,
ОЭС и СЕИ.
Суть модульноrо принципа состоит в (1)ОРI\1ировании математиче
CKoro обеспечения ЦВМ в виде отдельных блоков (модулей) nporpaMM.
Такой прием позволяет постоянно модернизировать отдельные алrо
ритмы (рункционирования БРЛС, ОЭС, СЕИ и ИВС в целом, не затраrи
вая остальные.
Обмен информацией ме/кду различными ЦВМ, БР ЛС, ОЭС, САД
и СЕИ осуществляется, в основном, в циq)ровом виде через специаль
вые мультиплексные линии (шины) связи.
Вектор параметров рассоrласования Д формируется в ИВС путем
преобразования q>азовых координат собствеННОI'О ДВИ)l(ения цели, caMO
лета и их относительноrо дви/кения, которым на рис. 8.1 соответствуют
векторы Хц, Х,-= и Х ОТН ' В автоматичеСI(ОМ ре)l(име управления самолетом
параметры рассоrласования поступаIОТ непосредственно в СА У и OTO
бра/каются для контроля в СЕИ. В ручном и диреI(ТОРНОМ ре/кимах они
индицируются в СЕИ. Сlода же передается для отображения и различ
ная информация от САД (Хса.ц), БРЛС (Х РJlС ), ОЭС (X OJC ) И ракет, Haxo
дящихся на подвесках (X.'O'lj)' [(оторая позволяет летчику управлять
самолетом и ero системами. Кроме Toro, в СЕ11 поступают сформиро
ванные в БР JIC и ОЭС признаI(И: маневра (ПМ) цели, приоритета опас
ной цели (ППОЦ), типа цели (ПТЦ) по принятой классиq)икации и по
мех (ПП).
Ин(l)ормация от коrvlандной радиолинии управления (КРУ)
(рис. 8.1) используется в ИВС дЛЯ самонаведения в виде признака пора
жаемой цели (ППЦ), предназначенной для УНИЧТО)l(ения, и оценок даль
58
ности ДКРУ И скорости ДКРУ' которые применяются при вычислении
параметров рассоrласования в условиях отказов дальномерных каналов
БРЛС и QЭС.
В устройствах сопряжения (УС) различные команды, поступаю
щие из ИВС к ракетам, размножаются по числу подвесок и масштаби
руются под конкретный тип ракет. Через Jти же устройства в ИВС по
"
ступают сиrналы X.'O'.j' свидетельствующие о степени rотовности ракет
к применению.
Система автономных датчиков представляет собой совокупность
измерителей различной физической природы. В общем случае в САД
формируются оценки: уrлов TaHra)Ka t}, курса 'V и их производных ООд,
00'1' векторов собственных ускорений jT==[jr ju jпJ и скорости
V I' ==[У cr V св V сп], rде индексы «r», «в» и «п» соответствуют rоризон
тальным, вертикальным и продольным составляющим; барометриче
ской высоты Н б ; уrлов атаки а, скольжения и крена у.
Современные БР ЛС мноrо(l)ункциональные системы, способ
ные решать задачи информационноrо обеспечения процессов уничто
жения воздушных и наземных целей. Следует отметить, что необходи
мость перехвата сверхманевренных воздушных целей [9, 11, 30] требует
расширения состава вектора Х рJlс оцениваемых координат и предъявляет
более высокие требования к точности, устойчивости и быстродействию
алrоритмов их оценивания.
В БРЛС, как правило, являющихся импульсно доплеровскими, в
общем случае реализуются следующие режимы [56]. Вначале использу
ется мноrоре)кимная процедура поиска и обнаружения целей однолепе
стковым лучом, при которой в зависимости от ориентации диаrраммы
направленности (ДН) антенны используются СПЦ либо с высокой
(ВЧП) и средней (СЧП) частотами повторения при обзоре в нижней
полусфере, либо с НЧП при просмотре верхней полус(реры. При этом
захватываются цели по доплеровской частоте с последующей ее селек
цией. Такой прием позволяет обнаружить максимально удаленные цели,
причем в качестве СПЦ используют последовательность KorepeHTHbIx
импульсов с ВЧП. Далее выполняется процедура обнаружения с оцени
ванием дальности по сиrналам с ВЧП, СЧП или нчп в зависимости от
направлений луча антенны и полета цели. На встречных курсах целесо
образны сиrналы с ВЧП, а на доrонных с СЧП. Информация о дально
сти, скорости сближения и уrловых координатах, полученная в этом
режиме, используется в качестве начальных условий дЛЯ АСЦРО или
соц.
59
При АСЦРО поэтапно решаlОТСЯ следующие задачи: «завязка»
траекторий сопровождаемых целей на основе результатов первичных
измерений, полученных в ре)l(име поиска и обнару)кения; экстраполяция
(проrноз) всех фазовых координат завязанных траекторий, необходи
мых для самонаведения и ЦУ ракетам в промежутках ме)кду поступле
ниями измерений; идентификация (отождествление) результатов изме
рений для их привязки К конкретным зкстраполируемым траекториям;
коррекция (q)ильтрация) результатов проrноза траекторий по идентифи
цированным измерениям; раН)l(ирование целей по степени их опасности.
В общем случае для реализации современных и перспективных методов
наведения (7.4), (7.22), (7.23), (7.32), (7.48), (7.67), (7.68) и (7.74), (7.75),
(7.88), (7.]04) в зтом режиме БРЛС должна для каждой цели q)ормиро
вать вектор оценок x. PJlC '"' [д д ,. " 00,. 00" J,II' З'lIl Т. Одновременно в
БРЛС формируется ппац, используемый в СЕИ. Кроме Toro, ДТIЯ проrно
зирования пространственноrо поло)кения цели, используемоrо в процессе
наведения ракет с комбинироваННbIМИ системами управления большой и
средней дальности, необходимы оценки rоризонтальной, вертикальной и
" " "
продольной составляющих V Щ " V ЩJ И VЦlI скорости цели.
В ре)J(име сац в БР ЛС формируется тот )ке набор оценок, только
с более высокой точностью. Обусловлено зто существенно большим
временем накопления СИI'налов, применением более СЛО)l(НЫХ ИСХОДНЫХ
моделей и использованием высокоточной моноимпульсной пеленrации
целей. Если ПРОТИВНИК использует активные ПОtvlехи, в БР ЛС (l)ормиРу
ются ПП, индицируеl\lые в СЕИ и вызывающие включение COOTBeTCT
вующих средств помехозащиты.
Для ракет с ПАРrс ре)ким СОЦ используется В варианте дис
кретно непрерывной пеленrации. Суть этоrо режима состоит в том, что
БР ЛС работает в течение HeKoToporo времени t д в обычном импульсном
(дискретном) режиме на несущей частоте t, а в течение HeKoToporo
времени t п в режиме непрерывноrо ИЗЛУ[lения с частотой f и , несколько
отличной от частоты { (рис. 8.2). Непрерывное излучение применяется
для подсвета цели при наведении на нее ракет с ПАРrс. Кроме Toro,
путем дополнительной модуляции сиrналов с f r на борт ракеты MorYT
передаваться специальные сиrналы Х рк радиокоррекции (рис. 8.1), с
помощью которых уточняется траектория ее полета при наведении на
маневрирующую цель. Дискретно непрерывное излучение в одном час
тотном диапазоне позволяет существенно снизить демаскирующий
признак пуска ракет с rIAPrc, который имел место при отдельном пе
редаТLJике непрерывноrо спц в друrОl\-1 диапазоне волн.
60
U cnц
о
t
t д
t н
t д
t н
Рис. 8.2
Для получения инq)ормации о количественном составе плотной
rруппы целей и индивидуальноrо высокоточноrо наведения на KOHKpeT
ные объекты внутри нее в БРЛС мо)кно использовать специальный pe
жим с высоким разрешением. В JTOM ре)l(име, как правило, употребля
ются сложные сиrналы, база которых существенно превышает единицу.
Эq)фект улучшения разрешающей способности БР ЛС достиrается за
счет С)l(атия сиrналов в процессе обрабОТI<И. Кроме Toro, улучшение
разрешения по уrловым координатам MO)l(eT быть достиrнуто за счёт
выбора специальной траектории полета, позволяющей реализовать
.
доплеровское обострение луча антенны [29].
В режиме распознавания цели класси(рицируются по типам на
основе анализа отраженных сиrналов. Распознавание MO)l(eT быть BЫ
полнено по широкому классу признаков. Однако наиболее распростра
не на класси(рикация целей на основе спектральноrо анализа принятых
сиrналов с выделением составляющих, обусловленных вращением TYP
бин двиrателей самолетов или винта вертолетов и вибрацией оБШИВI(И
ЛА. По JТИМ признакам можно достаточно достоверно установить KOH
кретный тип цели. Результат распознавания в виде ПТЦ поступает в
СЕИ и в алrоритмы (РОР 1ирования вектора X PJlC ' вызывая их COOTBeTCT
вующую адаптацию.
В режиме ближнеrо боя, осуществляемоrо в условиях визуальной
видимости целей, БРЛС формирует команды ЦУ управляемым ракетам.
При JTOM пространственная селекция цели выполняется за счет маневра
истребителя, в результате KOToporo цель попадает в зону захвата БРЛС.
При наличии ФАР эта задача мо)кет быть решена за счет Jлектронноrо
управления лучом.
БР ЛС является ведущей при совместной работе с ОЭС в процессе
сопровождения целей на больших расстояниях и при использовании
ракет с Pl C большой и средней дальности. В таких режимах, кроме
выдачи ин(рормации в СЕуI и БВС дЛЯ q)ормирования параметров pacco
rласования и команд ЦУ ракетам, БР ЛС вырабатывает и ЦУ дЛЯ ОЭС. в
соответствии с JТИМИ командаl\1И ОЭС осуществляет подсле)кивание за
целями, сопровождаеМЫl\1И БР ЛС.
61
Самонаведение с помощью БР ЛС отличает большая дальность и
высокая точность наведения, всепоrодность и мноrообразие информа
ционных режимов, что позволяет обеспечить эф(рективное (l)ункциони
рование ИВС при действии по разнообразным целям и в различных
тактических ситуациях. Недостатком TaKoro самонаведения является ero
низкая скрытность, обусловленная достаточной простотой обнаружения
излучаемых БР ЛС сиrналов.
С помощью ОЭС можно решать задачи обнаружения, оценивания
требуемых (разовых координат и формирования команд ЦУ paKeTa 1 в
простых метеоусловиях. В состав ОЭС, как правило, входят [26]: опти
ко локационная станция (ОЛС), состоящая из обзорно следящеrо ТП и
лазерноrо дальномера, и наluлемная система целеуказаний (НСЦУ).
В заВИСИ 10СТИ от условий применения оэс обеспечивает: скрытное
обнаружение и сопрово)кдение целей; автоматическое СОПРОВО)J(дение
целей в рс)киме обзора; сопрово)кдение одиночной цели И наlllлемное
целеуказание.
Скрытное обнару)кение и сопрово)кдение целей осуществляется
по их тепловому излучению с ПОМОЩЬЮ тп. Следует отметить, что в
ЗТОМ ре)киме в оэс (рормируются оценки только уrловых координат
целей, что позволяет осуществлять на них наведение, используя лишь
разновидности прямоrо 1eToдa (7.4).
Режимы АСЦРО и СОЦ обеспечиваются в процессе совместной
работы ТП и лазерноrо даЛЬНО1\1ера. При зтом в дальномерном канале
формируются оценки Д и Д. С учетом JТИХ оценок в канале ТП MorYT
быть вычислены <PI" <p1j, 00,., 0013' И jш. jцн, что позволяет реализовы
вать современные и перспективные 1eTOДЫ наведения с упреждением
(7.22), (7.23), (7.67), (7.68) и (7.74), (7.75).
В режиме нашлемноrо целеуказания (НЦУ) летчик, поворачивая
rолову, осуществляет обнаружение и визирование цели с помощью
специальноrо нашлемноrо визирноrо устройства (НВУ). После COBMe
щения визирной марки ИВУ с целью летчик выдает в ОЛС или ракеты с
Trc разрешение на захват цели, и в них поступают команды целеуказа
ния ХНЦУ . Следует отметить, [ITO использование НСЦУ позволяет значи-:
тельно УСКОРИТЬ процедуру применения ракет с TrC.
Если при совместной работе с БР ЛС rлавеНСТВУI{)щая роль OTBO
дится аэс, то из нее в БРЛС поступают целеуказания, в соответствии с
которыми радиолокатор осуществляет подслеживание за той )ке целью.
Алrоритмы самонаведения с помощью ОЭС отличают высокие
точность наведения и скрытность работы. Недостатка 1И являются
62
меньшая дальность действия и существенная зависимость показателей
эффективности от метеоусловий.
Следует от етить, что в современных и перспективных ИВС дocтa
точно часто используется комплексная обработка информации, поступаю
щей от БР ЛС, ОЭС и спyrниковых навиrационных систем (СНС), с BЫCO
кой точностью формирующих оценки координат Хс, Zc местоположения ЛА
и скоростей хс' Zc их изменения (рис. 8.1). Достаточно широко в ИВС
используется также инq)ормация от станции радиотехнической разведки
(СРТР) о координатах радиоизлучающих целей, режимах работы их радио
технических устройств и параметрах излучаемых ими радиосиrналов [17].
Весьма перспективным направление 1 повышения помехозащи
щенности БРЛС является использование ее совместной работы со CTaH
цией активных помех (САП), дающей возможность реализовать так
называемую активную помехозащиту [29].
Как правило, СРТР и САП входят в состав комплекса радиоэлек
тронной борьбы (КРЭБ), который может решать и самостоятельные
задачи по подавлению радиотехнических систем противоборствующей
стороны [29].
В заключение ОТ lетим, что ИВС друrих типов самолетов (истре
бителей, бомбардировщиков и т.д.) в общеrvl случае соответствуют схеме
на рис. 8.1, но 10rYT иметь меньшее число реЖИ 10В функционирования.
8.2. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ И ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ
ИВС РАКЕТ «ВОЗДУХ..ВОЗДУХ»
. иIl(/)орА"ациоI1lIо вычuсли111елыllеe СlIСlпел1.Ы раl<еПl, ипзываеЛ,lые
иНО2да радио.лОl<ациОllUblА.1U 20Jlовка.lНll саАtО1lаведеllllЯ, вКЛlочаlОlп coвo
KYl1liOC111b иЗЛ1еРllпlелей разлиЧ1fОй (/Juзической природы u 6ЫЧUСЛ/.,//llель.
Измерители являются источниками первичной ин(рормации о парамет
рах относительноrо ДВИ)l(ения цели и собственноrо движения ракеты.
На основе этой информации вычислитель решает следующие задачи:
используя априорные сведения, (рормирует оценки необходимых
параrvlетров относительноrо и абсолютноrо движения, не поддающихся
непосредственному измерению; .
выбирает алrоритм (метод) наведения ракеты на цель, наилучший
по какому либо критерию для данных условий применения;
для выбранноrо l\lетода вычисляет параметры рассоrласования
L\t.2, характеРИЗУlощие степень несоответствия действительных пара
метров движения ракеты их требуемым значениям;
анализирует ПОМСХОВУIО обстановку и при неоБХОДИl\10СТИ ВКЛIО
чает те или иные средства помехозащиты, подключает нерадиотехниче
ские измерители, либо перенацеливает ракету на постановщик помех;
формирует сиrналы подrотовки и управления для радиовзрывателя.
63
В зависимости от способа (рормирования сиrнала подсвета цели
различают радиозлектронные ССН с активными, полуактивными и пас
сивными prc. В активных prc передатчик, формирующий СПЦ, и при
емник, обрабатывающий отраженные от цели сиrналы, размещены на
ракете.
Использование активных prc повышает автономность самолета
носителя, поскольку не накладывает никаких оrраничений на ero Ma
невры после пуска ракеты. Возмо)кность выполнения знерrичноrо Ma
невра после пуска ракеты «B B» снижает вероятность поражения про
тивником истребителя и позволяет сразу переКЛlочаться на перехват
друrих целей. Однако на ракете «B B» невозмо)кно установить мощные,
обладающие большой массой, передатчики и антенны больших разме
ров, поэтому дальность действия активных PI"C ракет «B B» достаточно
мала. Это оrраничивает область их применения ракетами малой дально
сти, либо комбинированными системами на конечном участке HaBeдe
ния (например, AIM 120, PBB AE). В prc ракет «В П» такие оrраниче
ния проявляются в существенно меньшей степени, поэтому в них может
быть реализована большая дальность действия. Следует отметить, что
необходимость облучения цели существенно снижает скрытность рабо
ты активных prc и позволяет противнику использовать радиопоме
хи [23].
В полуактивных системах передатчик СПЦ, облучающий цель,
размещается на борту самолета, а приемник OTpa)KeHHOro сиrнала на
ракете. Необходимость постоянноrо облучения цели сиrналами БР ЛС
носителя после пуска ракеты существенно оrраничивает ero маневриро
вание и не позволяет самолету вести одновременный бой с несколькими
целями. Кроме Toro, включение передатчика СПЦ является демаски
рующим признаком, даЮЩИf\1 противнику ВОЗf\10ЖНОСТЬ определить
момент пуска нашей ракеты и предпринять соответствующие меры по
ликвидации уrрозы. Однако в полуактивных РЭСУ мо)кно реализовать
большую дальность действия, поскольку на борту самолета использует
ся существенно более мощный передатчик и антенна с большими раз
мерами, чем на ракете. Полуактивные prc употребительны в ракетах
«B B» как малой, средней, так и большой дальности. Кроме Toro, они
используются и в комбинированных системах на последнем участке
наведения.
В пассивных системах источником радиосиrналов являются сами
цели, по:)тоrvlУ на ракете устанавливается ТОЛЬКО приемник. Пассивные
prc в основном используются в противорадиолокационных ракетах
«в п». В ракетах «B B» они находят оrраниченное применение лишь для
пора)l(ения достаточно близко располо)кенных самолетов постановщи
ков помех.
64
В общем случае активные prc работают с импульсными сиrналами
с НЧП, счп и ВЧП. В последнем случае rоворят о системе с квазинеп
рерывным излучением (КНИ). В некоторых типах полуактивных prc ис
пользуются непрерывные, либо прерывистые СПЦ (участок t H на рис. 8.2).
В процессе (рункционирования РЭСУ ин(рормационно вычисли
тельная система формирует параметры рассоrласования (см. рис. 1.2), KO
торые поступают в сур в качестве управляющих сиrналов. Следует OTMe
тить, что при решении этой основной задачи ИВС выполняет и ряд вспомо
raтельных функций, без которых невозможно вычислить параметры pacco
rласования. К зтим (рункциям относятся: поиск, прием и селекция радио
сиrналов, как отра)кенных от цели, так и передаваемых с борта самолета;
анализ, направленный на повышение достоверности Toro, что выделенный
радиосиrнал отражен от нужной нам цели. Кроме Toro, на основе информа
ЦИИ, поступающей от датчиков собственноrо движения ракеты и извлечен
ной из радиосиrналов, измеряются (оцениваются) все фазовые координаты
ее собственноrо и относительноrо движения, необходимые для реализации
используемоrо метода наведения. Функциональные связи между устройст
вами, решающими перечисленные задачи, MOryT быть отражены на обоб
щенной структурной схеме ивс.
Обобщенную структурную схему APrC можно выделить из схемы
на рис. 8.1, устранив ОЭС, КРУ, УС, СЕИ и КРЭБ. Кроме Toro, из перечня
режимов работы необходимо исключить режим АСЦРО. Обобщенная
структурная схема ивс ракеты «B B» с ПАРrс, реализующая COBpeMeH
ные методы наведения (7.48), (7.67) и (7.68), приведена на рис. 8.3 [47].
КОМАНД Ы
подrот ОВКИ
И ЦЕ(JЕ К ЗRН&.4Я
а U V U
Ц)Ц 1.2' WU 1.2
сиr HA(Jb!
КОНТРО(JЯ
И 06PHTHo 1
связи в
АППАРАТ Р
ИСТРЕ6ИТЕ(JЯ
СИСТЕМА
НВ ТОНОМНЫХ
ДRТЧИКО8
Асс ПРИЕМНИК МОД (JЬ 06Рн60ТКИ
С irHR(JOB H O РМДUL-Ш
с ИНХРО KAHRr1
н &.4ЗАЦ&.4 И СТРОЙСТВj::I ОЦЕНИВRНИЯ
пои СКА.
L1c 06Нj::IР Ж. а и \/ C6
" СЕ(JЕ:КЦИИ
ПРИЕМНИК It НН R(JИЗR KAHRr1 /
О"РRЖЕнноrо сиrНR(JОВ ПРRВ(JЕНИЯ
сиrНА(JR НТЕННОй
I\.л ":'
а, УС6, J 1 .2
"
ьа 1,2
ВЫЧИС(JИТЕt1Ь
ПRРRМЕТРОВ
р ссоr(1RСОВj::IНИЯ
в c p
А
ос
/
л л л ""'
W1.2 , Ц)1,2, W1.2, j Цl,2
л
Ц)1.2
л
W1:r2
л
W1,2 ИЗ ВЫЧ iС(JИ ТЕ(JЯ C
C f1 TEf1b
L.::: = = = = = = = = = = = = = = = = МОLЦНОСТИ
i ПРИВ од
HTEHHЫ
Рис. 8.3
3 3806
65
Необходимо отметить, что если состав измерителей ИВС
определяется используемым методом наведения, то состав и принципы
работы устройств поиска, обнаружения и анализа определяются видом и
способом q)ормирования сиrнала подсвета цели. Следует также
подчерl(НУТЬ, что и принципы q)ункционирования измерителей в значи
тельной мере также определяются видом спц. На СТРУl(ТУРНОЙ схеме
(рис. 8.З) устройства поиска, обнаРУ)l(ения и анализа сиrналов, а также
измерители объединены в модуль обработки инq)ормации.В общем
случае ивс РЭССН ракеты «B B» мох(ет работать в трех рех(имах:
целеуказания, поиска и обнаРУ)l(ения цели при захвате ее на траектории
и формирования параметра рассоrласования. Первые два рех(има
являются подrотовительными, а собственно, само самонаведение BЫ
полняется в третьем режиме.
В режиме целеуказания из аппаратуры истребителя в модуль об
работки информации поступают команды подrотовки ракеты к работе и
команды ЦУ (рис. 8.З). По командам подrотовки подаются питаlощие
напряжения в vIBC, настраиваются приемники каналов синхронизации
и отраженноrо сиrнала на частоту СПЦ и тестируется работоспособ
ность всей аппаратуры ракеты. По командам ЦУ измерители и вычисли
тели подrотавливаются. к сопровождению цели, выбранной для пора
жения. В соответствии с JТИМИ командами антенна prc разворачивается
в направлении на цель, либо в упреждеННУIО ТОЧl(У, в которой будет
находиться цель в момент взятия ее на автосопровождение. Ццличие
команд целеуказания по дальности Дцу и скорости сблих(ения V цу опре
деляется используемыми методом наведения и сиrналом подсвета цели.
Если в prc используется непрерывный СПЦ, то подается KOMaH
да ЦУ по скорости сближения У цу (доплеровской частоте), в COOTBeTCT
вии с которой будут селектироваться раДИОСИI"'налы только той цели,
скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания.
Если в prc используется импульсный СПЦ, ТО в модуль обрабОТI(И
поступает команда ЦУ по дальности, в соответствии с которой прием
ник отраженноrо сиrнала будет отпираться только на время прихода
сиrналов, отраженных от цели, отстоящей от истребителя на ну)кную
дальность Дцу. При квазинепрерывном СПЦ подаIОТСЯ команды ЦУ по
дальности и по скорости. Кроме Toro, команды ЦУ по дальности, CKOpO
сти сближения и уrловым скоростям линии визирования поступ ют в
качестве начальных условий в вычислители, :экстраполирующие пара
метры относительноrо движения ракеты и цели в автономном рех(име
работы РЭСУ, предшествующем захвату цели на траеl(ТОРИИ, и в случае
воздействия на нее радиопомех. rOTOBHOCTb ивс к работе контролиру
ется по специальным сиrналам контроля, поступающим в аппаратуру
истребителя по цепям обратной связи (рис. 8.З).
66
Необходимо отметить,
что в зависимости от вида епц
поиск и селекция сиrнала, OT
раженноrо от перехватываемой
цели, выполняются по
разному. При импульсных
спц с низкой частотой повто
рения (НЧП) поиск сиrнала
осуществляется по дальности.
Эта операция выполняется
путем перемещения следящих
полустробов истl и UстЗ, форми
руемых в дальномерном канале
(канале оценивания Д и V сб ,
рис. 8.3), в обе стороны относительно некоторой дальности До
(рис. 8.4,б). Если дальность пуска дп была меньше дальности захвата Д'j,
то ДO ДЦY. При ДП>Д'I' коrда захват осуществляется на траектории, До
формируется в вычислителе системы наведения ракеты. После совпаде
ния во времени следящих полустробов дальномера и импульса Вц, OTpa
женноrо от цели (рис. 8.4,а,в), поиск прекращается и решается задача
обнаружения. В процессе решения этой за дачи осуществляется накоп
ление сиrналов, имеющее целью повышение вероятности праВИЛЬНОI'О
обнаружения.
Кроме Toro, обнаруживаемый сиrнал анализируется на ero
принадлежность к цели либо постановщику помех. Анализ выполняется
по знерrетическому признаку, так как прямой сиrнал активной помехи
во MHoro раз превышает сиrнал, отра)кенный от цели. Если в процессе
анализа принимается решение о принадлежности обнаруженноrо сиrна
ла постановщику помех, то либо включаются средства помехозащиты,
либо продолжают использоваться результаты измерений и :)кстраполя
ции автономных датчиков, либо происходит перенацеливание ракеты на
постановщик помех. В последнем случае употребляется прямой метод
наведения (7.4).
Если принимается решение о принадле)кности обнаруженноrо
сиrнала перехватываемой цели, то измерители иве переходят в режим
аВТО lатическоrо сопровождения цели по дальности и направлению, а
РЭСУ переводится в режим формирования параметра рассоrласования
(самонаведения).
В этом режиме в дальномерном канале формируются оценки Д и
....
V сб , а в уrломерном канале оценки уrлов q>J,2 и приращений уrловых
а) U: j.
ДU
-о
11
t
6 C:
& CTo I
U CT I U CT3
m
ш
31
t
До
)1
t
Дз
Рис. 8.4
67
скоростей dOO I ,2. Оценки V сб и d00 1 ,2' а такх(е рассчитываемые ВЫ"IИС
лителем автономной системы (АС) оценки 001,2 используются для фор
мирования параметра рассоrласования (7.48), а оценки I,2 дЛЯ BЫ
числения параметров рассоrласования (7.49) при методе наведения с
постоянным уrлом упреждения. Если paI(eTa наводится по алrоритму
(7.67), (7.68), то в уrломерном канале еще формируются оценки jцl,2
поперечных ускорений цели. Знание оценки Д позволяет селеI(тировать
по дальности импульсы, отраженные от перехватываемой цели, путем
отпирания приеМНИI(а отраженных сиrналов только на время их прихо
да. Эта особенность позволяет повысить помехозащищенность РЭСУ в
целом. Начало отсчета для оценивания дальности задают импульсы
СПЦ, п ступающие в приемник сиrналов синхронизации через антенну
Асс (см. рис. 8.3).
По пространству (направлению) цель селектируется за счет
направленных свойств антенны Аос путем ее поворота в направлении,
"
определяемом оценками уrлов <1'1,2.
При непрерывном СПЦ дЛЯ селекции сиrналов, отра)кенных от
цели, используется доплеровская частота F pu , пропорциональная CKOpO
сти сближения ракеты с целью. В полуактивной prc частота F рц Bыдe
ляется как разность частот двух сиrналов. Один из них, отрах(енный от
цели, принятый антенной Аос и усиленный в приемнике отрах(енных
сиrналов, содержит доплеровское смещение частоты, обусловленное
скоростью сближения истребителя с целью и цели с ракетой. Второй
сиrнал (и е , рис. 8.3) содер)кит доплеровское смещение частоты, вызы
ваемое СI(ОРОСТЬЮ удаления ракеты от истребителя. После вычитания
частот сиrналов, поступающих в приемники отраженных и синхронизи
рующих сиrналов, q)ормируется сиrнал, поиск и селекция KOToporo
выполняется в модуле обработки. При дальности ДН Д'I поиск JTOrO
сиrнала осуществляется относительно частоты F Hy ==2V lty /A, которая yc
танавливается (омандой целеуказания V цу по скорости, измеренной в
БР ЛС истребителя. Если ДII> Д'I' то поиск производится относительно
" "
частоты F 0==2 V сб ] /А, rде V Сб1 оценка скорости, Jкстраполироваi-lНОЙ
в автономной системе наведения ракеты. ПОИСI( осуществляется путем
изменения по линейному закону частоты специальноrо rетеродина. При
некотором значении этой частоты сиrнал промежуточной частоты при
емника отраженных сиrналов (ПРМОС) попадает в УЗI(ОПОЛОСНЫЙ
фильтр, после чеrо поиск прекращается и начинается этап обнаРУ)l(ения
и анализа.
68
Селектируемый сиrнал анализируется на ero принадлежность не
только цели, либо постановщику помех, но и земле. Этим самым ис
ключается захват и сопровождение сиrнала, отраженноrо от земли, BMe
сто сиrнала, отраженноrо от низколетящей цели. Анализ проводится по
энерrетическим и частотным различиям сиrналов излучаемых поста
новщиком помех и отраженных от земли либо от цели.
Принятие решения о принадлежности обнаруженноrо сиrнала к
постановщику помех приводит к тем же последствиям, что и при ис
пользовании импульсных сиrналов. Если принимается решение, что
обнаруженный сиrнал принадлежит земле, то выдается команда на BO
зобновление поиска сиrнала цели по частоте. При принятии решения о
принадлежности анализируемоrо сиrнала к перехватываемой цели из
мерители prc переходят к ero автоматическому сопровождению по
доплеровской частоте, выполняемому автоселектором скорости (KaHa
лом оценивания V сб рис. 8.3), и по направлению, осуществляемому
"
уrломером, а РЭСУ переводится в режим самонаведения. Оценка V сб '
формируемая автоселектором скорости на основе измерения доплеров
ской частоты F рц , поступает в вычислитель параметров рассоrласования
для реализации методов наведения (7.48), (7.67), (7.68). Уrломерный
канал при непрерывном спц функционирует так же, как и при им
пульсном сиrнале с НЧП.
При использовании квазинепрерывноrо сиrнала поиск и селекция
цели производятся как по дальности, так и по доплеровской частоте. В
процессе обнаружения цели имеет место такой же анализ сиrнала на ero
принадлежность к постановщику помех, земле либо цели, что и при
использовании непрерывноrо спц. После перехода к автоматическому
сопровождению цели по дальности, скорости и направлению устройства
" "
оценивания Д и V сб формируют оценки дальности Д и скорости V сб .
При этом Д оценивается по времени запаздывания отраженноrо сиrнала,
а скорость по частоте F рц . Наличие информации о дальности позволяет
повысить помехозащищенность РЭСУ за счет отпирания приемника
только на время прихода сиrналов, отраженных от цели.
При квазинепрерывном спц необходимо устранять неоднознач
ность отсчета дальности, поскольку время запаздывания отраженноrо
сиrнала может превышать период повторения импульсов СПЦ. Если
невозможно обеспечить однозначность отсчета, дальность не оценива
ется и слежение по ней не реализуется. В такой ситуации отраженный
сиrнал селектируется не по дальности, а по периоду повторения, что
позволяет также обеспечить стробирование приемника на время прихо
Да отраженных импульсов. Целесообразность TaKoro приема обусловле
69
на тем, что при вычислении (7.48) и (7.67), (7.68) не требуется знания
текущей дальности. Принцип работы уrломерноrо канала остается тем
же, что и при использовании СПЦ друrих типов.
Входящие в систему автономных датчиков измерители парамет
ров собственноrо движения (см. рис. 8.3), к которым ОТНQСЯТСЯ прежде
Bcero акселерометры и rироскопы, выдают инq)ормацию об ускорениях
jx и j 1,2 И уrлах танrажа i} и рысканья '1/. На основе измерения jx и j 1,2 В
"
вычислителе автономной системы формируются оценки &1,2 и jl,2,
используемые в (7.48) и (7.67), (7.68). rироскопические датчики позво
ляют развязать антенну prc от уrловых колебаний ракеты, что повыша
ет точность и устойчивость сопровождения целей по направлению.
Особенностями пассивной prc (рис. 8.5) является использование
широкодиапазонной антенны (ША) и широкополосноrо приемника
ШПРМ. Необходимость в таких приемниках и антеннах обусловлена тем,
что частота принимаемых сиrналов в общем случае заранее неизвестна.
сиrН flЫ
КОНТРОflЯ L.f
rOTJBHOCTL.f
KOM HДЫ
подrотовки
L.f ЦЕflЕ К 3 НИЯ
I.p u r ' I.p Ц B
f HЦ , Т ПЦ
C Д
"
" .
Q,Qэ
" "
jr , j в
МОД flЬ 06PA60TKL.f
L.fН<РОРМАЦL.fИ
" "
Wr'W B
в c p
WПРМ
,
ВЫЧ iСf1L.fТЕf1Ь
ПАР МЕТРОВ
РАссоr(1АСОВRНИЯ
11
11
11
11
I
L... ___ ___ ___ ___
,. CEflEKTOP KAHAf1
UEf1W L.f ПРАВ(1ЕНL.fЯ
06НАР ЖИТЕflЬ АНТЕННОЙ
" "
W r'W
CL.fflL.fTE(1b
MOU1HOCTL.f
L.f ПРWВОД
АНТЕННЫ
" "
tPr' ц)в
Рис. 8.5
Пассивная РТС J1to:Jlceт работа/пь в трех pe:JICUMllX: ЦУ, Ca.kIO!la
ведения II паJИЯlпи (ЭКСn1раnОJlЯЦUU). В режиме ЦУ из бортовой аппара
туры самолета носителя кроме команд подrотовки поступают команды,
определяющие направление на излучающую цель и настройку prc на
основные параметры принимаемых от нее радиосиrналов: несущую
частоту I и период повторения т н . q:o этим же параметрам в модуле
обработки осуществляется и автоматическая селекция. Пространствен
ная селекция обычно выполняется следящим уrломером с фазовой пе
70
ленrацией, а селекция по . и Т n С помощью следящих за этими пара
метрами устройств (алrоритмов).
Достоинством фазовоrо способа измерения уrлов является BЫCO
кая точность. В качестве недостатка можно отметить неоднозначность
отсчета уrлов, которая устраняется специальными приемами. В процес
се сопровождения целей по направлению в уrломере prc формируются
оценки <РI" <Рн бортовых пеленrов цели и их производных 001" ООН В
rоризонтальной и вертикальной плоскостях. Наличие этих оценок по
зволяет формировать вектор параметров рассоrласования , COOTBeTCT
вующих разновидностям прямоrо метода (7.4), либо метода последова
тельных упреждений (7.51). Если в состав ИВС ракеты входит допле
ровский измеритель скорости и сноса, вычисляющий оценки скорости
Д и уrла сноса <Ру, и экстраполятор дальности, вычисляющий оценку
дальности Дl до цели, то наведение может выполняться и более COBpe
менным методом (7.74), (7.75).
В режим памяти ИВС переходит при пропадании сиrналов цели.
В )том режиме ракета наводится по экстраполированным значениям
всех требуемых фазовых координат. Экстраполяция, как правило, OCHO
вана на rипотезе изменения состояния с постоянными скоростями,
имевшими место на момент пропадания сиrналов. Следует отметить,
что в режиме памяти в селекторе цели одновременно экстраполируется
несущая частота и период повторения сиrналов. Эта особенность дает
возможность возобновить процессы автоматическоrо сопровождения
сиrналов цели, а соответственно и самонаведения при повторном появ
лении ее сиrналов без перехода в режим поиска.
В заключение отметим, что модули обработки информации раз
личных ИВС можно реализовать как аппаратурно, так и проrpаммно.
Более подробно функциональные связи ИВС ракет «B B» во всех
режимах работы будут рассмотрены в третьем томе моноrрафии.
8.3. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ
И ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ИВС ПРОТИВОКОР АБЕЛЬНЫХ
РАКЕТ
с позиций системноrо подхода рассмотрение такой сложной Tex
нической системы как РЭСУ противокорабельных крылатых ракет
(пкр) в целом и ее составляющих следует начинать с анализа внешних
условий ее функционирования, т.е. с анализа условий боевоrо примене
ния (БП), определения особенностей пкр среди ракет класса «в п» и на
этой базе выявления внутренних особенностей их рэсу, обеспечиваю
71
щих управление пкр для поражения надводных морских целей (МЦ)
при специфичных для данноrо театра военных действий (ТВ Д) воздей
ствиях на входе такой системы. Поэтому вначале кратко рассмотрим
особенности условий БП ПКР.
К основным по условиям БП ПКР относятся требов ния по обес
печению всепоrодности, круrлосуточности и возможности стрельбы в
любое время rода и практически в любой точке земноrо шара, так как
вода покрывает ero большую часть.
Безусловно, что среди всех авиационных ракет класса «в п» пкр
являются на первый взrляд наиболее простыми. Это связано с тем, что
морской ч>он, на котором обнару)киваются МЦ, является в значительной
степени однородным. Однако это утверждение в последнее время все
чаще подверrается корректировке. Bo пepвыx, потому, что структура
MopcKoro волнения при значительной ero бальности перестает быть
однородной, так как на поверхности моря MorYT образовываться aHOMa
лии, особенно ярко проявляющие свое влияние при малых уrлах визи
рования и значительной степени зависящие от ракурса наблюдения [20].
Bo втopыx, современные ПКР должны обеспечивать наведение на МЦ,
которые MorYT находиться как в открытом море, так и вблизи береrа,
например, в бухтах, шхерах и, пр., перепады KOToporo по высоте созда
ют естественный фон со структурой, резко отличающейся от взволно
ванной водной поверхности. Современные тенденции развития МЦ
направлены, прежде Bcero, на сни)кение их заметности, что переводит
задачу обнаружения в друrой, более сложный класс, даже на «классиче
ском» фоне типа взволнованная морская поверхность.
Большой разброс условий применения МЦ накладывает сущест
венные оrраничения на возможности БП ПКР и выдвиrает определен
ные требования к составу и техническим характеристикам датчиков
ИВС ПКР в обеспечении селекции и измерения координат мц. .
Современные МЦ корабли и их соединения обладаlОТ МОЩНЬПvl
orHeBbIM вооружением, развитой разнообразной активной системой
индивидуальной и коллективной противовоздушной обороны (ПВО) с
большой дальностью действия, включая самолеты дальнеrо радиолока
ционноrо обнаружения (ДРЛО) и морскую авиацию. На практически
ровной морской поверхности в большинстве случаев отсутствуют ec.Te
ственные образования, например остров или высокий мыс, для укрытия
авиационноrо носителя ПКР. Поэтому ни один из современных кораб
лей серьезноrо класса не позволит скрытно и безнаказанно приблизить
ся к нему самолету носителю ПКР. Это предопределяет в открытом
море минимальную дальность безопасноrо пуска ракеты с самолёта
носителя как рубеж в сто и более км от МЦ.
72
с этих позиций следует рассматривать ПКР как дальнобойное
противокорабельное оружие, классифицируемое специалистами по
назначению {2] как тактическое (ТН) (дальность пуска до 150 км), опе
ративно тактическое (ОТН) (до 500 км) И оперативное (ОН) (более 500
км), С соответствующими ИВС дЛЯ обеспечения наведения. Скорости
полета ПКР на траектории MOryT быть как дозвуковые (0,7...0,9 М), так
и сверхзвуковые (более 2М), а сами траектории MorYT быть как BЫCOT
ными (до десяти и более км), TaI( и низковысотными (единицы и десятки
метров).
Указанные причины привели к тому, что современные и перспек
тивные ПКР имеют большую дальность полета и практически реализуют
принцип «пустил забыл», который требует полной автоматизации работы
ИВС без какоrо либо контакта с самолетом носителем после пуска.
Подавляющее большинство пкр сеrодня снабжено обычной бое
вой части (ОБЧ) проникающеrо типа и для поражения TaKoro прочноrо
объекта как МЦ требуется обеспечить точное пропадание ПКР в контур
МЦ, а еще лучше в центр ее живучести для увеличения поражающеrо
воздействия. Поэтому пкр относят к высокоточному оружию (ВТО),
как показано в 1.1, и они фактически реализуют современный принцип
ракетной атаки «выстрел поражение».
Практически все классы снабжены развитыми средствами pa
диоэлектронноrо противодействия (РЭП) системам управления оружия
противника, предназначенными для дезорrанизации и срыва ракетной aTa
ки, например, путем постановки активных и пассивных помех ИВС ПКР с
радиотехническими и оптикоэлектронными информационными каналами
(ИК). Поэтому ИВС ПКР должны обладать высокой помехоустойчивостью
и скрытностью работы. Кроме Toro, должны быть реализованы меры по
снижению заметности ПКР, например, можно использовать НИЗI(ОВЫСОТ
ный полет на высоте 5 30 м над rребнями волн.
Одной из основных особенностей МЦ следует считать их под
вижность И маневренность в процессе несения ими боевоrо дежурства,
постоянное изменение их местонахождения в море. Поэтому OTCYTCTBY
ет возможность заблаrовременноrо, до вылета, расчета точных коорди
нат МЦ. Отсюда и применение пкр с самолета носителя возможно
только по результатам оперативной разведки всеми ее видами (космиче
ские ЛА, самолеты ДРЛО, собственные БРЛС носителя и др.). За время
полета ПКР на большие дальности область возможноrо положения цели
(ОВПЦ) из за ее непредсказуемоrо маневрирования имеет большой
радиус неопределенности относительно точки начальноrо ЦУ в момент
пуска ПКР, что, в отличие от стрельбы по стационарным назеМНЫ1\i
целям, требует соответствующей корректировки траектории полета ПКР
на конечном участке. На этом конечном этапе наведения следует pac
73
сматривать МЦ как движущуюся цель и применять соответствующие
законы наведения, причем ИВС должна также учитывать противозенит
ные маневры, применяемые некоторыми ПКР.
В настоящее время одиночные плавания МЦ редки и для ведения
боевых действий обычно ( ормируются корабельные соединения, Ha
при мер, авианосные соединения, корабельные ударные rруппы, rpуппы
ракетных катеров, конвой, отряды десантных судов и т.п., содержащие
rлавные и вспомоrательные корабли (охранение). В этих условиях в
ИВС ПКР необходимо проводить классификацию, распознавание и
селекцию мц в rруппе, т.е. ИВС должна обладать свойствами избира
тельности для нанесения максимальноrо ущерба и достижения наи
большей )(рфективности атаки. Такие процедуры предполаrают, что
сиrнал от цели структурирован, например, совокупностью локальных
центров рассеяния. Следовательно, здесь уже РЭСУ имеет дело с сиr
налами от мц как от цели сложной пространственно временной
структуры.
Конструкция ивс оrраничена жесткими рамками малых rабари
тов ПКР и должна выдер)кивать разнообразные значительные механи
ческие воздействия (тряска, вибрации, удары), в том числе в процессе
взлета, полета и посадки самолета носителя. Естественно, существуют
оrраничения и по энерrопотреблению ИВС на борту ПКР.
К важнейшим особенностям БП ПКР следует отнести то, что
возможно как одиночное, так и rрупповое применение ПКР в составе,
залпа из нескольких ракет, запущенных да)l(е с нескольких самолетов
носителей [78]. Количество ракет в залпе зависит от важности и защи
щенности мц. Высокая плотность налета ПКР при массированной атаке
приводит к перенасыщению пропускной способности индивидуальной и
коллективной системы ПВО и увеличению вероятности ее прорыва. При
этом часть ПКР с установленными на них средствами постановки помех
может использоваться в качестве ложных целей для дезинq)ормации
системы ПВО.
ДЛЯ достижения высокой плотности налета с помощью иве ПКР
на траектории полета производится формирование наиболее эффектив
ных боевых порядков rpynn ракет, пуск которых осуществлен с рубежей
вне зоны поражения системы ПВО. Маршрут полета каждой пкр pac
считывается и проrраммируется в зависимости от расположения МЦ в
rpуппировке. При этом ПКР может повторить заход на цель при прома
хе по вновь рассчитанной в ИВС новой траектории. В случае необходи
мости летчик может изменять запроrраммированную траекторию поле
та и решаемую боевую задачу.
В целом, рассмотренные условия БП определяют тактические xa
рактеристики и допустимые зоны пусков ПКР, определяющие досяrае
74
мость как основной показатель пкр, а избирательность, точность и
помехозащищенность как основные показатели ивс.
ИВС ПКР предназначена ДЛЯ решения rлавной тактической зада
чи обеспечения попадания ракеты в контур корабля, а еще желатель
нее в наиболее уязвимую область ero конструкции (задача высокоточ
Horo избирательноrо наведения). Поэтому ивс является ключевым
звеном в структуре рэсу пкр, сложной орrанизационно технической
системой, управляющей процессами сбора и переработки информации и
принятия решений.
В процессе функционирования рэсу в ивс на основе добывае
мой и доступной информации формируется вектор 1,2 параметров pac
соrласования между требуемыми и текущими фазовыми координатами
пкр, которые поступают в сур в качестве управляющих сиrналов на
рулевые орrаны и на управление двиrателем пкр, замыкая тем самым
контур управления. При решении этой основной задачи на различных
этапах полета ивс выполняет и множество вспомоrательных функций
и задач, без которых невозможно вычислять параметры рассоrласования
и управлять процессом наведения, т.е. ивс является мноrофункцио
нальной системой с иерархической структурой построения.
В целом, современные рэсу пкР, в соответствии с классифика
цией 1.1, относятся к комбинированным РЭСУ. Информация от датчи
ков различной физической природы может обрабатываться в иве ПКР
независимо друr от друrа, либо объединяться и обрабатываться COB
местно.
ивс современных ПКР являются мноrоканальными, комплекс
ными и, в той или иной степени, интеrрированными [8]. Понятие MHO
rоканальности подразумевает, что в ивс обработка информации ocy
ществляется совокупностью близких по структуре и характеристикам
процедур, реализуемых соответствующими параллельными каналами,
уменьшение числа которых приводит к обязательному ухудшению TaK
тико технических показателей (ТТП) системы в целом. Спецификой
комплексирования в ивс ПКР по сравнению с ивс друrих типов явля
ется возможность использования маrнитометрических и rидроакустиче
ских источников информации. Под интеrрированием понимается спо
собность отдельных систем или устройств (например, антенн, процес
соров сиrналов и данных) обслуживать несколько разнородных систем.
Сейчас интеrpированные ивс с объединением аппаратных и про
rpaMMHbIx средств разрабатываются и создаются в рамках концепции
радиоэлектронноrо оборудования HOBoro поколения [7].
Применительно к системам наведения и целеуказания дЛЯ BЫCO
коточноrо оружия мноrоканальность, комплексность и интеrрирован
ность проистекают от желания повысить информационные возможности
75
систем за счет увеличения номенклатуры применяемых датчиков (ceH
соров) с помощью которых оценивается окружающая обстановка. Лоrи
ка TaKoro наращивания размерности информационноrо пространства
применяемых сиrналов достаточно проста и очевидна, поскольку COOT
ветствует маrистральному направлению развития информационных
систем, (рункционирующих в сложных условиях. BO l1epвыx, объедине
ние оказывается необходимым, коrда обработка сиrналов от одних ceH
соров немыслима без каких либо друrих сиrналов. Например, реализа
ция режима синтезирования aHTeHHoro раскрыва предполаrает знание
точных (с точностью до долей используемой длины волны) координат
антенны в пространстве и их производных. Здесь необходима совокуп
ность сиrналов от собственной микронавиrационной системы ИВС или
сиrналов от соответствующих систем управления полетом пкр. Bo
вторых, таким образом, может быть обеспечена информационная избы
точность пространства сиrналов, «цементирующая» ero для устойчиво
сти К разнообразным мешающим факторам, например, помехам, возму
щениям условий наблюдения (туман, пыль, траекторные нестабильно
сти, ошибки измерения и т.п.). B тpeп1bиx, появляется возможность
адаптироваться к наблюдаемым объектам, в том числе и проникать
сквозь толщу стелсовских покрытий и т.п. Здесь характерной оказыва
ется процедура выбора наиболее ин(рормативноrо сенсора для данной
наблюдаемой обстановки. Весь же информационный канал должен быть
одинаково «прозрачен» для любых применяемых сиrналов. В четвер
тых, совокупность разнообразных сиrналов позволяет сформировать
более цельный и детальный образ мц.
Интеллектуальность ИВС непосредственно базируется на достиже
нии определенноrо высокоrо уровня их мноrоФункциональности при COOT
ветствующем комплексировании и интеrpированности. Интеллектуаль
ность связывается с постулированием, что указанная система может функ
ционировать в условиях, не предусмотренных при ее создании [4, 6, 7].
В современных РЭСУ ПКР при проведении paKeTHoro удара
можно выделить несколько наиболее характерных этапов (фаз).
Перед пуском в процессе cOBMecTHoro с носителем полёта в ПКР
производится контроль ее аппаратуры, выставка ИНС и ввод в ИВС
полетноrо задания (ПЗ). После старта ПКР осуществляется выведение
ее на маршевую траекторию и обеспечение сближения с овпц. При
подлёте к ОВПЦ ИВС производит уточнение относительных координат
заданной МЦ и пкр, а затем производит коррекцию маршевой TpaeKTO
рии полёта пкр в направлении на точку встречи с целью.
После завершения маршевоrо участка траектории на определенной
дальности до мц начинается конечный участок полета с постоянным
информационным контактом с целью, полет, в течение KOToporo осуществ
76
ляется самонаведение ПКР на МЦ с использованием одноrо из двухточеч
ных методов наведения, рассмотренных в 7 rлаве. При этом информация о
фазовых координатах пкр формируется в ИВС датчиками собственноrо
дви)кения, а источником информации о цели являются сиrналы, посту
пающие от самой цели. На этапе самонаведения устраняются все ошибки
пространственноrо положения ПКР относительно МЦ, и минимизируется
промах для попадания в контур цели или в ее заданную область.
На самом последнем до встречи с целью участке полета пкр cy
ществует «мертвая зона» управления (см. * 1.2).
Этапы наведения пкр имеют существенные различия и на каж
дом из них решаются свои характерные задачи, применяется свой метод
наведения, а, следовательно, и используется соответствующий состав
измерителей фазовых координат РЭСУ, требуемых для реализации ис
пользуемоrо закона наведения.
Функциональные связи ме)кду устройствами, решающими
перечисленные задачи, MorYT быть отражены на обобщенной
структурной схеме ИВС пкР, приведенной на рис. 8.6. Обмен
ин(рормацией между различными структурными элементами ИВС
осуществляется, в основном, в ци(рровом виде через специальные
мультиплексные линии (шины) связи.
Сиrналы
контроля и
rотовности
ПРД
Команды подrо..
товки н пз
Модуль хранения ПЗ и
обработки ИНфОРl'vlации
УстроЙство
поиска,
обнаружения
и анализа
сиrналов
Антенная
систеl'vJa с
rшп
11
L!:===
Канапы
оценивания
координат
цели н их
производных
J\ "
1.2' ф.,2
СУА,
привод антенны
Рис. 8.6
РВ
Д, v сб , ерl. 2 , Д, Н, Э,
&1 2' 001 2, " J . 1 2 , у, а, f3
, , ц ,
ВЫЧИCJпrrель
параметров
рассоrласования
сне
12 В
,
сур
Рассмотрим более подробно задачи, решаемые иве на каждом из
приведенных выше этапов наведения, и привлеl<аемые для этоrо аппа
ратно проrраммные средства.
Задачи ИВС в процессе cOBMecTHoro с носителем полета и при
предстартовой подrотовке оrраничиваются самоконтролем полетноrо
задания и выставкой инс. В результате летчик получает из ИВС сиrнал
rотовности пкр к применеНИIО. В состав ПЗ обычно входят параметры
требуемой траектории для вывода ПКР в район цели и сведения о МЦ,
полученные от БР ле самолета носителя или из друrих источников. пз
формируется в виде двух векторов.
ПервыЙ это вектор требуемоrо маршрута полета ПКР в район
ОВПЦ, как правило, в нормальной прямоуrольной земной системе коорди
нат в виде рассчитанных перед ПУСКОМ требуемыx законов изменения во
времени координат ПКР х:: =[х о Уа Zo Ухо У уо V zo jx jl j2 t], или в
виде набора Х::: = [Д д н t} 'V У jx jl j2 t] относительных координат
и параметров полета в полярной системе.
т
Вlпорои зто вектор Х цу = [Дцу У цу <Рцуl <Рцу2 T uКJ1 ] целеуказа
ния дЛЯ ПКР, содержащий данные разведки о дальности до цели и ее
скорости, ее характерных особенностях, размеры зоны овпц, моментах
включения тех или иных датчиков и устройств ИВС.
На маршевом участке полета обычно используется метод HaBeдe
ния по фиксированной траектории, при котором основной задачей иве
является необходимость постоянноrо сравнения параметров расчётной
траектории, находящейся в модуле хранения ПЗ, с параметрами TeKY
щей реальной траектории, измеренными с помощью датчиков собствен
Horo движения ПКР. В случае их расхождения, иве осуществляет BЫ
работку вектора параметров рассоrласования dt,2 и производится KOp
рекция траектории полета для возвращения пкр на заданную TpaeKTO
рию или на одну из кратчайших траекторий, обеспечивающих сближе
ние ПКР с овпц.
Координаты вектора Хс"д измеряются бортовой САД, входящих в
ИВС, которые представляют собой С0801<УПНОСТЬ измерителей различ
ной физической природы координат собственноrо движения ПКР.
В общем случае в САД формируются оценки: трех уrлов орие!l
тации танrажа t}, курса 'V и крена 'у и их производных ООе, 0)'1" roy; Tpex
мерных векторов собственных ускорений jT::[jr jn jn] И скорости
V . = [Ура' У ро V pll ], rде индексы «r», «в» и «п» соответствуют rоризон
тальным, вертикальным и продольным составляющим; высоты Н; уrлов
атаки а и скольжения (3.
78
В современные и перспективные САД ИВС ПКР включаются
датчики параметров собственноrо движения различной физической
природы, а именно бесплатформенная инерциальная навиrационная
система (БИНС) и радиовысотомер (РВ). Типовые датчики системы
воздушных сиrналов летательных аппаратов, такие как датчики воз
душной скорости И барОВЫСОТО 1еры не MOryT быть использованы в
ИВС' ПКР, так как обладают низкой точностью измерения COOTBeTCT
вующих параметров. Например, баровысотомер по своим характеристи
кам не может обеспечить полет ПКР на высоте 5 1 О м.
Применение именно БИНС на борту ПКР обусловлено упоми
навшимися массоrабаритными оrраничениями и современными дости
жениями в технике построения таких систем, обеспечивших их HeBЫCO
кую стоимость и конструктивную простоту. БИНС содержит лазерные,
волоконно оптические или микромеханические rироскопы, либо датчик
уrловой скорости (ДУС) и акселерометры, жестко связанные с корпусом
ПКР. Они измеряют ускорения и уrловые скорости, позволяющие с
помощью вычислителя определять ненаблюдаемые параметры вектора
Хс,щ, используемые при вычислении параметров рассоrласования. ДaT
чики САД используются также для осуществления развязки антенны от
уrловых колебаний ПКР, что повышает точность и устойчивость сопро
вождения целей по направлению.
Основным недостатком инерциальных систем навиrации являет
ся накапливаемая во времени ошибка 1Уlестоопределения, величина KO
торой зависит от времени полета. Поэтому при подлете к ОВПЦ необ
ходимо орrанизовать просмотр зоны поиска МЦ не только с учетом ее
маневренности, но и с учетом неопределенности положения ПКР, зави
сящей от дальности полета и накопленной ошибки оценки собственных
координат. Например, при дальности пуска 300 км радиус области He
определенности местоположения дозвуковой ПКР в районе цели может
составить величину 1 2 км, что, естественно, затрудняет решение зада
чи поражения мц. Эта проблема решается определенными методами
коррекции накопленных ошибок БИНС. Кроме этоrо точность работы
БИНС зависит от расположения точки нахождения ПКР на земном ша
ре, что оrраничивает ее тактические характеристики в районах с Mar
нитными аномалиями. Существенным достоинством ИНС является то,
что она мо)кет вырабатывать навиrационные пара1\1етры с достаточно
высоким темпом, позволяющим отрабатывать случайные уrловые ЭВО
люции ПКР и обеспечивать ее управляемый полет.
Высокая эффективность спутниковых систем навиrации дЛЯ
ВТО, продемонстрированная в ходе аrрессии стран НАТО в Юrославии,
привела практически к обязательному включению в состав ПКР аппара
79
туры СНС, работающей с космической навиrационной системой
Gрs/rЛОНАС. Бортовая аппаратура снс малоrабаритна и позволяет в
любой точке Земли определять такие навиrационные параметры как
текущее трехмерное меСТОПОЛО)l(ение пкр и скорости ero перемещения
по всем трем осям с высокой точностью, но с низким темпом выдачи
навиrационных параметров, который не превышает 1 5 rц. Точность
определения BeI(TOpa фазовых координат пкр зависит [19] от количест
ва и взаимноrо расположения космических аппаратов, находящихся в
зоне радиовидимости ПI{Р.
В обычном режиме работы снс точность определения местопо
ложения пкр определяется ошибкой 50.....100 м, а в ре)l(име точноrо из
мерения ошибка может достиrать 5.....1 О м, скорость измеряется в зави..
симости от режима со средней квадратичной ошибкой (СКО) 0,3 и
0,1 м/с, соответственно. Высота полета, при этом, I(al( видно из приве
денных показателей, измеряется с недостаточной точностью для обес
печения низковысотноrо полета над морской поверхностью.
Так как снс является радионавиrационной системой, доступной
массовому пользователю, на ее работу существенное влияние ОI(азывают
различноrо рода помехи, и поэтому она имеет низкую помехоустойчивость.
Еще одной особенностью является диктат стран, владеющих KOC
мичеСI(ИМ cerMeHToM снс, поскольку они MorYT «отключать» опреде
ленные реrионы от соответствующеrо спутниковоrо навиrационноrо
обеспечения.
Следует иметь в виду также возможность пропадания сиrналов
спутников, например из за затенения, и потерю информации на HeKOTO
рое время. Указанные зависимости качества и наде)l(НОСТИ работы снс
от мноrих факторов определяют ее низкий уровень целостности и Ha
дежности, что не позволяет использовать ее в качестве OCHoBHoro и
единственноrо источника информации о фазовых координатах состоя
ния TaKoro высокоскоростноrо объекта как ПКР, являющеrося к тому
же важнейшим объектом при ведении РЭБ.
В настоящее время во всем мире маrистральным путем повыше
ния точности определения навиrационных параметров на борту ДВИ)l(У
щеrося объекта, в том числе на борту пкр, является создание и исполь
зование интеrрированных инерциально-----спутниковых систем навиrации,
в которых комплексное использование данных от БИНС и снс coxpa
няет достоинства и в значительной степени снижает влияние HeДOCTaT
ков каждой из них [70].
В процессе aBToHoMHoro полета на маршевом этапе в заданных
маршрутных точках по командам ивс, в соответствии с ПЗ, MorYT ocy
ществляться повороты траектории полета пкр, рассчитанные заранее
80
для TOrO, чтобы противник не разrадал основное направление удара и не
cMor орrанизовать интенсивную оборону в этом направлении. В данном
случае также используется метод наведения по заранее рассчитанной
фиксированной траектории, хотя она и не прямолинейна.
Использование РВ, который обеспечивает на всех этапах полета
измерение высоты полета в большом диапазоне и с высокой точностью,
позволяет осуществлять полет пкр над rребнями волн на высоте 5 1 О м
с ошибкой 2 З м, чеrо невозможно достичь иными способами, напри
мер, с помощью баровысотомера, имеющеrо большую инерционность 11
обеспечивающеrо только rрубое измерение высоты.
На расчетной дальности от ОВПЦ на маршевой траектории в за
данный ПЗ и хранящийся в памяти ИВС момент времени Т вкл включает
ся [СН, входящая в состав ИВС. Величина этой дальности обычно co
ставляет несколько десятков км и зависит от потенциальных возможно
стей [СН, типа МЦ и заданной вероятности ее обнаружения. После
включения [СН осуществляет обзор зоны ОВПЦ, поиск и обнаружение
находящихся в ней МЦ. Обзор зоны ОВПЦ и поиск МЦ осуществляется
в процессе полета до момента ее обнаружения. Если в осматриваемой
зоне обнаружено несколько МЦ, составляющих корабельную rруппи
ровку, в ИВС по определенному правилу производится анализ принятых
rси сиrналов для классификации, распознавания и выбора из состава
rруппы заданной МЦ, в соответствии с ее характерными признаками,
хранящимися в памяти ИВС. Далее производится захват выбранной МЦ
и ее автоматическое сопровождение по всем доступным для rси фазо
вым координатам.
С этоrо момента в РЭСУ начинается этап самонаведения. На BXO
де ИВС присутствует сиrнал от цели, несущий всю доступную инфор
мацию о ее фазовых координатах, а каналы оценивания координат цели
и их производных В ИВС на основе информации, извлеченной из радио
сиrналов, непрерывно формируют требуемые для используемоrо закона
наведения оценки, которые поступают в вычислитель параметров pac
соrласования ИВС. Самонаведение ПКР на МЦ в дальнейшем обычно
осуществляется со снижением на предельно малую высоту полета OKO
ло 5 м.
Если полет по маршрутной траектории для скрытности происхо
дил на низкой высоте, то для обзора ОВПЦ с большоrо расстояния в
заданной точке траектории пкр из режима низковысотноrо полета
осуществляет маневр «ropKa» на заданную высоту, обеспечивающую
прямую видимость ОВПЦ. Далее переход к этапу самонаведения
происходит по рассмотренному выше алrоритму.
В настоящее время в России и за рубежом в качестве источника
первичной инq)ормации при контакте с целью на этапе самонаведения,
81
используют датчики различной физической природы, как радио:>лек
тронные, так и оптикоэлектронные, а также их комбинации.
В пкр большой дальности действия наибольшее распростране
ние получили ИВС, содержащие радиолокационные rCH, как наиболее
удовлетворяющие рассмотренным выше условиям БП, особенно в части
всепоrодности и дальности сопровождения целей. Поэтому в дальней
шем будем рассматривать именно их.
В зависимости от способа формирования сиrнала подсвета цели,
как показано в 8.2, различают радиолокационные системы caMOHaBeдe
ния ПКР с активными, полуактивными и пассивными rCH.
Полуактивные rCH распространены в основном среди РЭСУ
пкр малой и средней дальности. Пассивные rCH применяются в про
тиворадиолокационных ракетах (ПРР) при стрельбе как по МЦ, так и по
наземным целям, и не имеют существенных отличий по принципам
построения, поэтому можно считать, что они достаточно подробно pac
смотрены в 8.2. Поэтому в дальнейшем рассмотрим более подробно
специфику ИВС ПКР с активными радиолокационными rCH (APrC),
как нашедшими наибольшее применение в современных пкр [3]. Сле
дует иметь в виду, что большинство APrC имеют в качестве одноrо из
возможных режимов ре)ким пеленrации источника активной помехи и
они MorYT обеспечивать самонаведение на Hero пкР.
Отrvlетим, что основным недостатком APrC является низкая
скрытность ее работы, обусловленная возможностью обнаружения из
лучаемых ею зондирующих сиrналов станциями предупреждения об
облучении, размещенными на МЦ, что позволяет системе РЭБ орrани
зовать постановку активных и пассивных помех APrC. в связи с этим в
последнее время в APrC внедряются методы радиолокации с использо
ванием в качестве зондирующих сверхширокополосных (СШП) слож
ных шумоподобных сиrналов, в том числе с перестройкой несущей
частоты в широком диапазоне, фазоманипулированных по псевдослу
чайному закону и др., в значительной мере снижающих этот недостаток
[33 36, 61].
Радиолокация с использованием СШП сиrналов удовлетворяет
всем основным современным требованиям, обеспечивая: высокое про
странственное разрешение цели, вплоть до получения радиоизображё
ния МЦ; высокую скрытность процесса локации; предельно достижи
мую помехозащищенность; нейтрализацию новейших технолоrий «pa
дионевидимости» типа «Стелс».
На конечном участке наведения APrc выполняют
управляемый обзор морской поверхности в заданном диапазоне
уrлов в районе ОВПЦ;
82
внутриобзорную И межобзорную обработку принимаемых сиr
налов;
обнаружение, классификация, распознавание и выбор цели;
захват и автосопровождение цели;
оценивание координат МЦ и их выдачу в формирователь пара
метров рассоrласования;
распознавание фраrмента цели и обеспечение избирательноrо и
высокоточноrо наведения в заданную область МЦ;
анализ помеховой обстановки и, при необходимости, включение
средств помехозащиты, либо перенацеливание ракеты на постановщик
активных помех;
формирование сиrналов подrотовки и управления для системы
подрыва БЧ.
Анализ приведенноrо перечня задач показывает, что для боль
шинства из них к настоящему времени разработаны методы, аппаратура
и алrоритмические процедуры, обеспечивающие решения, близкие к
оптимальным. Исключением является задача распознавания фраrмента
цели, математическая постановка и алrоритмы решения которой в Ha
стоящее время не до конца отработаны. При включении в состав иве
информационных каналов BbIcoKoro разрешения, например APre с
синтезированием апертуры антенны появляется принципиальная воз
можность наведения ракеты в области повышенной уязвимости (ОПУ)
цели. Например, дЛЯ МЦ надводноrо корабля в перечень таких облас
тей входят поrреба боезапаса, топливные цистерны, машинное отделе
ние. Обеспечение наведения в ОПУ позволяет существенно повысить
вероятность поражения МЦ одной ПКР, или, друrими словами, снизить
необходимое для поражения число ракет.
Для решения задачи определения положения ОПУ на изображе
нии МЦ необходимо обеспечить формирование и ввод в составе ПЗ в
память иве образа МЦ в диапазоне работы датчиков иве [5]. При этом
задача оценки относительноrо положения ракеты и точки прицеливания
ОПУ, может быть сведена к задаче поиска наблюдаемоrо при визиро
вании фраrмента на общем изображении цели.
На структурной схеме APrC (обведенной пунктирной линией на
рис. 8.6) устройства поиска, обнаружения и анализа сиrналов, а также
измерители координат цели и их производных объединены в модуль
обработки информации ивс, который можно реализовать I<aK аппарат
но, так и проrраммно, при цифровой обработке сиrналов. В состав
APrC, естественно, как и в любой активный радиолокатор, входят TaK
же передатчик (ПРД) зондирующих сиrналов, приемник отраженных
сиrналов и антенная система с переключением приемо----передачи (ППП).
Уrловое ПОЛОjl,ение диаrраммы направленности антенны задается из
83
системы управления антенны (СУА). Ширина ДНА антенны, опреде
ляемая оrраниченным диаметром ракеты и длиной волны передатчика,
составляет единицы и доли rрадуса.
В современных APrC обычно используется моноимпульсный Me
тод пеленrации в rоризонтальной и вертикальной плоскостях, который
позволяет сравнительно просто построить системы автоматическоrо
сопровождения целей по направлению (АСН).
В качестве СПЦ в APrC наиболее часто используются зонди
рующие импульсы в сантиметровом или миллиметровом диапазонах
длин волн. Это определяет состав и принципы работы устройств поиска,
обнаружения и анализа сиrналов, которые достаточно подробно pac
смотрены в друrих разделах книrи. Захват и автосопровождение МЦ, а
также оценка ее координат и их ПрОИ'3водных также происходит по pac
смотренным Tarvl же правилам.
Так, если в режиме захвата принимается решение о принадлеж
ности обнару)кенноrо и анализируемоrо сиrнала к цели, то измерители
APrC переходят в ре)ким автоматическоrо сопрово)кдения цели по
дальности и направлению, а при коrерентной обработке сиrналов и к
автоматическому сопровождению принимаемоrо сиrнала по доплеров
ской частоте, обеспечивающему сопровождение цели по скорости.
В режиме автосопровождения цели в дальномерном канале APrC
по времени запаздывания отраженноrо сиrнала формируются оценки
"
" . "
дальности Д и скорости ее изменения Д = V сб . В уrломерных каналах
APrC оцениваются уrлы <1>1,2, уrловые скорости <01,2 и их приращения
(J)1,2 в плоскостях управления. Оценки V сб , <01,2 и Д(J)I,2 используются
для (рормирования параметра рассоrласования (7.48), а оценки <1>1,2 для
вычисления параметров рассоrласования (7.49) при методе наведения с
постоянным уrлом упреждения. Если paI<eTa наводится по алrоритму
(7.67), (7.68), то в уrломерном канале (рормируются и оценки jrtl,2 попе
речных ускорений цели.
Наличие ин(l)ормации о дальности до цели позволяет повысить по
мехо защищенность APrC за счет отпирания приемника только на время
прихода сиrналов, отраженных от цели. По пространству цель селекти
руется за счет направленных свойств антенны путем ее поворота в Ha
правлении на МЦ, дЛЯ чеrо в процессе сопровождения целей по направ"
лению в уrломере APrC (рормируются оценки <1>1,2 бортовых пеленrов
"
цели и ФI,2 их производных. В I<OrepeHTHbIx APfC сиrнал цели селекти
руется также по доплеровской частоте F д соотвеТСТВУlощей следящей
системой, что также существенно повышает помехоустойчивость APrC.
84
в процессе автосопровождения цели постоянно проводится aHa
лиз принимаемоrо сиrнала на ero принадлежность к постановщику по
мех либо цели. Анализ обычно выполняется по энерrетическому при
знаку, так как сиrнал активной помехи во MHoro раз превышает сиrнал,
отраженный от цели.
Если в процесс е анализа сиrналов принимается решение о при
надлежности обнаруженноrо сиrнала постановщику помех, то либо
включаются средства помехозащиты, либо продол)кают использоваться
результаты измерений и экстраполяции автономных датчиков, либо
происходит перенацеливание ракеты на постановщик помех. В послед
нем случае употребляется прямой метод наведения.
Принимаемый сиrнал анализируется на ero принадлежность не
только цели, либо постановщику помех, но и морской поверхности.
Этим самым исключается захват и сопровождение сиrнала, отраженноrо
от морской поверхности. Анализ проводится по энерrетическим и час
тотным различиям сиrналов отра)кенных от моря либо от цели. Эти
меры также повышают помехоустойчивость APrC и ИВС в целом.
При пропадании сиrналов цели, например из за воздействия по
мех, APre переходит в режим памяти по измеряемым координатам и
выдает их экстраполированные значения. В этом режиме ПКР наводит
ся по экстраполированным значениям всех требуемых фазовых коорди
нат, соответствующих используемому закону наведения. Это дает
возможность возобновить процессы автоматическоrо сопровождения
цели в APrC, а соответственно, и самонаведения ПКР, при повторном
появлении сиrналов цели без перехода в режим поиска и обнаружения
цели в условиях дефицита времени.
На последнем участке наведения в «мертвой зоне» сиrналы управ
лен ия не формируются и полет ПКР происходит по экстраполированным
данным или с фиксированными yrлами отклонения рулей. Более подробно
особенности (рункционирования и (рункциональные связи иве ПКР во
всех режимах будут рассмотРены в третьем томе моноrpафии.
8.4. ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ ИВС БОЕВЫХ САМОЛЕТОВ
8.4.1. ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ ИВС ЗАРУБЕЖНЫХ САМОЛЕТОВ
При проектировании современных ИВС ЛА, и особенно истреби
телей, необходимо решить следующие задачи:
разработать эф(рективные методы наведения на воздушные и
наземные цели;
создать эффективный комплекс бортовоrо раДИОJлектронноrо
оборудования (БРЭО), осуществляющий информационное обеспечение
всех используемых методов наведения;
85
решить задачу повышения эq>фективности caMoro процесса про..
ектирования и отработки БРЭО ЛА;
решить задачу повышения эфq)ективности эксплуатации, имея в
виду леrкость обучения пользователя, упрощение эксплуатации, COKpa
щение времени обслуживания и леrкость модернизации борта.
Каждый новый шаr в создании самолета и ero оборудования co
провождается попытками использовать более совершенную технолоrию
проектирования. Это объясняется желанием вложить в перспективный
самолет все достиrнутые J( тому времени передовые научно техничес
l(ие результаты работ, с тем, чтобы получить большую эффективность
комплекса и по возможности сократить сроки и стоимость разраБОТОI<.
БВС являются одной из rлавных составных частей бортовоrо оборудо
вания, определяющих архитектуру БРЭО, и их развитие происходит в
u I
теснои взаимосвязи.
В последние десятилетия в США и странах НАТО развитие авио"
ники, прежде Bcero бортовых вычислительных средств ЛА, определя
лось. тремя основными проrраммами: DAIS, Рауе Pillar и Pave Расе [60],
последовательность выполнения которых и связи между ними по казаны
на рис. 8.7. Цель данных проrрамм: повышение надежности, сокраще
ние стоимости, уменьшение наrрузки на экипаж, уменьшение потреб
ляемой мощности и решение задач масштабируемости.
I
1980
I
1990
I
2000
>-
t. rolt
США F-16, F-18, F-22 JSF
DAIS
Рауе piJlar
Pave Расе
ш<ф}:Овые свхзи по 155 ЗВ;
apxltтe Ю'}lP8. 17 50А
ДЖОВИАЛ
МOД}a1ЬНU иве;
интеrznции даЮiЬ1X
VНSIC
воле
пе lЮва.а: CTUQ:t8.prн8JI сетеВ8JI
архиreп)ipi ве на супер-ЭВМ
новейшие технапоnш
станnaprиые интеNеkы
высоmинтеIplq:o:ванн8JI моlt}ШЬК8JI
а:вион1m8.
Рис. 8.7
Реализация первой из них завершилась в начале 80 x rодов разра..
боткой стандартной мультиплексной шины передач данных (стандарт
MIL STD 1553B), стандартной архитектуры процессора данных (CTaH
дарт MIL STD 1750А) и языка проrраммирования ДЖОВИАЛ. Полу..
ченные результаты трудно переоценить, так как они определили прин
86
ципы построения федеративной архитектуры вычислительной системы
самолетов на основе мультиплексной шины передачи данных со CKOpO
стью 1 Мбит/с, которая реализована практически на всех самолетах
США: B lB, F 14, F 15, F 16, F 18, их модификациях и др.
Вслед за проrраммой DAIS в середине 80 x rодов реализуется
проrрамма Рауе Pillar. В рамках этой проrраммы было разработано ce
мейство уни(рицированных модулей на основе сверхбыстродействую
щих интеrральных схем (VHSIC). Разработана теХНОЛОI'ИЯ сетевой BЫ
сокоскоростной (50 Мбит/с) передачи данных на основе волоконно
оптических линий связи (ВОЛС), что обеспечило повышение общей
надежности Bcero комплекса БРЭО (прежде Bcero за счет уменьшения
количества межсистемных соединений) примерно на 35%, уменьшение
массоrабаритных показателей, снижение потребляемой мощности,
уменьшение рабочей наrрузки на экипаж и, наконец, сокращение стои
мости разработки и ЭI(сплуатации самолета.
Реализация проrраммы Рауе Pillar позволила сделать следующий
шаr в построении модульной архитектуры авионики и отходе от ис
пользования федеративной архитектуры вычислительной системы ca
молета. Результаты, полученные в процессе выполнения этой проrрам
мы, широко использовались при разработке авионики, создаваемой по
проrрамме ATF, а затем самолета F 22.
ИВС самолета F 22, базирующаяся на использовании интеrриро
ванных БВС (рис. 8.8), несомненно, может рассматриваться как наибо
лее совершенная в части использованных решений и технолоrий, архи
тектуры вычислительных средств и является базой и отправной точкой
для дальнейших работ по совершенствованию архитектурноrо построе
ния ИВС боевых самолетов следующеrо поколения [60].
Под «и1l1песрацией» поиUI1,tается процесс упорядочеuия, СО2Ласова
lItLЯ и объедuнеllUЯ структур и qJУНКЦllЙ в lпеХIl11чеСКtlх средСJпвах на всех
уровнях их орzаlluзацuи в процессе просресси8ноtl эвОJ/l0ЦUU. Интеrpация на
уровнях кристаллов интеrpальных схем, модулей и систем повышает MHO
rоФункциональность и увеличивает надежность за счет уменьшения коли
чества соединений. Степень интеrрации может служить показателем ypOB
ия проrpессивноrо развития любой технической системы.
Проrpамма Рауе Расе была направлена на разработку действительно
высокоинтеrpированной модульной ИВС следующеrо поколения самоле
тов на основе последних перспективных технолоrий. Боль шим достижени
ем этой проrpаммы является проработка типовой архитектуры ИВС, KOTO
рая может использоваться для самолетов ХХI века. Основные характери
стики потоков информации и вычислительных средств в интеrpированной
иве боевых самолетов ХХI века показаны на рис. 8.9 [60].
87
11 2!2-
1: I
&2
а i U
V"'I .,.... ror. lXl .,.....,.........
iii; i f I
! !! 1 1--
i iJ , ! u :s: со .......
III g
8. __ tt 8,.0 ё о
й.
!!ltc>' Cd 2 [ а! 1°:
2:S: t ;.. '!
:s:
:S:::S:: U а
U : tJ I ! at
I ,.il!i!!
н 19»(
u
. И I UJ.Lo,, :a.w I
;с .
11 2:
! * QQ
. u u
! i
i c.i
d ii =
I i а О .. .....,....V'\ CO с..
lit I ,. O
8:=::с< ....Ii"IV'I s:a t
. ""'"
о: :s::
са I , J 1 ... 1 N :s::
:8 [ I ' ;
!О 2 :8r i
J ;
u
I 8.=1: f=l= i X:S: U
:т:: :Е
J i :s:: ! oi o; J )
i :1: м I :s: 5
i i :1 :s: u
о u
1=: ..... t f .. f t
! d3
с uo OU O O r=< = =< O <
' '!!I ' t t
i i
; 18
i о '8
88
....
с
с
!:
о.
:11;
...
n
O
n .
О ...
.а
О z
w
; :&
.::z::
:n
z z
2111
..
!:
r. ."
О ..
...ta
о :&
1: О
" .
"Q
-с
=
ос
\с
::J
J:1:&"O
:;а ., о
... = 1::
... :а n
О r n
= n
О
"о "'О
........
n
CI
:111
:с
n
."0
\Ае
...,ClC
OJ:g
')
:c.g
1II0
-=.
... ::с
- z
n !!:
jIO(
аз
z
....;::а
"
O
т n
. :1:
:ОП
... ...
"
:с
1»
а:
04
:с
n
:;;
:с
....
n
:z::;
(')::с
Е
"
n
"о
..
n
...
..
..
O\
Z Q
:
с) ;: т
с "Q :8
-е-'"
.. о-
:с :D,.
tJ 1»
:t · м
n tr1 tI
В:!:
Q!I:D
....t.) ::1
O -O
70 0
...:1='::
0."."
."a n
:D"""on
...n..g
vt
w Q :::i
u.J:1:I"O
::a"o
,;;o,,:c=s:
т' = n
.. О Е n
..::1 >СП
..." О
"а "а
........
n
.
са n
'О "а
jIO( ..
:I:
а n
...
о ·
.
'< ..,
'а .
О J;a
or 111
= .а
.
::з
.... ."
\Ао
wg;
С:с n
g ::ag
0\='0
.O'"
..., :о ::1 ..
... а =
...... "о Z
n n- Е
jIO(
:s:
=
...
..
"а
09-
"
..
n
<:
с:п
J::a
. D1
= .
= w
1: ·
""'c:f
.
t3
.. :1:
-t с)
А w
Z ::t
х А
:1:
ооа"О
<.и О
;
Е
"
....
<:).
т
:с
n
a;J
!I:
04
:с
n
::с
...
n
""'c:f
""
::з=
Е
"
n
"'а
а
J;a
n
""i
.
.
n
'о
n
1:J
n
n ...
z ·
n ·
o-t
"
s n
1: ;:
"о
...
::с
О
:DI
'"C:I.
N::.:
х
0\
:1:
...
........
n
n:::З
VI :1"0
7...,..,0
..-.0:'=
O\::S."
. " n
8"0 О n
"':In..g
....
О
0\
:с
oof
n
.....а
vt
"'J: "'O
'-A .,o
s:::c:a.=
. = Q
C:n°En
;;
... "о "о
........
n
<:)
О
,.
0\
:1:
...
........
n
::1
"о
О
1::
W
"'n
,;;0,,00
0\::1"0
. n n
:1;1 "а S
... n....
::С
..
::а
о
=-
z
C:I
1:
.IS
Z
n
;;а
:1
...
"
..,,
""
n::C
51:
n
n
"а
'"
1:а
n
-t
..
.
vt
Q
tI"O
::а . о
= = .=
. ="
о !с n
;
"а "о
n
....
t.)"O
00
wQJ:
. "
t.)l:n
7" n
:CO
C:;N' "Q
.. с) 1а
.=.
... n =
=
n 2:
ф
n 1:
ft .а
1:3 ;!;
n
2:
. ;:
n
rz1D-
...=
E
n
w
..J
\А
О
т
:с
...
n
:s:
'< =
=+
JI "Q О
.'0
:J.I:
::1: о .
z::a:.c
С а g .
s о
.. =
" а
О
,
о
:2
,. ...
.... о
А '.1
:8
:111 "
Z =
'О
'"C:Iо
t.iJ=
t\
\J:I
It
ос
s
n
:s:;
-t
. "
n ::а
::с g"
n =
;: 1:
3: с
R: n
n
::а
1')
....
.
.
\А
О
Q
3:
cn
z
n
89
При разработке проrраммы создания ударноrо истребителя JSF
(Joint Strike Fighter) самолета 2010 r. упор сделан на реализацию сис
темы интеrрированной обработки инq)ормации от различных датчиков
(интеrрация датчиков); на использование общих аналоrовых средств
обработки; использование общих циq)ровых модулей обработки сиrна
лов и данных в одном крейте; использование унифицированной борто
вой сети, поддерживающей создание мультипроцессорноrо суперком
пьютера; применение передовых технолоrий в части первичных и BTO
ричных источников питания, средств охлаждения модулей, KOHCTPYK
тивных решений; сопряжение с оружием (основным стандартом являет
ся MIL STD 1760) и, наконец, использование передовых технолоrий
поддержки разработки проrраммноrо обеспечения и техническоrо об
служивания.
Ключе!JЫМ моментом в этой структуре является разработка цeH
трализованной высокоинтеrрированной открытой масштабируемой ap
хитектуры вь(числительной среды, построенной на специально спроек
тированных бортовых супермультипроцессорах и единой униq)ициро
ванной сети передачи данных.
В структуре интеrрированных супермультипроцессоров, наряду с
модуляrvlИ процессоров общеrо назначения (данных), используются MO
дули процессоров обработки сиrналов и изображений, rрафических
процессоров, а также модули BBoдa BЫBoдa (интерq)ейсные модули).
Одной из ключевых проблем построения перспективных борто:-
вых средств вычислительной техники проrраммы JSF является пробле
ма перехода к унифицированному протоколу взаимодействия и по
строение на ero основе уни(l)ицированной бортовой сети.
Униq)ицированная сеть передачи данных перспективной ИВС долж
на обеспечивать высокую скорость передачи инq)ормации, малую задерж
ку, процесс вычислений в «жестком» реальном времени, использование
разделяемой памяти. Эта сеть должна быть масштабируемой, с поддержкой
как малых, так и больших систем. Она должна обеспечивать q)ункциониро
вание распределенных и централизованных переключателей, а также Jлек
трическую и оптическую среды передачи ИНфОР1\.1ации. Сеть должна обес
печивать передачу информации как на малые, так и на большие расстояния
и иметь относительно невысокую стоимость.
При построении униq)ицированной сети по проrрамме создания
истребителя JSF рассматривались такие интерфейсы, как Fiber Cl1annel
(FC), Муriпеt, Scalable Coherent Interface Real Til11e (SCI/RT), Serial Ex
press, Gigabit Etllernet (аЕ), А ТМ (Asynchonous Transnlission Mode),
Firewire (IEEE 1394), а также возможность использования ceтeBoro ин
терq)ейса AS 4074, реализованноrо в F 22.
90
Четыре из них (SCI, Fiber Channel, А ТМ, Myrinet) уже имеют
коммерчески доступные злементы технической реализации. Лидерами в
этой rруппе Я ЛЯЮТС!l интерфейсы SCI/RT (IEEE P1596.6 SCI for Real
Time Applications) и Fiber Channel FC AE.
При построении вычислительной среды ориентация сделана на
применение отработанных коммерческих интерфейсов и компонентов.
В качестве физической среды передачи информации предполаrается
использовать волоконно оптические каналы, что обеспечивает не толь
ко высокую скорость, но и повышенную надежность передачи данных.
Ориентация на использование в вычислительной среде перспективных
самолетов высокопроизводительных мультипроцессоров, позволяющих
выполнять любую обработку информации (обработку сиrналов, изо
бражений, реализацию методов искусственноrо интеллекта и т.д.), cдe
лана в силу Toro, что практически нет друrоrо альтернативноrо пути
обеспечения требуемых ресурсов для решения функциональных задач
на борту перспективных самолетов.
Необходимо отметить, что рассмотренные проrраммы разрабаты
вались не под конкретно заданный самолет, а в целях создания научно
практическоrо задела для разработки перспективных и модернизиро
ванных ЛА различных поколений.
е целью снижения степени риска и затрат в течение жизненноrо
цикла при определении архитектуры использован положительный опыт,
накопленный в ходе осуществления всех предыдущих проrрамм.
8.4.2. СТРУКТУРНАЯ СХЕМА ИВС САМОЛЕТА F..35
В основу иве самолета F 35, разрабатываемоro по проrpамме JFS,
положена архитектура Р А УЕ РАСЕ, которая была признана в качестве
aдeKBaTHoro развития исходной архитектуры иве истребителя F 22.
ивс, структурная схема которой показана на рис. 8.1 О, включает
шесть основных компонент:
систему интеrрированных радиотехнических датчиков А;
систему оптико электронных и ИК измерителей Б;
центральную вычислительную систему В;
систему отображения информации и управления работой KOM
плекса (оборудование кабины) r;
систему автоматическоrо управления полетом Д;
систему управления вооружением Е.
В системе А используется два «уровня» интеrрации: уровень
приемо передающих антенных устройств (апертур) и уровень блоков
предварительной обработки информации. Более широкая интеrрация
систем осуществляется на уровне проrраммной обработки информации
в центральной вычислительной системе.
91
I
Q
д
Б
Рис. 8.1 О
Основными элементами центральной вычислительной системы В
(СМ. рис. 8.10) являются:
совокупность стандартных вычислительных модулей, реализую
щих решение тактических задач и q)ункций сиrнальных процессоров;
высокоскоростная шина инq)ормационноrо обмена ЭВМ с KOM
плексами радиочастотных и оптико электронных систем, а также с ин
q)ормационно управляющим полем кабины пилота;
обычные шины инq)ормационноrо обмена центральной вычисли
тельной системы с системами самолетноrо оборудования.
Одной из Ba)l(HbIX задач, стоящих перед разработчиками, является
сокращение числа сетей обмена данными (на самолете F 22 использова
но 5 шин обмена данными). ИВС самолета F 35 в перспективе должна
иметь две волоконно оптические сети обмена данными, которые будут
соединять радиотехническую и ОПТИКО Jлектронную подсистемы с цeH
тральным процессором, и центральный процессор с бортовыми сист
мами управления полетом. Для управления вооружением, находящимся
на внешних подвесках, использована шина обмена данными стандарта
Mil Std 1760. Она позволяет осуществлять информационное обеспече
ние любых видов обычноrо (неядерноrо) оружия.
Высокие характеристики БВС ДОСТИI"'аются rлавным образом за
счет следующих орrанизационных и технических мероприятий.
92
1. Стандартизации, униq>икации аппаратуры и использования BЫ
сокопроизводительной шины BHYTpeHHero интерфейса, которая обеспе
чит преобразо ание инq>ормации, обмен даННЫ IИ и будет обладать
функциями волоконно оптическоrо приемника/передатчика, BЫCOKO
скоростной шины обмена данными, сети передачи данных. Это позво
лит снизить стоимость вычислительной системы и повысить ее надеж
ность.
2. Снижения количества специализированных вычислительных
модулей.
3. Обеспечения тесной взаимосвязи между rруппами 10дулей или
кластерами внутри БВС. Распределенная память и простое модульное
проrраммное обеспечение позволят значительно повысить эq>q>ектив
ность использования аппаратуры в целом.
8.5. МЕТОДИКА ОЦЕНКИ ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТИ ИВС
К ТОЧНОСТИ ИСПОЛЬЗУЕМЫХ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ
В современных радиоэлектронных ССН в ИВС MorYT использо
ваться различные алrоритмы TpaeKTopHoro управления с разными набо
рами измерителей и алrоритмами формирования оценок q>азовых KOOp
динат абсолютноrо и относительноrо движений цели и ОУ. В связи с
этим представляет интерес степень влияния различных датчиков ин
формации на точность самонаведения. Эту задачу можно решить, ис
следуя чувствительность ИВС к точности этих датчиков.
Для оценки чувствительности ИВС к точности используемых из
мерений (оценок) употребительны все методы и показатели, paCCMOT
ренные в 6.1. Рассмотрим подробнее наиболее простую методику oцe
нивания текущей чувствительности ИВС по модели состояния. При
этом в качестве показателя чувствительности используем ошибку фор
мирования параметра рассоrласования, обусловленную поrрешностями
измерений (оценивания).
Анализируя алrоритмы TpaeKTopHoro управления, изложенные в
rл. 7, можно прийти к следующим заключениям:
в общем случае алrОРИТ IЫ TpaeKTopHoro управления являются
неЛlfнейными мноrомерными (рункциями
== [(х 1, Х2 ,..., Х I1 )
(8.3)
фазовых координат Xj (i = l,n ) относительноrо и абсолютноrо движения
ОУ и цели;
в реальных ИВС формирование параметров рассоrласования
93
= f(X I ,X2'...,X n ),
(8.4)
осуществляемое по оценкам х 1 , Х 2"..' Х 11 всеrда выполняerся с ошибками
"
Ll = Ll Ll ,
(8.5)
обусловленными наличием поrрешностей
А ".
uX. = Х. Х. 1 = 1 n
1 1 Р ,
(8.6)
оценивания (измерения) используемых q)азовых координат.
Рассмотрим в общем плане зависимость ошибок (8.5) формиро
вания параметров рассоrласования при следующих допущениях:
имеют место как динамические, так и флуктуационные ошибки
оценивания (8.6);
ошибки L\Xj независимы и достаточно малы, что обеспечивает Ha
ведение ОУ с допустимой точностью.
Принимая во внимание сделанные ДОПУlцения, выра)l(ение (8.4)
можно разло)кить в ряд Тейлора относительно точных значений Xi, or
раничившись линейными членами:
" n
Ll = f (х 1 , Х 2 ,. . ., х n ) + L )' i Llx i ,
i=l
(8.7)
rде L\Xj ошибки оценивания (8.6), а козффициент чувствительности
df(XI' Х2'...' X n )
Yi = dx. Xi = Xi
I
(8.8)
аналоrичен коэффициенту чувствительности (6.3). Подставляя (8.3) и
(8.7) в (8.5), получим
.
n
Ll L\ = I, )' i Llx i .
i=1
(8.9)
Учитывая наличие в (8.6) динамических L\XiJt и q)луктуационных
L\Хiф ошибок, можно выделить аналоrичные компоненты L\дil и L\ ф в (8.9):
11 11
Ll L\ = Ll L\д + Ll L\ф = L)' i Llx iд + L )' i дх iф .
i=l i=1
(8.1 О)
в общем случае и динамические и <рлуктуационные ошибки
представляют случайные процессы, обусловленные воздействием боль
шоrо числа факторов. Поэтому на основании центральной предельной
94
теоремы можно считать, что ошибки (8.6) имеют rауссовский закон
распределения. Тоrда для оценки точности формирования параметров
рассоrласования можно удовлетвориться знанием математическоrо
ожидания
11
т = LYimxi'
i=1
m . =M { x. }
ХI 1
(8.11 )
и дисперсий
{[ ] 2 }
n n 2
DL\=M Yi(L\xi mxi) = YiDxi'
1=1 1=1
(8.12)
rде ll1xi И D xi математичеСI(ое ожидание и дисперсия ошибок измере
ния (оценивания) i й фазовой координаты. При получении (8.12) было
учтено допущение о независимости ошибок L\Xj.
Если закон изменения динамических ошибок L\Хjд является дe
терминированным, то для оценки точности формирования параметра
рассоrласования пользуются установившимися значениями ошибки
11
&ty = L УiL\Хiду ,
i=1
полученными для установившихся значений L\Хiду. Необходимо OTMe
тить, что в соотношениях (8.10) (8.13), которые и применяются для
оценки чувствительности иве к точности измерителей, коэффициенты
Yi обусловлены используемым методом наведения, а значения ошибок
L\Xi:t и L\Хjф рассчитываются в процессе анализа конкретных типов изме
рителей при конкретных законах изменения координат Xi.
Если динамические ошибки случайны, то чувствительность иве
оценивается по q)ормуле (8.12), в которой дисперсии поrрешностей
ИЗ fерений фазовых координат определяются суммарным воздействием
и динамичеСl(ИХ и флуктуационных ошибок. При детерминированном
характере изменения фазовых координат чувствительность ИВС можно
оценить по предельно возможной ошибке формирования пара метра
рассоrласования:
(8.13 )
А шах = Аду + з.Jfi: ·
(8.14)
в дальнейшем при исследовании различных типов ИВС будем
использовать именно такой случай. Кроме Toro, будем полаrать, что
флуктуационные поrрешности измерений (оценивания) независимые
rауссовские процессы с нулевым математическим ожиданием.
95
8.6. ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ иве САМОЛЁТ А
К ТОЧНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ ПРИ САМОНАВЕДЕНИИ
В НАивыrОДНЕЙШУЮ ТОЧКУ ВСТРЕЧИ
Чувствительность ИВС самолета к точности измерений (оценок)
будет оцениваться по абсолютной (8.5) и установившейся (8.13) ошиб
кам (рормирования параметра рассоrласования и математическому ожи
данию (8.1 ]) и дисперсии (8.12) при следующих условиях:
самонаведение в НУТВ выполняется по закону (7.22), (7.23), в
котором фазовые координаты детерминированные q)ункции времени;
значения Дr==Vрt р в (7.16) известны точно;
каналы наведения в rоризонтальной и вертикальной ПЛОСКОСТЯХ
независимы и не влияют друr на друrа. Последнее предположение дает
возможность оrраничиться рассмотрением алrоритма TpaeKTopHoro
управления в одной, например rоризонтальной, плоскости. С учетом
(7.]6) и (7.18) и используемых оценок закон наведения (7.22) может
быть представлен в виде:
л л л. л Jioo,.oi Др)
НI = КВ <Pr + aSln)' :
ДДр
Поставив в соответствие (8.15) и (8.4), получим Х I = I" Х 2 = а ,
(8.15)
А .
ХЗ =.у, Х 4 = Д, Xs = Д, Кб = 001" п==6. Учитывая эти обозначения в
(8.8) и (8.9), находим
[ . <Оr(2Д Др)
LlДI'=К II Ll<Рr+SlпуLlа+асоsуLlу . LlД+
М р
ДООr(Д Др) А д . ДеД Др) А ] =
+ . 2 Ll . LlOO 1 "
Д Др ДДр
[ . ,А, ( 2 Д Др дц дц LlЩ. ] 6)
= КIJ Ll<Pr +SlпуLlа+ aCOSYLly ql r + . (8.1 ,
Д Дp Д д OOr
В (8.16) ql r определяется (l)ормулами (7.16) и (7.18); ошибки
А
Ч\ =<PI' <Pr, Lla=a &., )'=)' y, Д =Д Д, ДД=Д Д,
LlOO r = <Or &r имеlОТ динамичеСКУIО и q)луктуационную составляющие.
96
Если фазовые координаты <Pr, 00, <Х, у, Д и Д изменяются по дe
терминированным законам, то динамическая ошибка формирования
параметра рассоrласован;ия (8.13) в установившемся режиме определя
ется соотношением
l:i 6rду = KII[ ЩIОДУ +sinyl:ia JIy +acosyl:iYJIY
( 2Д Др I:iДду ДДду l:ioo rJIy )
qrт . + .
Д Дp д д ror
Следует подчеркнуть, что выражение (8.17) HecTporoe, так как
коэффициенты при установившихея поrрешностях измерений Д<Х ду ,
ДУду, дl(дy, д Дду и ДООrду MorYT быть функциями времени. Иначе rоворя,
это соотношение, анализируемое на основе принципа замороженных
коэффициентов ( 4.1), справедливо лишь для каждоrо KOHKpeTHoro
момента времени.
Поскольку математические ожидания флуктуационных поrреш
ностей измерений равны нулю, то на основании (8.11) можно YTBep
ждать, что математическое ожидание ffi дr случайной ошибки Ддr форми
рования параметра рассоrласования также равно нулю.
При независимых поrрешностях измерений (оценок) Xi (i = 1,6)
дисперсию D дr ошибки (8.9), определяемую на основе (8.12), можно
вычислить по формуле
( 8.17)
2 { . 2 2 2 "Л)
D L\r = К н Dч> + Sln уОа + а. cos Р''''у +
2 [ (2Д Дp)2 Од Од ОЮ r ]}
+ql r 2 2 + + 2 '
(Д Дp) д д ro l'
(8.18)
rде О(р' ОN' Dy, D)..t' Од И 0(1)1' дисперсии поrрешностей измерения
(оценивания) бортовоrо пеленrа <Pr, уrла атаки а, уrла крена у, дально
сти д, скорости Д и уrловой скорости линии визирования щ.. Анализ
соотношений (8.16) (8.18) позволяет сделать следующие выводы.
Ошибка формирования параметра рассоrласования в иве caMO
лета при ero наведении в НУТВ зависит от точности измерителей, BXO
дящих в ее состав, типа используемой ракеты, определяющеrо значение
З806
97
ДIН И условий применения, характеризуемых конкретными значениями
у, <Х, Qrr, д, Д И (t)r. При этом условия применения определяют не только
относительные поrрешности измерений (дД/ Д, ДД / Д и ДОО..!ОО.-), но и
вес, с которым они учитываются в общей ошиБI<е Дд. Следует отметить,
что, целенаправленно изменяя условия применения, можно уменьшить
влияние поrрешностей измерений на чувствительность к ним ИВС. Так,
при прочих равных условиях, совершая перехват цели точно на встреч
ном или доrонном I<ypcax, коrда Qrr==O, при у== 0, МО)I(НО существенно
снизить влияние поrрешностей измерителей на точность q)ормирования
параметра рассоrласования (8.16).
В (8.16) можно выделить три rруппы составляющих:
L\r = L\л + L\д + L\y .
(8.19)
Одна из них
Д = KII(sin 'Y a+acos'Y 'Y)
( 8.20)
обусловлена ошибками автономных датчиков. Вторая
[ М 2Д Дp д ]
L\д Kllql r
д Д Дp д
(8.21 )
определяется дальномерным I<аналом БРЛС, а третья
y = KI{ q>r Ql. :r ]
(8.22)
зависит от точности функционирования ее уrломерноrо l<анала. Анало
rичные составляющие можно выделить и в (8.17), и (8.18).
Если в соотношения (8.20) (8.22) подставить значения всех q)азо
вых координат в реальных диапазонах их изменений, то ока)l(ется, что
при К Н ==1, Ддл и Ддд изменяются от тысячных до десятых долей rраду
сов, в то время как Дду MO)l<eT варьироваться от десятых долей до единиц
rрадусов и более. Отсюда следует, что ИВС наиболее чувствительна к
точности функционирования уrломерноrо канала БР ЛС, который влияет
на точность наведения самолета в НУТВ rораздо сильнее, чем дально
мерный I<анал РЛС и система автономных даТЧИI<ОВ.
Относительный вклад отдельных измерителей в общую ошибку
формирования рассоrласования в реальном диапазоне дальностей, CKO
ростей и бортовых пеленrов для одноrо из вариантов ИВС иллюстри
руются рис. 8.11.
98
ДА; . ..... ..... .... ;..... ..... ... ... ..; ...... ..... ..... . ....... ....!... ............ ..1........ ..... ..... +......... ........ f...... ...........j........... ... ...
О 8 . . . 6Y' . . . .
,
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
0,1
О -8- _... _ _ _:_ _ _... _ _ _ _ _ __ - - -:_ - - - - - - --
О
20
40
60
80
100
120
140 180 t,c 220
Рис. 8.11
Предельно возможная ошибка фор IироваНия параметра pacco
rласования (8.15) за счет поrрешности измерений (оценивания) опреде
ляется соотношением (8.14), в котором t!дл.у и d вычисляются по (Pop
мулам (8.17) и (8.18).
В заключение отметим, что все выводы, полученные в процессе aHa
лиза чувствительности иве для канала наведения в rоризонтальной rтoc
кости, будyr справедливы и для наведения в вертикальной плоскости.
8.7. ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ иве РАКЕТЫ «В..В»
К ТО IНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ
МЕТОДА ПРОПОРЦИОНАльноrо НАВЕДЕНИЯ
Чувствительность иве ракеты «B B» к точности измерений (oцe
нок) будет определяться по методике, изложенной в *8.5, при следую
щих условиях:
самонаведение ракеты выполняется по методу пропорционально
ro наведения (7.32)
" "
d 1 2 = N о V сб ro l 2 j 1 2
, "
(8.23)
на основе оценок V сб ' 001,2 И jl.2, (рормируемых соответственно aBTO
селектором скорости, следящим радиолокационным уrломером и aKce
лерометрами;
каналы управления в плоскостях 1 1 и 2 2 (см. рис. 7.9) незави
симы и не влияют друr на друrа.
На основании последнеrо условия рассмотрим алrоритм TpaeK
TopHoro управления только для плоскости 1 1. Сравнивая (8.23) и (8.4),
99
можно прийти к заключению, что Х 1 = V сб ' Х 2 = 001 И хз = Jl' п==3.
Тоrда на основе (8.8) и (8.9) можно получить
LlL\1 = N O O)I8 V сб + N o V сб Llro l 8j( ,
(8.24 )
А
rде V сб = V сб V сб , (O1 = 0)1 001' jl = jl jl .
При детерминированном законе изменения фазовых координат
V сб, 0)1, j 1 динамическую ошибку формирования параметра рассоrласо
вания в установившемся режиме можно вычислить по формуле
LlL\lду = N o ro l 8 V сбду + N() V сб 8 дy 8jlду .
(8.25)
Здесь v сбду, OOlдy И j lду установившиеся динамические ошибки
оценивания скорости, уrловой скорости ЛВ и ускорения.
Поскольку средние значения всех q)луктуационных поrрешностей
измерений равны нулю, то математические о/кидания q)луктуационной
составляющей ошибки (8.24) также равны нулю. Дисперсию случайной
составляющей (8.24) можно определить по формуле
2 2 2 2
DL\I = Noro l Dv + N o V сб О т + Dj.
(8.26)
в (8.26) Dv, D ш и Dj соответственно дисперсии поrрешностей
измерений V, 0)1 И j 1.
Анализ выражений (8.24) (8.26) позволяет прийти к следующим
заключениям.
Чувствительность ИВС к точности измерителей ракеты, наводи
мой по МПН, определяется не только поrрешностями измерений, но и
условиями применения. При прочих равных условиях наведение ракеты
с уrлом упреждения, при котором 0)1 О, позволяет обеспечить мини
мальные поrрешности формирования параметра рассоrласования. Oд
нако на праКТИI<е такой прием можно реализовать лишь при перехвате
неманеврирующей цели. В такой ситуации наибольший вклад в общую
ошибку формирования параметра рассоrласования вносит уrломерный
канал prc, q)ормирующий оценку & 1 . При перехвате маневрирующей
цели на малых расстояниях 0)1 может достиrать значений 30 40 О/С [30].
Тоrда автоселектор скорости TaK)I(e может вносить значительный вклад
в общую ошибку (8.24), существенно превышая вклад, вносимый по
rрешностью j 1 измерения ускорения j 1. На основании (8.14), (8.25) и
(8.26) предельная возможная ошибка q)ормирования параметра pacco
rласования, обусловленная поrрешностями измерений, будет опреде
ляться соотношением
100
dlmax = NОЩ Vсбду+ N o VсБЩду jlду +3 N ЩDv + N V;БD(J) +Dj .
(8.27)
Принимая во внимание идентичность каналов управления в плос
костях 1 1 и 2 2, можно утверждать, что все выводы, полученные для
канала 1 1, будут справедливы и для канала 2 2.
8.8. ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ ИВС ЛА
К ТОЧНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ
ПРИ ОПТИМАЛЬНОМ НАВЕДЕНИИ
НА ВОЗДУШНУЮ МАНЕВРИРУЮЩУЮ ЦЕЛЬ
Чувствительность ИВС ЛА к точности измерений при оптималь
ном наведении на воздушную маневрирующую цель будем оценивать
по методике, изложенной в *8.5, при следующих условиях:
самонаведение ЛА осуществляется по закону (7.67), (7 .68), co
вместно наилучшему по точности и экономичности;
начальная дальность До в (7.67), (7.68) случайная величина, xa
рактерная для каждой конкретной процедуры самонаведения;
каналы TpaeKTopHoro управления в различных плоскостях незави
симы и не влияют друr на друrа.
Последнее предположение позволяет рассматривать в дальней
шем только один канал, например (7.67). Сопоставляя (7.67) и (8.4),
...... ......
можно заключить, что Х 1 = До, Х2 = V сб , ХЗ = (О.., Х 4 = jц.., Xs = J., ,
п==5. Тоrда на основании (8.8) и (8.9) можно получить формулу
dA r = ЗДк V сб ffi r А П + ЗДоffi r y + здо V сб OO +S . (8.28)
UA1 (до дк)2 u,u,o До ДК сб До дк r цr r
для MrHoBeHHbIx значений ошибок формирования параметра рассоrласова
А А
ния (7.67). В этом соотношении дo=дo дo, dVсб==Vсб Vсб'
А
O).. = 0).. 00.., jцr = jцr jцr jr = jr jr соответствующие
поrpешности измерений (оценивания). Из (8.28) следует, что установив
шаяся динамическая ошибка формирования параметра рассоrласования
А здк V сб 0>(- л п ЗДОО>r V здо v сб . .
L1&>rду= (п 2Uf-\O+ 8 сбду+ dО>rду+ Jцrду dJrду'
v-'o ДK) До Дк До ДК
(8.29)
rде jцrду установившаяся динамическая ошибка оценивания jцr.
101
Принимая во внимание центрированный тип флуктуационных
поrpешностей измерений, можно прийти к заключению, что математи..
ческое ожидание флуктуационной ошибки процесса (8.28) также равно
нулю. Дисперсия этоrо процесса определяется соотношением
D = [ ЗДк V сб Щ, ] 2 D [ ЗДОО)r ] 2 D [ ЗДо V сб ] 2 D D . D .
r (д ) 2 дО + v + ro + jЦЦ + jl' .
О Дк До ДК До Дк
(8.30)
Здесь О дО , Dу, D ы , D jцr И DjJ' дисперсии измерения (оценивания) COOT
ветствующих фазовых координат.
Анализируя (8.28) (8.30), можно сделать следующие выводы.
Чувствительность ИВС ЛА к точности измерителей при опти
мальном наведении на маневрирующую воздушную цель зависит не
только от поrрешностей измерений, но и от типа ССН, предопределяю
щеrо значение Дк, и условий применения, обусловливающих KOHKpeT
ные значения До, V сб, OOr И jЦJ'.
Если закон (7.67) используется дпя наведения истребителя, то значе
ния Мо определяются ошибками захвата цели на автосопровождение
дальномерным каналом БРЛС. При использовании (7.67) для наведения
ракет «B B» большой дальности АДа ошибка целеуказания по дальности,
поступающеrо в ракету из БР ЛС истребителя. В ракетах «B B» малой даль
ности с APrC, захватывающих цель на подвеске, мо обусловлена ошибкой
захвата цели дальномером rоловки самонаведения.
Рассматриваемая ИВС наиболее чувствительна к точности функ
ционирования уrломерноrо канала, который вносит наиболее весомый
вклад в формирование ошибки Aor (8.28). При этом следует подчерк
нуть, что на малых расстояниях до цели из за уrловых шумов может
существенно возрасти значения D(J) (п. 5.2.4). В ИВС истребителей и
ракет большой дальности, для которых до существенно превышает Дк,
влияние ошибки ДO весьма незначительно. В то же время в ИВС ракет
малой дальности при Дк<До<2Дк влияние ошибки ДO может быть cy
щественным. Ошибка V сб проявляется достаточно сильно при больших
значениях (J)r, что имеет место на малых расстояниях до интенсивно
маневрирующей цели. Ошибки оценивания ускорений цели и ОУ влия
ют меньше друrих поrрешностей измерений и их влияние не зависит от
значения остальных фазовых координат. Для ослабления влияния по
rрешностей на точность формирования параметра рассоrласования, а
соответственно и на точность наведения, целесообразно начинать caMO
наведение на максимально возможных дальностях До и заканчивать ero
при минимальных значениях ДК. Кроме Toro, желательно выполнять
102
самонаведение точно на встречном, либо доrонном курсах, коrда OOr==O.
Предельно возможная ошибка формирования параметра рассоrласова
ния определ.яется соотношением
dormax = dorду +3 .J Ddor ,
(8.31 )
в котором L\оrду И D 60r вычисляются по (8.29) и (8.30).
Учитывая идентичность алrоритмов TpaeKTopHoro управления
(7.67) и (7.68), можно утвер)l(дать, что выводы, полученные для (7.67),
будут справедливы и для (7.68).
8.9. ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ иве ЛА
к ТОЧНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ при ОПТИМАЛЬНОМ
НАВЕДЕНИИ НА НАЗЕМНЫЕ ЦЕЛИ
Как и ранее, чувствительность ИВС ЛА к точности измерителей
будет оценива ься по методике, рассмотренной в 98.5. При этом можно
полаrать, что выполняются следующие условия:
самонаведение ЛА осуществляется по закону (7.74), (7.75), опти
мальному по критерию (7.71);
каналы тpaeKTopHoro управления в различных плоскостях незави
СИ IЫ и не влияют друr на друrа.
Последнее предположение позволяет анализировать только один
"
канал, например (7.74). Из сравнения (7.74) и (8.4) следует, что Х 1 = Д ,
" "
Х 2 = <Ру, х з = 00." Х 4 = Д, Xs = 00." Х 6 = j., , п==6. Тоrда на основании
(8.8) и (8.9) можно получить
А = qlp (<Ру <Pr ) А д . + А А
U oo . 2 u . u <р у . Ll <Р r
К jД к jД к jД
qroO)r Д + qro O) i
2 r :Jr '
к, Д к,Д
J J
(8.32)
. . .
rде Д = д д , <I>y = <l>у <Ру ,
"
L\<I>., = <1>., <Р., , Д = д д ,
,..
OO., = 00., OO." j., = j., j., ошибки оценивания используемых в (7.74)
фазовых координат. Поскольку эти координаты изменяются по дeтep
минированным законам, то при формировании (7.74) в установившемся
режиме будет иметь место динамическая ошибка
103
qq> (<Ру <PI- ). qq>
оrду . 2 Ддy + ( <Pyдy <Рrду)
К jД к jД
qroO)r А Д qro А А .
2 u ду + UО)rду uJ.,ду ,
к jД к jД
которая анализируется на основе метода замороженных коэффициентов
для установившихся динамических поrрешностей оценивания L\Дду,
<Pyдy, <Рrду, y, щ.ду, j rду.
Центрированный характер флуктуационных составляющих оши
бок оценивания позволяет утверждать, что математическое ожидание
флуктуационноrо компонента (8.32) будет равно нулю. В свою очередь,
дисперсию этоrо компонента можно вычислить по формуле
(8.33 )
[ q q> (<Р у <Р r ) ] 2 [ q <р ] 2 ( )
D or . 2 D д + D <ру + D <pr +
к jД к jД
[ ] 2 [ ] 2
q<PO).' qro
+ 2 D Jt + Dro+Dj'
КjД КJД
(8.34)
в которой ОД' Dq>y' Dq>J" D Jt , Ооо и Oj дисперсии ошибок оценивания
соответствующих фазовых координат.
Анализ (8.32) (8.34) позволяет сделать следующие выводы.
Чувствительность ИВС ЛА к точности измерителей при опти
мальном наведении на наземную цель зависит не только от ошибок
оценивания используемых фазовых координат, но и от требований к
точности и экономичности, предъявляемых к ССН, и условий ее приме
нения, обусловливающих значения Д, Д, OOr, <Ру и <Pr.
Чем выше требование к точности наведения, определяемое в
(7.74) значениями коэффициентов штрафов qф и qro, тем чувствительней
ИВС к ошибкам оценивания Д, <Py, <PI" Д И OOr. Экономичные
системы наведения, характеризуемые большими значениями коэффици
ента Kj , менее чувствительны к точности оценивания перечисленных
фазовых координат.
В (8.32) можно выделить три rруппы ошибок
L\Aor==L\Aora + L\Аоrд + L\Aory, (8.35)
обусловленных влиянием различных типов измерителей. Первая из них
104
А qq> А А .
и оrз Ll<Py LlJr
КjД
определяется автономными датчиками. Вторая
L1 q<jl (<Ру <Pr ) М q<jl(Or LЩ
оrд К А д к jД д
зависит от точности дальномерноrо канала БРЛС или prc, а третья
А qro А qq> А ( 3 )
Ll ory Llror Ll<Pr 8. 8
к jД к jД
обусловлена поrpешностями функционирования радиолокационноrо yrло
мера. Аналоrичные составляющие можно выделить в (8.33) и в (8.34).
Для снижения ошибки (8.36) целесообразно осуществлять HaBe
дение с высокой скоростью Д, используя экономичную низкоточную
по уrловой ошибке <Ру <Pr (7.74) систему управления. Принимая во вни
мание малость относительных ошибок М/ Д и М/ Д в (8.37), можно
утверждать, что дальномерный канал БРЛС (prC) весьма незначительно
влияет на общую поrрешность (8.35) формирования параметра pacco
rласования (7.74). Основной вклад в нее вносит уrломерный канал, при
чем обусловленная им ошибка (8.38) возрастает по мере уменьшения
дальности и перераспределяется в пользу точностей оценивания щ..
Относительный вклад отдельных измерителей в общую ошибку форми
рования рассоrласования в реальном диапазоне дальностей, скоростей и
бортовых пеленrов иллюстрируются рис. 8.12.
(8.36)
(8.37)
1
: : : : : : : :
- - - - -:- - - - - - - - r- - - -:- - - 4 - - -:- - --
............... i.................. .... ............ .!.............. ..4.."'.......... . .. .................!..................+. ................ .......... ........
. . . .:d<p. . . .
: 11 V с : : OO : : Д: : Д V сб :
...:: : ;: t:::t" :'. l'.:;':;':;;": 'k::;. :::!.: ::;: :: f :; : ; :'" ..:. '.f.'b:.' .i:.
о 20 40 60 80 100 120 140 180 t,c 220
11&''(i
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
0,1
О
Рис. 8.12
105
Предельно возможная ошибка формирования параметра pacco
rласования (7.74) определяется соотношением
ДДOl'тах = ДДOl'ДУ + 3 .JD Дol' , (8.39)
в которой Д оrду И D or рассчитываются по формулам (8.33) и (8.34).
Все выводы, полученные при анализе чувствительности rоризон
тальноrо канала ивс, имеют смысл и для вертикальноrо канала (7.75).
8.10. ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ иве РАКЕТЫ
к ТОЧНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ ПРИ ЕЕ НАВЕДЕНИИ
НА НАЗЕМНЫЕ ЦЕЛИ В РЕЖИМЕ СИНТЕЗИРОВАНИЯ
АПЕРТУРЫ АНТЕННЫ
Чувствительность ивс ракеты «воздух поверхность» к точности
измерителей при ее наведении на наземную цель в режиме синтезиро
вания апертуры антенны будет оцениваться по методике, изложенной в
8.5 при следующих условиях:
самонаведение ракеты осуществляется по закону (7 .88), COBMeCT
но наилучшему по точности, экономичности и линейной разрешающей
способности по азимуту;
законы изменения бортовоrо пеленrа цели, уrловой скорости ли
нии визирования, а также дальности до цели являются детерминирован
ными;
все используемые измерители имеют как динамические, так и
Флуктуационные поrрешности;
флуктуационные поrpeшности измерителей представляют собой неза
висимые центрированные raуссовские процессы с известными дисперсиями;
каналы TpaeKTopHoro управления ракетой в различных плоско
стях независимы и не влияют друr на друrа.
Последнее предположение дает возможность про водить анализ
только для одноrо канала, например, rоризонтальноrо. Учитывая выраже
ние (7.83) в законе наведения (7.88) соответствующий алrоритм тpaeктop
Horo управления ракетой в режиме синтезирования апертуры антенны с
наведением на наземную цель можно представить в следующем виде:
q ер [ " . ( дл.дF ) q (о" '
I' <i>r аrсsш + OOr J . (8.40)
к j V сб 2 /T ус К jД
Разложив это соотношение в ряд Тейлора относительно точных
значений всех фазовых координат, и оrраничившись линейными члена
ми разло)кения после вычитания точных значений параметров рассоrла
сования получим:
106
q<P л F 1 q(J)
LlL\r = 2 2 oor М +
КjV сб ЫтV с 4 ( Д ЛLlF ) КjД
У С 2Lll T
+ qq>2 [ arcsiJ l!.. ЛАF ) <Рr ] dVСб +
КjV сб '1 V c 2Ы т
+ q<P Д МF
КjV сб У; ы'т
1
( ) 2
4 Д МF
у с 2ы'т
Il V c + qq> 2 Ilq>r + q(J) Ilщ. Iljr'
КjV сб КjД
(8.41 )
rде 8&r ошибка формирования параметра рассоrласования, а
дд==д д, dVсб==VсоVсб' I1Vc==Vc Yc, l1<pr==<Pr VHr' I1ror== &I"
"
I1jr j r j.> соответственно ошибки измерения (оценивания) дальности
до цели, скорости сближения с ней, собственной скорости ракеты, бор..
TOBoro пеленrа цели и уrловой скорости линии визирования в rоризон
тальной плоскости и поперечноrо rоризонтальноrо ускорения ракеты.
При детерминированном характере изменения используемых фазовых
координат, опираясь на метод замороженных коэффициентов ( 4.1),
можно получить выражения для установившихся значений динамиче
ских ошибок. Эти формулы получаются из (8.41) путем замены в них
MrHoBeHHbIx ошибок ДД, 11 V сб, 11 V с, l1<Pr, 11щ. и I1jr на их установившиеся
значения ДДу, 11 V сбу, 11 V су, l1<pry, 1100ry и I1jry.
Общий анализ (8.41) дает возможность сделать следующее за
ключения. Чувствительность алrоритма TpaeIcropHoro управления к
точности измерителей зависит не только от ошибок оценивания исполь
зуемых фазовых координат, но и от требований к точности и экономич
ности, предъявляемых к системе наведения, и условий ее применения,
обусловливающих значения Д, Усб' УС' <Р.., &.. и J.>.
Чем выше требования к экономичности процесса управления, оп
ределяемые значениями коэффициентов штрафов k j , тем менее он чув
107
ствителен к ошибкам оценивания. Высокоточные системы наведения,
характеризуемые большими значениями коэффициентов qcp, qro более
чувствительны к точности оценивания фазовых координат.
В общем случае в (8.41) можно выделить три rруппы ошибок:
t\п== t\rЛ +( t\rД+ t\rVсб)+( t\rcp + t\I'ro),
обусловленных влиянием различных типов измерителей. Первая из них
qq> д MF
drA =
Kj V сб У; Ы Т
1
( ) 2
4 Д МF
У С 2Ы т
Yc jr
(8.42)
определяется автономными датчиками. Вторая
ДrД =
qq> л. F
Kj V сб Ll/ T У С
1
( ) 2
4 Д ЛдF
У С 2 IT
qro
" 2 OOr
КjД
М;
(8.43 )
qq> [ . ( Д ЛLlF ) ]
ДrVсб = 2 аrСSIП <Pr V сб
Kj V сб ус 2 IT
(8.44 )
зависит от точности дальномерноrо канала. Третья rруппа:
q
дnp = q> Ll<Pr;
Kj V сб
( 8.45)
А qro А
L1 дl 'ro L100 r
КjД
(8.46)
обусловлена ошибками уrломерноrо канала prc. в (8.43 (8.46) индек
сы Д, У, <р и ro в левой части формул означают, что соответствующие
составляющие ошибок формирования параметра рассоrласования обу
словлены соответственно ошибками оценивания Д, У, <р и 00.
108
Поскольку флуктуационные составляющие поrрешности измери
телей представляют собой центрированные процессы, то математиче
ские ожида ия флуктуационных компонент ошибки (8.41) будут равны
нулю. На основании (8.41) дисперсия ошибки формирования параметра
рассоrласования DL\r может быть вычислена по формуле
2
D дr =
qCP A F
Kj V сб IT У С
1
( ) 2
4 Д A F
У С 2 IT
qro
2 0)1"
КjД
О д +
[ ] 2 ] 2
qCP . д A F
+ 2 [ arCSln ( ) <Pr D Усб +
КjV сб У С 2 IT
2
[ ] 2
+ qCP
Kj V сб
ДМF'
y Ы Т
1
( ) 2
4 Д МF'
ус 2Ы т
ОУс + [ q ] 2 Dlpr +
КjV сб
+ [ q ro ] 2 D ror + D jl' ,
КjД
(8.47)
rде D д, D vсб , Dvc, Dtpr, Dror, D jr ..... соответственно дисперсии ошибок oцe
нивания дальности до цели, скорости сближения, собственной скорости,
бортовоrо пеленrа цели и уrловой скорости линии визирования в rори
зонтальной плоскости и rоризонтальноrо ускорений ракеты. Общий
анализ (8.47) приводит к тем же заключениям, что и анализ динамиче
ских ошибок.
Необходимо отметить, что знание соотношений (8.41) и (8.47) дa
ет возможность определить величину допустимых ошибок измерений
(оценивания) при которых общая ошибка формирования параметра
рассоrласования не превышает заданной величины L\L\rr.шкс. Для решения
:этой задачи воспользуемся принципом равнопрочности в соответствии с
которым предполаrается, что все составляющие, обусловленные раз
109
личными ошибками оценивания фазовых КО,ординат вносят равный
вклад в общую ошибку. В этом случае, пренебреrая ошибками аI{селе
рометров, можно определить допустимые значения ошибок оценивания
фазовых координат по следующим формулам:
l
=.!.Д qq> МF
М ДОI1 5 .MaKC . V м v
к J сб т с
1 qro
2 O)r
4 ( : J кА
(8.48)
{ } l
l q . д A F
Vсбдол L\rMaKc 2 [ arCSln ( ) <r>r ]
5 КjV сб У С 2 IT
(8.49)
I
1 qq> А ЛдF
Усдал = L\rMaKc 2
5 КjV сб У С Ы т
1
4 ( J
(8.50)
[ ] l
1 q
Llq> ДОП "5 д L'11"MaKC . V
KJ сб
(8.5 1 )
[ ] I
1 qro
(J)доп L\rMaKc ·
5 КjД
(8.52)
Из (8.48) 8.52) видно, что допустимые ошибки оценивания ф ..
зовых координат зависят не только от максимально допустимых значе
ний ошибок формирования параметра рассоrласования L\ rM1'Kc коэффи
циентов штрафов за точность экономичность, требуемоrо линейноrо
"
разрешения по азимуту, но и от конкретных условий применения Д,
" "
v с6' V с' <Р." ОО.. .
110
Проведенные исследования влияния ошибок оценивания фазовых
координат (8.48 (8.52) в реальном диапазоне их изменения позволили
определить ВJ(лад каждоrо измерителя в величину ошибки формирова
ния параметра рассоrласования. Результаты исследования одноrо из
вариантов наведения ракеты, характ ризующие этот вклад, показаны
на рис. 8.13.
... ... ....... ... ... ... .... ... ... ... ... ...... ...... ... ..
"д<р ; ;
Дdxl
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
О, I ...... .... ..... ... Y. . .. .......... ....... ..У ... .i................ +-.. .. .. ... -+ ..... ......... ...: ..... . ... . ...... .... .......
о
..0,1
О
10
20
30
40 50
Рис. 8.13
60
70
90 t с 1 00
,
Исследования полученных зависимостей чувствительности ИВС
к точности измерителей позволяет сделать следующие заключения:
наибольший вклад, вносимый в общую ошибку формирования
параметра рассоrласования, приходится на уrломерный канал при нали
чии наиболее жестких требований к измерению уrла пеленrа;
в целом полученный алrоритм TpaeKTopHoro управления (8.40)
можно реализовать при существующих измерителях.
111
r ЛАВА 9. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ БОРТОВОЙ
ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ
9.1 СТРУКТУРНАЯ СХЕМА БВС
Выше (СМ. *8.1) рассматривалась обобщенная структурная схема
иве самолета, включающая БВС, построенную по федеративно цент
рализованному принципу. Уровни обработки информации в такой БВС
достаточно схематично иллюстрируются рис 9.1. В структуре такой
БВС имеются проrраммируемые процессоры сиrналов, входящие в coc
тав БР ЛС и аэс. с их помощью выполняется первичная обработка сиr
х(о
z( х, t)
с( x,t)
112
r
иве
,
/ ,
I ТреТI1LIIШЯ обработка \
, /
l ;
/ ,
( ВТОрНLIЮ1Я обработка )
f I
I I
I САД I
I I
I I
\ I
1 :
/ ,
" Первичвая обработка "
I I
I ПРIIСМIШЮI сиrналов в системах I
I . I
16...8 66Si
" датчики I
, /1
Рис. 9.1
YpOUCllb 3
ун и версал b
IIbIC ЦВМ
YpOBCllb 2
процсссоры
ДШlНых
УроиеllЬ 1,
спсцпроцес-
соры, I1por
раммируемые
процсссоры
СИПlaJlOВ
налов, получаемых от целей. Такая обработка предполаrает преобразо
вание физических полей e(x,t) различной природы, содержащих инфор
мацию о фазовых координатах х собственноrо и относительноrо движе
ния ЛА, в электрические сиrналы z(x,t), их преобразование в видеосиr
нал, оцифровку и предварительную фильтрацию.
На втором уровне выполняется вторичная обработка процессора
ми данных, в рамках которой осуществляется формирование оценок
X i (i = 1, п) фазовых координат Xj. Эти оценки используются для управ
ления всеми бортовыми подсистемами и датчиками информации.
На третьем уровне производится обобщение и обработка инфор
мации, поступающей от всех систем, и q)ормирование сиrналов управ
ления во всех режимах работы ИВС в интересах боевоrо применения, в
том числе для управления ЛА. Одновременно формируются сиrналы
для передачи на индикаторы СЕИ и их преобразование к виду, удобно
му для восприятия экипажем ЛА.
Обмен информацией между различными БЦВМ (процессорами)
БР ЛС, ОЭС и друrих подсистем осуществляется, в основном, в цифро
вом виде по линиям связи.
Связующим звеном между теоретическими достижениями в об
ласти обработки информации и управления в ИВС и практически дости
rаемыми в БВС показателями качества систем являются алrоритмы и
реализующие их в вычислительных средствах БВС проrраммы.
Однако федеративная архитектура БВС на базе автономных
БЦВМ в подсистемах является промежуточным этапом в развитии ap
хитектуры бортовой авионики. Это связано как с концепцией построе
ния бортовоrо оборудования перспективных боевых самолетов (в том
числе БВС), так и достижениями в создании электронной элементной
базы для вычислительной техники общеrо и специальноrо назначения.
Повышение степени интеrрации электронных схем и появление
микропроцессоров дали возможность по новому орrанизовать мноrие
виды систем обработки информации. Основной особенностью этой HO
вой орrанизации является объединение (интеrpация) в одной системе
большоrо количества сложно орrанизованных функционально и интен
сивно взаимодействующих между собой устройств (процессоров, памя
ти и т.п.). Последние Moryт быть при этом удалены друr от друrа на дe
сятки метров. В таких системах для связи устройств используют ло
кальные сети различных типов. При этом в вычислительных сетях для
параллельной работы устройств необходимо обеспечивать высокие CKO
рости обмена информацией, быстрые и rибкие способы управления
доступом устройств к сети.
113
9.2. ТЕхнолоrия О'JКРЫТЫХ СИСТЕМ
ОДНОЙ из основных современных информационных технолоrий,
определяющих эФ(рективность вычислительных систем всех уровней и
назначений, является технолоrия открытых систем, которая обеспечива
ет взаимодействие компонентов систем друr с друrом как на !lporpaMM
ном, так и на аппараТНО l уровнях.
Основой, обеспечивающей реализацию открытых систем, служит
совокупность стандартов, с помощью которых униq)ицируется взаимо
действие аппаратуры и всех компонентов проrраммной среды: языков
проrраммирования, средств BBoдa BЫBoдa, rрафических интер(l)ейсов,
систем управления базами данных в сетях и Т.П. В результате сотрудни
чества мноrих национальных и международных орrанизаций был опре
делен набор стандартов, учитывающих различные аспекты применения
открытых систем.
Открытость характеризует rлобальный процесс стандартизации
аппаратных и проrраммных средств, направленный на достижение co
вместимости и переносимости продуктов большоrо числа независимых
поставщиков. Расширению рынка открытых систем способствуют:
отсутствие патентов или авторских прав на спецификации,
отсутствие лицензионной платы за использование стандарта,
доступные спецификации, полученные в результате OTKpbIToro
обслуживания пользователей крупнейшими ведущими мировыми (рир
м ами про из водителям и.
Практика разработки и производства современных военных сис
тем наземноrо, MopcKoro, воздушноrо и космическоrо базирования, по
зволяет rоворить об изменении подхода к формированию технической
политики создания компьютерных бортовых или наземных управляю
щих специализированных систем.
Новый подход заключается в широком использовании rOToBbIx
аппаратных и проrраммных компьютерных технолоrий OTKpbIToro типа
ранее широко апробированных и/или стандартизованных на рынке об
щепромышленных rражданских приложений. Это так называемые
СОТS технолоrии двойноrо назначения (Comlnercial Off The Shelf
«roToBbIe к использованию») [65].
СОТS технолоrии это технолоrии, нормативная база KOTOPbJX
развивается и поддерживается как в рамках международных (IЕС/МЭК,
ISO) и национальных (ANSI, DIN, IEEE, rOCT) орrанизаций по CTaH
дартизации, так и в рамках I<РУПНЫХ профессиональных международных
консорциумов (ARIN'C, PCISIG, VITA, PICMG, GroupIPC и т.д.).
Стандартизация ведется совместными усилиями большоrо числа
конкурирующих, в том числе наиболее крупных (Motorola, ИР, IBM,
SUN и т.д.) компаний, производителей совместимой серийной техники.
114
В качестве примера открытых СОТS технолоrий системноrо
уровня для приложений повышенной надежности можно указать ряд
стандартных маrистрально модульных шинных интерфейсов VMEbus,
PCI, C0111pactPCI, Industry Pack, РМС (РС! MezzanineCard), PC MIP, PC
104, сетевые и коммуникационные интерфейсы Ethemet, FDDI, MIL
1553, RS422/485, ARINC 429/629 и т.д.
Открытыми СОТS технолоrиями стандартами де факто можно
назвать ряд известных операционных систем (ОС) общеrо' назначения
(UNIX и др.) и реальноrо времени (VxWorks, 089, pSOS+, VRTX, QNX,
OSE, LynxOS) и, соответственно, широкий класс инструментальных
технолоrий разработки проrpаммноrо обеспечения (ПО) с использова
нием языков: С/С++, АДА и т.п.
В СОТS технолоrии попадают архитектуры процессоров, сетей,
rpафики; инструментальные проrpаммные технолоrии, прикладное и
инструментальное ПО дЛЯ различных ОС, полупроводниковые техноло
rии и т.д., вплоть до идеолоrии (алrоритмы, методолоrии) продуктов.
Таким образом, сеrодня для реализации спецсистем в подавляю
щем большинстве случаев ставится вопрос о выборе и адаптации ряда
конкретных компьютерных СОТS технолоrий, а не разработка новой
сквозной технолоrии.
СОТS технолоrии это инструмент создания систем, их техноло
rическая основа. Они позволяют использовать оrромный парк rотовых
покупных аппаратных и проrpаммных компонентов, при необходимости
разрабатывать и производить собственные ориrинальные модули и про..
rpaMMHoe обеспечение, концентрируя основные усилия на внедрении и
сопровождении собственной целевой системы, разработке прикладноrо
ПО в минимальные сроки.
В условиях быстроrо моральноrо старения микросхемных набо..
ров при наличии сменных стандартных модулей и интерфейсов упроща
ется модернизация системы.
Применение технолоrии открытых систем предполаrает знание
международных интерфейсов (стандартов), позволяющих создавать
проrраммно аппаратные средства, конфиryрация которых определяется
назначением системы.
9.3. ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЕ СРЕДСТВА ДЛЯ БОС
9.3.1. АРХИТЕКТУРА и СТРУКТУРНАЯ орrАНИЗАЦИЯ
ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ СРЕДСТВ
Важнейшими компонентами любой компьютерной системы (под
системы) являются оперативная (или rлавная) память, центральный
процессор (ЦП), подсистема ввода/вывода, система маrистралей (KOM
115
мутаторов), обеспечивающая взаимодействие всех перечисленных KOM
понентов, и системное проrраммное обеспечение [31].
При описании вычислительных систем принято различать их ap
хитектуру и структурную орrанизацию.
Архитектура вычllслu111еllыlйй CUC11leAtbI система основных
функциональных средств, доступных пользователю, и принципов opra
низации процесса переработки информации на уровне операций над
массивами и задачами в целом. В число характеристик архитектуры
входят набор машинных команд, формат разрядной сетки для представ
ления данных разных типов, механизм обращения к средствам BBoдa
вывода и метод адресации памяти.
Система команд компьютера представляет собой встраиваемый в
компьютер машинный язык (яо), на котором человек может общаться с
компьютером.
Однако использование TaKoro примитивноrо машинноrо языка
неудобно для человека и с течением времени появился ряд уровней язы
ков (абстракций), каждый из которых надстраивается над языком более
низкоrо уровня. Таким образом преодолеваются сло)кности при обще
нии человека с компьютером.
Если для выполнения проrраммы, написанной на языке Я1, каж
дая команда Яl заменяется на эквивалентный набор команд в языке яо
исполняющей машины, имеет место трансляция. В этом случае вместо
исходной проrраммы на Яl выполняется объектная проrрамма на яо.
Если после выборки каждой команды из проrраммы на Яl проис
ходит выполнение эквивалентноrо ей набора команд на яо, то имеет
место интерпретация. Проrрамма, выполняющая такой перевод называ
ется интерпретатором.
При применении обоих методов компьютер в конечном итоrе
выполняет набор команд на языке яо, зквивалентных командам Я 1. Oд
нако следует помнить, что процесс проrраммной интерпретации языка
более BbIcoKoro уровня требует дополнительноrо времени для cBoero
выполнения.
Создание целоrо ряда языков, каждый из которых более удобен
для человека, чем предыдущий, продолжается и по сей день. В общем
случае, архитектура компьютера может рассматриваться в виде ряда
уровней, связи между которыми показаны на рис. 9.2.
Под сmрукmУРIIОЙ орzаlluзациеЙ КО./l'lnьютеРIIОЙ Сllсп1еЛ1Ы noдpa
ЗУ./Ilевается совокуnнос/пь операциОllllЫХ блоков (yctпpOtiClпB) u их взаu
j tосвязеЙ, обесnечuваlоtцая реалuзаЦll10 CnelJll(jJUKalfиtl, задаllllЫХ apxи
тек/пурои KO./llnbIOmepa.
116
Уровни
5
яз ЫIC BblCOICOrO уровня
)Ь blJ< ЯЗ
Трансляция (компилятор)
4
Уровень языка
ассемблер
яз ык Я2
Траисляция (ассемблер)
2
Уровень операционной
системы
1 Трансля ция ( ассемблер)
Уровень архитектуры
системы команд
)Ь ык Яl
з
)Ь ык яо
Иитерпретация (микропроrpамма)
или иепосредственное исполнение
операций
-"
о
Микроархитектуриы й
уровень (микропроrpамма)
Аппаратное
'Н
Цифровой лоrический
уровень (вентилн, реrистры)
:ь,..!икро проrpа мма
1
обеспечение
Рис. 9.2
Структура компьютерной системы включает в себя скрытые от
проrраммиста детали аппаратной реализации системы ..... управляющие
сиrналы, аппаратный интерфейс между процессором и пери(рерийным
оборудованием, функциониров ние памяти. Наиболее распространен
ным способом орrанизации связей между основными компонентами
компьютеров являются маrистрали (или шины), вариантов построения и
конструкций которых имеется достаточно MHoro.
При проектировании подсистемы памяти перед конструктором
стоит задача, которую каждый раз приходится решать по новому. Необ
ходимо увязать три противоречивых требования: обеспечить как можно
больший объем памяти, как можно меньшее время обращения к ней и
как можно меньшую стоимость устройства.
117
Для подавляющеrо большинства современных приложений Tpe
буется, чтобы система располаrала очень большими ресурсами памяти.
Поэтому одной оперативной памяти в составе вычислительной системы
оказывается недостаточно. В частности, постоянным компонентом всех
современных компьютерных систем общеrо назначения являются YCT
ройства внешней памяти. "
Для нынешнеrо этапа развития технолоrии в области систем па..
мяти характерны следующие особенности:
чем больше объем требуемой памяти в системе, тем потенциаль
но ниже может быть быстродействие;
чем выше требуемое быстродействие, тем выше относительная
стоимость запоминающеrо устройства (ЗУ) (в пересчете на бит храни..
мой информации);
чем больше объем памяти в системе, тем ниже относительная (на
бит инq>ормации) стоимость ЗУ.
Разрешить эти противоре
чия можно, включив в состав
вычислительной системы иерар
хически орrанизованное ЗУ, в
котором используют виды памя
ти, созданные на базе разных
технолоrий (рис. 9.3). При этом
на верхнем уровне иерархии ис
пользуются более быстродейст
вующие виды памяти, но меньше
ro объема, на нижних последую
щих менее быстродействующие,
но все большеrо объема. Ключе
вым вопросом, решение KOToporo
обеспечивает успех TaKoro разде
пения памяти, является орrанизация потоков информации в системе, обес
печивающая по мере перехода от устройств верхних уровней иерархии к
устройствам нижних уровней снижение интенсивности обращений к
соответствующим уровням.
Извлечь положительный эффект из объективно присущеrо про
rpaMMaM, написанным на процедурных языках, свойства локальности
ссылок позволяет, например, двухуровневая орrанизация оперативной
памяти, коrда наряду с оперативной памятью большоrо объема приме
няется быстродействующая память небольшоrо объема (КЭШ память).
Свойство локальности состоит в том, что, если проrрамма обра..
тится к KaKOMY TO элементу данных, этот элемент может вскоре понадо..
биться вновь. Это локальность во времени. Кроме Toro, вскоре MOryT
КЭШ ..паМRТЬ
200["0 уровня
rлавная (оперативная) память
в неш няя паМRТЬ
Рис. 9.3
118
потребоваться элементы данных, адреса которых мало отличаются от
адреса данных, используемых в настоящий момент. Это локальность в
пространстве. Свойство локальности ссылок в текстах проrрамм COCTaB
ляет основу орrанизации всех систем КЭШ памяти.
В работе устройств BBoдa BЫBoдa основное внимание уделяется op
rанизации взаимодействия устройств BBoдa BЫBoдa с прочими КО 1понен
тами компьютерной системы, в частности, методам проrраммноrо BBoдa
вывода по прерыванию и прямоrо доступа к памяти. Оптимизируются TaK
же интерфейсы между модулями BBoдa BЫBoдa и внешними устройствами.
Совершенствование вычислительной техники в направлении по
вышения производительности, надежности, живучести, удобства про
rраммирования и использования (эксплуатации) представляет собой
непрерывную цепь изменений архитектуры, структуры и элементной
базы компьютеров и вычислительных систем. Развитие архитектуры
определяется совершенствованием языков проrраммирования, а разви
тие структуры проrрессом элементной базы и стремлением наилуч
шим образом реализовать требуемую архитектуру.
В языках проrраммирования допускается широкая вариация ти
пов данных и создание новых типов. Следует сказать, что платой за пре
доставление rибкости проrраммирования является увеличение времени
исполнения проrрамм.
В качестве примера на рис. 9.4 показана обобщенная архитектура
простейшеrо компьютера с системной шиной РСI (Peripheral Component
Interconnect межсоединение периферийных компонент).
Различные шины в этой архитектуре соединяют компьютерную
систему в единое целое. При этом применяется мноrоуровневая CTPYK
тура шин (интерфейсов) разной производительности.
Основным недостатком одноуровневых интерфейсов является
единая маrистраль, работающая в режиме с разделением времени, что
является причиной конфликтов при распределении ресурсов (маrистра
лей, памяти, устройств BBoдa BЫBoдa и др.).
Достаточно эффективным способом повышения пропускной спо
собности интерфейса является мноrоуровневая орrанизация, при KOTO
рой кроме основной параллельной системной маrистрали вводится He
сколько дополнительных, ориентированных на работу с определенными
классами устройств. В этом случае суммарная пропускная способность
интерфейса увеличивается.
Ключевыми компонентами данной архитектуры являются мосты
между шинами. Мост это устройство, обеспечивающее динамическое
соединение двух (или более) различных по производительности и лоrи
ке работы шин (интерфейсов) для передачи данных в одинаковых или
различных форматах данных.
119
120
:SI
i
.
t:
m
:s:
<
u)
.....
.
:1:
:SI
S
ta
:1:
:1:
а
=
.а
н
t)
ta
:1:
:s:
:3
е
):1:
tJ
:1:10--4
:I:
S
а\
у
=
с..
Мост PCI PCI связывает одну шину РСI с друrой шиной РСI
(расширение). Мост PCI ISA связывает шину РС! с шиной ISA (industry
Standard Architecture стандартная промышленная архитектура), к KO
торой MorYT быть подключены принтер, модем и др. Мост PCI SCSI
(Small Computer Systenl Interface интерфейс малых компьютерных сис
тем) служит для подключения высокоскоростных устройств BBoдa
вывода (SСSI дисков, маrнитных лент и т.п.). Работа с монитором обес
печивается rрафическим адаптером (сопряrающим устройством). Мост
PCI VME связывает шину РСI с шиной УМЕ (Versabus Module EиTope
bus). Для взаимодействия с низкоскоростными устройствами BBoдa
вывода (например, мыши и клавиатуры) применяется шина USB (Uni
versal Serial Bus универсальная последовательная шина), которая сей
час широко используется в персональных компьютерах.
Из архитектуры компьютера, показанноrо на рис. 9.4, видно, что
реализация значительных потенциальных возможностей современных
микропроцессоров зависит от их окружения (интеrральных микросхем и
друrих радиоэлементов), которое осуществляет электрическую и лоrи
ческую связи процессора и остальных частей системы компьютера, OKa
зывая влияние на общую производительность. Специализированный
набор микросхем системной лоrики называют чипсетом (chipset), ero
внутренняя структура и функциональные возможности должны быть
тесно увязаны с особенностями архитектуры конкретных вариантов
микропроцессоров, на работу с которыми они ориентированы. Кроме
Toro, такой набор создается с учетом различных конфиryраций компью
теров и возможноrо разнообразия решаемых задач.
Разработка и производство чипсетов является сложной научно
технической задачей, с которой MorYT справиться только мощные фир
мы, владеющие новейшими компьютерными технолоrиями. Потенци
альные возможности чипсетов MorYT быть реализованы только в составе
соответствующей материнской платы, от архитектуры которой в значи
тельной степени зависит окончательный набор функций, который может
быть уже или шире Toro, что определено архитектурой чипсета.
9.3.2. УНИВЕРСАЛЬНЫЕ МИКРОПРОЦЕССОРЫ
Основу процессорных модулей в настоящее время составляет
микропроцессор (МП). Он представляет собой обрабатывающее устрой
ство, служащее для выполнения арифметических и лоrических опера
ций над данными, для обращения к оперативной памяти и внешним YCT
ройствам и для управления ходом вычислительноrо процесса. В Ha
стоящее время существует большое число разновидностей МП, разли
чающихся назначением, функциональными возможностями (архитекту
рой), структурой и реализацией.
121
Наибольшей специализацией и разнообразием функций обладают
микроконтроллеры управляющие устройства, выполняющие q>ункции
лоrическоrо анализа и управления. Аппаратная сложность микрокон
троллеров по сравнению с МП ниже, а q>ункции лоrическоrо управления
более развиты.
Современные технолоrии, обеспечивающие создание большоrо
числа транзисторов (млн. штук) на кристалле, позволяют про изводить
мп в виде законченноrо устройства, заключенноrо в один корпус
(сверхбольшую интеrральную схему СБИС). Различные выполняемые
q>УНI(ЦИИ и сq>еры применения обусловили специализацию таких СБИС:
МП дЛЯ универсальной обработки данных и МП дЛЯ цифровой обработ
ки сиrналов (ЦОС).
Универсальные МП предназначаются для применения в универ
сальных вычислительных системах, в том числе, персональных I(ОМПЬ
ютерах, в рабочих станциях и массово параллельных ЭВМ. Основной
их характеристикой является наличие развитых устройств для )ффек
тивной реализации операций с плавающей ТОЧI(ОЙ над 32, 64 разрядны
ми и более длинными операндами.
Цифровые сиrнальные процессоры рассчитаны на обработку в
реальном времени цифровых данных, образованных путем оцифровы
вания аналоrовых сиrналов (см. уровни обработки, рис. 9.1). Это обу
словливало их сравнительно малую разрядность и преимущественно
целочисленную обработку. Однако современные сиrнальные процессо
ры способны производить вычисления с плавающей точкой над 32 40
разрядными операндами.
Мноrие rоды основной тенденцией в разработке новых компью
теров было усложнение универсальноrо процессора расширение сис
темы команд, набора режимов адресации, увеличение количества спе
циализированных реrистров и т.д. Это так называемая СISС архитек
тура (Con1plex Instruction Set COn1puter), компьютер со сложным набо
ром I(оманд.
Однако анализ проrрамм, написанных на языках BbIcoKoro ypOB
ня, создал предпосылки для разработки HOBoro типа архитектуры про
цессоров RISС архитектуры (Reduced Instruction Set C0I11puter), компь
IOTepoB с сокращенным набором команд.
Результаты этих исследований и определили ключевые xapaKTe
ристики RISС процессоров: небольшое количество команд q>иксирован
Horo формата, большое количество реrистров и применение компилято
ров, оптимизирующих использование реrистров, с упором на рацио
нальную орrанизацию работы конвейера операций.
122
Сокращение набора команд уже создает достаточно хорошие
предпосылки для повышения эффективности работы конвейера, по
скольку алrоритм выполнения команд становится более реrулярным и
лучше предсказуемым. Кроме Toro, RISС архитектура лучше подходит
для применения технолоrии задержанноrо выполнения команд и пере
компоновки друrих команд в проrpамме, что также повышает эффек
тивность работы конвейера.
Здесь следует отметить следующие реализованные важные Ha
правления в области архитектуры и структурной орrанизации COBpe
менных компьютерных систем, основанные на:
1) концепции сеJ1tейства MaUtUll, которая предусматривает опре
деленное дистанцирование архитектуры I(омпьютера от ero структурной
и схемной реализации, в рамках которой потребителю предлаrается
функциональный ряд компьютеров, разных по производительности и
стоимости, но имеющих одинаковую архитектуру;
2) .kIUKpOпpOZpaA IHOM управлении, облеrчающим разработку и
упрощающим структуру устройства управления процессором, и ХОрОПIО
сочетающимся с концепцией семейства компьютеров;
3) пpUJ\IteHeHuи КЭttl паАLЯпlи промежуточной быстродействую
щей памяти, включенной между процессором и rлавной оперативной
памятью входящей в иерархию уровней памяти компьютера и позво
лившей существенно повысить ero производительность;
4) конвейерноЙ орzанизации, позволившей на практике реализо
вать принцип совмещения операций при последовательной обработке
команд проrраммы (примерами служит конвейер выполнения машин
ных команд и векторная обработка).
При реализации конвейера команд происходит совмещение рабо
ты различных стадий их исполнения (выборки команды, декодирования,
выборки операндов и т.д.). MOryT быть использованы сразу два конвей
ера для двух одновременно выбираемых и исполняемых команд. Но в
этом случае, как и в случае с одним конвейером, нужно следить за тем,
чтобы эти две команды не конфликтовали друr с друrом при использо
вании ресурсов (например, реrистров), и ни одна из них не должна зави
сеть от результата выполнения друrой. Это делает либо компилятор,
либо дополнительное аппаратное обеспечение.
Можно еще увеличить число конвейеров, но это требует rpo
моздкоrо аппаратноrо обеспечения. Вместо этоrо используется один
конвейер с большим количеством q)ункциональных блоков (несколько
арифметико лоrических устройств, блоков заrрузки и др.). Такие систе
мы часто называют суперскалярными.
В табл. 9.1 для сравнения приведены характеристики некоторых
процессоров CISC , RISC и суперскалярной архитектуры.
123
ТаБJlица 9.1
СISС системы RI SС системы Суrrерскалярные
системы
Параметр
18М УАХ Intel SPARC MIPS Powc.. . U lt1"a MIPS
370/168 11/780 80486 R4000 РС SPARC RIOOOO
rод 1979 1978 1989 1987 1991 1993 1996 1996
ра'jработки
Количество
команд 208 303 235 69 94 225
в наборе
Размер 2 6 2 57 1 11 4 4 4 4 4
команды, байт
Количество
режимов 4 22 11 1 I 2 I 1
адресации
Количество
универсал b 16 16 8 40 520 32 32 40 520 32
ных реrистров
Размер
упраВJlяющей 420 480 246
памяти, Кбайт
Размер
КJНI"lIамяти, 64 64 8 32 128 16 32 32 64
Кбайт
Переход на RISС архитектуру означает кардинальное изменение
мноrих существующих взrлядов на принципы построения процессоров.
Рост производительности RISС процессоров обеспечивается за счет Tex
нических достижений и быстроrо проrресса в области разработки KOM
пиляторов. I
Однако в развитии RlSС процессоров при наращивании их BЫ
числительной мощности по мнению специалистов, стали проявляться
«предкризисные явления». Среди проблем MO)l(HO отметить сложность
лоrики, обеспечивающей заrрузку функциональных исполнительных
устройств, проблемы пропускной способности и задержек при обраще
нии к разным уровням иерархии памяти от КЭШ памяти до оператив
ной памяти (ОП).
124
Нерешенность этих проблем rрозит простоями функциональных
устройств (фу) современных суперскалярных микропроцессоров, т.е.
понижением x производительности. По:этому была предложена KOH
цепция архитектуры с использованием сверхбольшоrо командноrо сло
ва VLIW (Very Large Instruction Word). В такой архитектуре команда
состоит из ряда полей, каждое из которых управляет работой отдельно
ro блока процессора. Таким образом, все командное слово (длина слова
64 и более разрядов) определяет поведение всех блоков процессора, т.е.
применяется технолоrия явноrо параллелизма на уровне команд. Это
однозначно диктует появление в архитектуре большоrо числа фу и
сверхбольших q>айлов реrистров.
Задача обеспечения эффективноrо распараллеливания работы OT
дельных блоков возлаraется при этом на компилятор, который должен cre
нерировать машинные команды, содержащие явные указания на
одновременное исполнение операций в разных блоках. Безусловно, это
вызывает сложные проблемы разработки соответствующих компиляторов.
В архитектуре VLIW имеются проблемы выбора длины команды,
влияющей на эффективность использования проrраммной кэш памяти;
проблемы «масштабирования» микропроцессора (возможность наращи
вания фу). Серьезным фактором, снижающим эффективность VLIW
процессоров, являются команды ветвления, зависящие от данных, зна
чения которых становятся известны только в процессе вычислений.
На сеrодняшний день для повышения производительности мик
ропроцессоров используются два способа: повышение тактовой частоты
и усложнение лоrики планирования вычислений и внутренней структуры.
9.3.3. МИКРОПРОЦЕССОРЫ ДЛЯ ЦИФРОВОЙ ОБРАБОТКИ сиrНАЛОВ
Cиcnle.J1tbI ЦlujJровой обрабопlки С1l21lалов призваflbl petuaтb зада
чu обрабопlки, сокраtценuя изБы1очllостuu и передачи t/uфор.маЦllи в
реалыIАIl Jнасuuпабе BpeAlellll прu.Аtенителыlo к раЗЛUЧllblАt прuкладUblJvI
обласпlЯАt (связи, системам управления, радиолокации и др.)
Эволюция теории и техники ЦОС наПРЯ 1УЮ связана с достиже
ниями в области микроэлектроники и компьютерных технолоrий. В co
временной теории и практике ЦОС существуют четыре основных взаи
мосвязанных направления [31], основанные на:
цифровой частотной селекции сиrналов;
быстрых алrоритмах обработки сиrналов;
адаптивной и оптимальной обработке сиrналов;
обработке MHoroMepHbIx сиrналов и полей.
В 111еории ЦlujJровоЙ часпl01111l0й седеКЦllll сиrналов наибольший
эq)q)ект получается при мноrоскоростной обработке на основе эq)q)ектов
прореживания по времени и по частоте.
125
Второе lIаправлеllllе быстрые алrоритмы обработки сиrналов,
ориентировано на построение высокоскоростных алrоритмов ЦОС пу
тем сокращения операций и замены операций умно/кения операциями
сложения и сдвиrа. К таким алrоритмам, прежде Bcero, относятся MHO
rочисленные модификации алrоритма быстроrо преобразования Фурье
(БПФ) и методы теоретико численных преобразований.
Третье направление адаптивная и оптимальная обработки сиr
налов охватывают широкий crteKTp методов решения задач оптимальной
фильтрации и обработки сиrналов в условиях априорной неопределен
ности о характере исследуемоrо динамическоrо процесса.
Чеlпверmое направлеlluе обработка MHoroMepHbIx сиrналов и
полей, является развитием обработки одномерных сиrналов.
В первой половине 80 x rодов началась эра СБИС обработки сиr
налов DSP (Digital Signal Processing) HOBoro класса микропроцессоров
(TMS 32010 фирмы ТI и др.). Этот класс микропроцессоров представлял
собой семейство однокристальных микроЭВМ с внутренней архитекту
рой, ориентированной на высокоэф(})ективную проrраммно аппаратную
реализацию классических алrоритмов ЦОС.
В результате интенсивных разработок в значительной степени BЫ
росли вычислительная производительность и друrие ресурсы однокри
стальных МП ЦОС. Уменьшение стоимости и расширение функциональ
ных возможностей СБИС обработки сиrналов способствовали. широкому
практическому использованию методов ЦОС в различных сферах научной
и производственной деятельности с учетом оrpаничений, накладываемых
внутренними ресурсами при меняемых сиrнальных процессоров.
Отличительной особенностью задач цифровой обработки сиrна
лов [25] является поточный характер обработки больших объемов дaH
ных в реальном времени, требующий от технических средств высокой
производительности и обеспечения возможности интенсивноrо обмена с
внешними устройствами. Это достиrается в настоящее время блаrодаря
специальной архитектуре сиrнальных микропроцессоров и пробле1vlНО
ориентированной системе команд.
В МП DSP применяется rарвардская архитектура вычислитель
ной системы в отличие от фон неймановской, в которой и команды и
данные хранятся в единой памяти. В rарвардской архитектуре для xpa
нения проrраммы (команд) и данных используются различные устрой
ства памяти. Соответственно, в системе имеются два комплекта шин для
этих устройств. В такой системе можно одновременно производить опе
рации обращения к различным устройствам памяти, что повышает про
изводительность МП DSP. Количество шин, особенно шин данных, в
различных МП DSP существенно отличается, что TaK)I(e влияет на их
производительность.
126
Архитектура сиrнальных МП опре еляется несколькими базовы
ми операциями, которые используются в алrоритмах цифровой фильт
рации и спектральноrо анализа.
В дополнение к использованию в сиrнальных МП известных Meтo
дов сокращения длительности командноrо цикла, характерных дЛЯ RISC
процессоров (конвейеризация микроинструкций и инструкций, размещение
большинства операндов команд в реrистрах, разделение шин команд и дaH
ных и т.п.), они обладают высокой степенью специализации.
Характерным для сиrнальных процессоров является наличие ап
паратноrо умножителя, позволяющеrо выполнять умножение двух чи
сел за один командный цикл. В универсальных процессорах умножение
обычно реализуется за несколько тактов.
Друrой особенностью МП DSP является наличие в системе KO
f\.tанд таких операций, как умножение со сложением (с указанным в KO
манде числом выполнений в цикле и с правилом изменения индексов
используемых элементов массивов), инверсия бит адреса, разнообраз
ные битовые операции. В МП DSP реализуется аппаратная поддержка
проrраммных циклов и кольцевых буq)еров. Один или несколько опе
рандов извлекаются из памяти в цикле исполнения команды.
Использование в МП DSP обработки данных в Q)OpMaTe с пла
вающей точкой обусловлено рядом причин и, в частности, широким
динамическим диапазоном обрабатываемых сиrналов. Работа с дaHHЫ
ми в (рормате с плавающей точкой существенно упрощает и ускоряет
обработку, повышает надежность проrраммы, ПОСКОЛЬКУ не требует BЫ
полнения операций окруrления и нормализации данных, отсле)l(ивания
ситуаций потери значимости и переполнения.
Следует отметить, что решение задач цае на универсальных
процессорах при примерно равных тактовых частотах может занимать в
несколько раз больше времени по сравнению с процессорами DSP, так
как последние являются проблемно ориентированными.
В числе наиболее распространенных МП DSP можно назвать из
делия КОf\.fпаний Motorola (56002, 96002), Texas Instrun1ents (TMS
320Схх), Analog Divices (21хх, 210хх). В семействах имеются моди(ри
кации для применения в мноrопроцессорных системах.
В качестве примера на рис. 9.5 приведена структура микропро
цессора DSP 96002 фирмы Motorola [25]. Это 32 разрядный однокри
стальный микропроцессор с устройством обработки данных в формате с
плавающей точкой. Он содержит 1024 слова памяти данных, разделен
ной между памятыо данных Х и У, 1024 слова проrраммной памяти, два
ППЗУ, двухканальный контроллер прямоrо доступа в память (ПДП),
подсистему начальной заrрузки проrраммы, а также встроенные cpeДCT
ва отладки и Э fУЛЯЦИИ.
127
128
. J. j .
l' u & J
. , I
t, ,.. ......
i "" ,... . t;t
с"'1 М , ,
... ...............
с 00 -- ..
>- ... fi ., 5 J 11
.... u .
J JI 8 i'lHt$ g.
. g. t+J
а. 21' 2 И ! I I L....L...
. t". , а I ....,..
I i 11. 1м gl 1( ...
11'1 . ! i' "е
5 с t:
. t ., . . 4 ...............
j. j
.......... 1...
rJ"
>- ...
..
tt
А ос ..
... 1""".
""у IE("'I с"'1
i · ·
NN.... ..
;\... ..
« .
t: .. .... о I
... ... IS ' ·
о 5
.. ... I >
n> ...
I[a t;
8ot:: .... .... .. .... i <
... IR .... ... .... """'
<1м
i · · И
N (":
... .... ... "М
"""" ... .;
CQ t:
<
g,. II1
J :.
I .... 1... ... R I а 'в
... .. I
>- i E CQ ;€ ra.--
Q Ь
". IC а В'g.
.. " м а
' .. ...
о ос) а .... ... !"
... ..
с 8-.1 I
u
. g.;'g. 8
.... IJh I
l.. t
..
............
!ia в. 1 j I н о
.. е
о "11 .. аа:: о а
е I 8 е t Нн] 8 I «
..... ... о
.. .... ее
t I .... "w I1 .... .... ка t
"
1108 .. . .......
! ., .. .. >- :I и-
....... а.. с I . .........
.. ...
...........
ос
. 1..
.. , , . , ,. ,
..
t i . 5 .......
u u 11
11 " :. *. "111 f
II! tJ I R I +--
.". i ·
.11 1м 1.1 ее .. ..!
.
с с
..... тТ
. . н
а, ..
1. ... '" ... ' :
00 · М ... ., I
t ... ,., р\ ...
с:
'"
е\
CJ
=
>-
R
Центральное процессорное устройство (ЦПУ) состоит из трех функ
ционирующих параллельно 32 разрядных исполнительных устройств:
арифметико лоrическое устройство (АЛУ) данных, устройства rенерации
адреса и устройства управления проrpаммой. Процессор содержит два
идентичных порта расширения памяти, обеспечивающих интерфейс с раз
личными типами памяти (SRAM, ОRЛМ, VRAM). Каждый порт может
быть преобразован в интер(рейс, который обеспечивает возможность про
стой интеrpации процессора в мультипроцессорную систему.
В микропроцессоре используются:
устройство умножения с накоплением (разрядностью 32х32);
специализированный набор команд;
аппаратная поддержка выполнения проrраммных циклов и быст
poro возврата из прерываний;
расширенная до 1 К слов кэш память команд;
пять 32 разрядных адресных шин внутренних однонаправлен
ных шин адреса Х и У, проrраммной адресной шины и двух внешних
адресных шин;
семь 32 разрядных шин данных внутренних двунаправленных
шин данных Х и У, внутренней двунаправленной rлобальной шины дaH
ных, внутренней двунаправленной шины данных ПДП, внутренней ДBY
направленной проrраммной шины данных и двух внешних шин данных;
внутрикристалльная память микропроцессора, включающая 1024
слова проrраммной памяти (RAM), две независимых памяти данных по
512 слов каждая (RAM), два независимых ПЗУ емкостью 1024 слова и
ПЗУ начальной заrрузки емкостью 64 слова;
внешняя память процессора 2х2 32 32 разрядных слов для команд
и данных.
При этом производительность микропроцессора на тактовой час
тоте 40 мrц составляет около 20 MIPS и 60 MFLOPS.
Аналоr микропроцессора DSP 96002 микропроцессор lВ577
используется в отечественных вычислительных средствах семейства
«Баrет» (в проrраммируемых процессорах обработки сиrналов).
9.3.4. БАЛАНС ПРОИЗВОДИТЕЛЪНОСТИ КОl\1ПОНЕНТОВ
В то время как быстродействие новых моделей процессоров (микропро
цессоров) возрастает очень быстро, темпы роста производительности
друrих компонентов компьютера несколько отстают от них. В качестве
примера на рис. 9.6 показан rра(рик изменения характеристик компо
нентов в процессе совершенствования технолоrии их производства в
1980 1995 rодах [71]. В результате перед разработчиком системы всеrда
стоит задача выбора TaKoro варианта архитектуры и структурной opra
низации, который обеспечит оптимальный баланс характеристик KOM
5 З806
129
200
Плотность компонентов
в корпусе динаМllческой памяти
100
50
Фактор 20
совершен
С1ВОваиия:
10
2
Быс rрQдеЙС"IБие
Д ннаМJlческои памяти
y
5
1
1980
1985
1990
1995
Рис. 9.6
понентов и позволит устранить несоответствие между их Функциональ
ными возможностями.
Проблема несоrласованности характеристик острее Bcero прояв
ляется на стыке процессора с памятью. В то время как быстродействие
микропроцессоров и объем памяти в корпусе микросхемы возрастали
очень быстро, быстродействие памяти (параметр, от KOToporo зависит
интенсивность потока информации) росло значительно более медлен
ными темпами. В результате, если не предпринимать специальных мер,
современный быстродействующий микропроцессор будет часто про
стаивать, поскольку система не сможет достаточно быстро предостав
лять ему команды и данные для обработки.
Решение этой проблемы может быть осуществлено разными пу
тями. Примеры таких решений можно найти в современных компьюте
рах. К этим решениям относятся:
увеличение разрядности данных, извлекаемых из памяти в одном
цикле обращения;
совершенствование интерq)ейса обращения к памяти включение
в интерфейс проме)куточной буферной памяти;
уменьшение частоты обращения к основной памяти посредством
внедрения сло)кных кэш структур между процессором и оперативной
памятью. При этом один или несколько блоков кэш памяти размещается
в микропроцессоре или в отдельной микросхеме внепосредственной
близости от микропроцессора;
повышение пропускной способности канала связи ме)кду. процес
сором и памятью использование более скоростной маrистрали или
иерархии маrистралей с бу(l>еризацией потока данных.
130
Нужно не забывать и об устройствах BBoдa BЫBoдa, как правило
осуществляющих интенсивный обмен с периq)ерийными устройствами,
что потребует aK же соответствующих решений.
В качестве примера на рис. 9.7 показана структурная схема пер
сональноrо компьютера, на которой цифрами 1 9 показаны «узкие Mec
та)) в ero архитектуре [57]. На рисунке показаны значения теоретически
достижимой пиковой пропускной способности различных интерфейсов
и устройств, а так же указаны реальные значения этих величин, полу
ченные в ходе замеров на разных системных платах.
ящю 600-3200 МБ/с (2) &'''Ч1ОС1 D-IШI ЮIIJ.-Ilзмтъ
rl}X>ЦCCcopa ВНУJренняя U.D11 Ja IJfO{Юro )1IOВI-1Я
ВнеllП IЯЯ КЭШ-память o Q.k..-теМlWl
lШ11-lа
вmporo (1p...'"lЪC1'O) 55 М1'ц 500 rvtБIс
)'pOBIUI 100 rvtru..soo МБ'с
130..230 c
100-180
в..ЩООI<ЩJШ o illша лор ЧСIЪ ХI1 >proВЫЙ o U11l1a rklМЯI11 Мщули rk1МКПI
ЛОР X2 533 c 66 rvtrц 500 tv1БIс DRAМ
x4 1<XJ6 fv1БIс КОНI]ЮЛЛер 100 tv1r ц 800 tv1БIс
o шина PCI (33 rvtrц/32 бlП 132 rvtБIс)
SCSI
хост aдшm..1J
КШП]IOЛЛер
функционалы!ьо1
l.ll1I-Ш USD"'" 1,5 МБ/с
КЛШJIШI)1:Ю, MbIllL
Lil1нa lEEE 1284 "'" 5 МБlс
o lli1 1 EIDE"'" 16 c
Е ДIfСКОООД 0
UDМA 33 33 МБlс
UDrv1A 66 66 МБlс
SCSI 3
""'8O c
SCSI
Йсruo UIII-J3
ISЛ
Шll-lа IEEEI394"'" 50 c
Рис. 9.7
Из рисунка видно, что скорость работы встроенной в микропро
цессор КЭШ памяти 600 3200 Мбайт/с (т. 1) не оrраничивает общей
эффективности системы.
Совсем друrое наблюдается при обмене данными с внешними
КЭШ памятями (BToporo и третьеrо) уровня (т. 2), расположенными на сис
131
темной rшате. Для этой памяти показатели падают до 130 230 Мбайт/с (co
ответственно для операций записи и чтения). Это будет заметно только
в системе, остальные l(омпоненты которой (особенно видео[(арта и опе
ративная память) работают с более высокой СКОрОСТЬЮ.
Реальная скорость обмена с оперативной памятью (т. 7) далека от
теоретически достижимоrо значения 800 Мбайт/с (т. 4) и зависит в oc
новном от модели чипсета, установленноrо на системной плате. Таким
образом, сеrодня низкая скорость работы с оперативной памятью CTaHO
вится серьезным «тормозом» в повышении эq)фективности компонен
тов. Решение проблемы ВОЗМО)КНО либо с появлением новых чипсетов,
более корректно работающих с памятью, либо с внедрением новых ви
дов памяти, либо переходом на друryю архитектуру системной шины.
Теоретически достижимая пропускная способность шины РС!
(т. 5) до 132 Мбайт/с у)ке сеrодня не удовлетворяет требованиям пере
сылки оrромных объемов rрафической инq)ормации. ПОJТОМУ видео
контроллеры перемещаются на интерq>ейс ЛОР (Лссеlеrаtеd Graphics
Port ускоренный rраq>ический порт). Этот интерq>ейс (т. 3) предназна
чен исключительно для подключения видеоадаптеров к отдельной (не
связанной с системной шиной) маrистрали ЛОР, имеющей выход непо
средственно на системную память.
Внедрение HOBoro протокола PCI, предусматривающеrо частоту
шины 66 мrц и скорость до 528 Мбайт/с (при ширине шины 64 бита), Tpe
бует новых системных плат с 64 битными разъемами и чипсетов, поддер
живающих этот протокол. Однако, самое rлавное состоит в том, что реаль
ная ПРОПУСI(ная способность РС! (т. 8) rораздо ниже предельно допустимой.
По интерq>ейсу EIDE (т. 6) можно передать максимум 16 Мбайт/с.
Реальные замеры (т. 9) показали, что данные пересылаются со CKOpO
стью от 8 до 13 Мбайт/с. ПОJТОМУ неизбе)кен переход на интерфейс
IEEE1394 (Institute of Electrical al1d Electrol1ic Engineers 1394 стандарт
института инженеров по электротехнике и Jлектронике N21394).
Это последов"ательный интерфейс с пиковой пропускной способ
ностью сеrодня 50 Мбайт/с. Разрабатываются модиq>икации интер(l>ей
са, способные передать 200 Мбайт/с и даже 800 Мбайт/с.
Таким образом, необходимо все время помнить об обеспечении
оптимальноrо соответствия между q>ункциональными возможностями
применяемоrо процессора (микропроцессора), памяти, устройств BBoдa
вывода и связывающих их маrистралей (интерq>ейсов).
9.3.5. ПАРАЛЛЕЛИЗМ ПРОЦЕССОВ ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ
В ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМАХ
Повышение производительности 8С за счет увеличения IlРОИЗВО
дительности элементной базы (повышение частоты работы элементов)
132
практически исчерпало свои возможности, натолкнувшись на теорети
ческий предел 109 1010 опер./с. Дальнейшее повышение в этом направ
лении потребует поиска новых физических принципов обработки ин
формации. .
Весьма перспективным является направление, в основе KOToporo
лежит распараллеливание процессов обработки информации на всех
уровнях решения задачи и которое широко использовалось на всех JTa
пах развития вычислительных средств. Это направление включает:
переход от последовательноrо счета к параллельному;
параллельную работу основных устройств ЭВМ;
мультипроrраммный режим обработки данных;
конвейерный режим;
мноrопроцессорные и мноrомашинные архитектуры;
режим управления потоками данных и др.
Обобщенная концепция конвейера включает в качестве частных
случаев, как параллельную обработку, так и собственно конвейер.
Обобщенный конвейер позволяет использовать устройства, которые при
последовательном решении были не заrружены. В случае динамическо
ro MHoroMepHoro конвейера устройства можно в ходе вычисления KOH
q)иrурировать в подходящий конвейер, что повышает эффективность их
использования. Возможность повышения надежности является еще oд
ним преимуществом обобщенноrо конвейера. Реконфиryрируемость и
дублирование cerMeHToB (подсистем, систем) в обобщенном конвейере
дают возможность орrанизовывать диаrностику сбоев и восстановление
после сбоя.
В конвейерном методе параллелизм обработки достиrается за
счет разбиения процесса обработки на последовательность независимых
операций, выполняемых сеrментами. После обработки очередной пор
ции информации одним из cerMeHToB она передается на следующий. На
каждом такте обработки в первый cerMeHT вводится новый операнд, а из
последнеrо cerMeHTa выдается результат.
Конвейер весьма эффективен при обработке векторов и исполь
зуется в большинстве компьютеров, сконструированных для этих целей
(например, CRA У и др.). Особенно выrодно использование конвейера
для обработки команд, что используется, практически, во всех COBpe
менных микропроцессорах.
Классификацию архитектур компьютеров пытались провести
мноrие исследователи. Чаще Bcero, как наиболее простая, используется
классификация Флинна (Flinn 1972) [72].
В основе классификации Флинна используются два понятия: по
токи команд и потоки данных. Существует 4 варианта комбинации по
токов (см. табл. 9.2):
133
SISD Single Instruction Stream Single Data Stream, один поток
команд, один поток данных;
SIMD Single Instruction Stream Multiple Data Stream, один поток
команд, MHoro потоков данных;
MISD Multiple Instruction Strearn Single Data Stream, MHoro пото
ков команд, один поток данных;
MIMD Multiple Instruction Strearn Multiple Data Stream, MHoro
потоков команд, MHoro потоков данных.
Таблица 9.2.
ПОТОКИ Потоки
Названия Ilримеры
команд данных
Один Один SISD Классическая последовательная
однопроцессорная машина фон Неймана
Один MHoro SIMD Векторный суперкомпьютер,
массово параллельный процессор
MHoro Один MISD Не существует
MHoro MHoro MIMD Мультипроцессоры, МУJlьтикомпьютеры
На рис. 9.8 9.11 показаны упрощенные архитектуры параллель
Horo действия по классификации Флинна.
SIМD компьютеры (рис. 9.8 и 9.9) состоят из одноrо устройства
управления (управляющеrо модуля) и нескольких модулей обработки
данных, называемых процессорными элементами (ПЭ). Количество MO
дулей ПЭ в таких компьютерах может достиrать нескольких тысяч. Oд
Устройства
управления
Устройства
управления
пэ
пэ пэ пэ
. . .
Локanь ная Локаль ная Локаль ная
память память память
. . .
Коммуникационная
сеть
Разделяемая память
Рис. 9.8
Рис. 9.9
134
ним из преимуществ данной архитектуры считается эффективная реализа
ция лоrики вычислений. Подклассом S[МD компьютеров являются Beктop
ные компьютеры. Друrой пример SIМD компьютера матрич ные процес
соры (Апау Processor), которые специализированы для конкретных задач,
допускающих матричное представление (например, обработка изображе
ний). Класс архитектур MIMD наиболее боrат примерами.
В классе MIMD несколько независимых процессоров работают как
часть большой системы. В эту катеrорию попадают большинство парал
лельных процессоров: мультипроцессоры и мультикомпьютеры.
Мультuпроцессор это КОАtllыоmерllая CllcnleAfa, копl0рая co
дер:JIСUlп llесколько процессоров, включаl0ЩUX устройспlво управлеllUЯ
(УУ) u арUф.А"етllКО ЛО211ческое успlройсmво (АЛУ) (рис. 9.1 О).
Централь ный
процессор
Централь ны й
npоцессор
Централь ный
npоцессор
ПОТОКИ
к о манд
. . .
ПОТОКИ даиных
коммуннкационная
I r.
Разделяемая память
Рис. 9.10
в мультипроцессоре существует общая для всех процессоров
операционная система, которая оперативно распределяет вычислитель
ную наrрузку между процессорами. Взаимодействие между отдельными
процессорами орrанизуется наиболее простым способом через общую
оперативную память.
Мультипроцессор, как и все компьютеры, должен содержать YCT
ройства BBoдa BЫBoдa. В одних мультипроцессорных системах только
определенные процессоры имеют доступ к устройствам BBoдa BЫBoдa,
выполняя специальную функцию BBoдa BЫBoдa. В друrих мультипро
цессорных системах каждый процессор имеет доступ к любому устрой
ству BBoдa BЫBoдa. Если все процессоры имеют равный доступ ко всем
модулям памяти и всем устройствам BBoдa BЫBoдa и каждый процессор
взаимозаменяем с друrими процессорами, то такая система называется
135
SMP (Symmetric Multiprocessor симметричный мультипроцессор).
SMP функционирует под управлением одной операционной системы.
Территориальную распределенность мультипроцессор не поддер
живает все ero блоки (модули) располаrаются в одном или нескольких
близко расположенных конструктивах, как и у обычноrо компьютера.
Основное достоинство мультипроцессора ero высокая производи
тельность, которая достиrается за счет параллельной работы нескольких
процессоров. Так как при наличии общей памяти взаимодействие процес
соров происходит очень быстро, мультипроцессоры MOryт эффективно BЫ
полнять даже приложения с высокой степенью связи по данным.
Еще одним важным свойством мультипроцессорных систем яв
ляется достаточно высокая отказоустойчивость, обеспечиваемая за счет
снижения производительности при отказе каких либо элементов.
Количество процессоров в SMP, как правило, оrраничено (не
превышает 32). Использование SMP обеспечивает:
масштабирование приложений путем их применения без преоб
разования на новых более производительных аппаратных средствах;
проrраммирование на базе разделяемой памяти;
одинаковое время доступа ко всей памяти;
возможность пересылки сообщений с большой пропускной спо
собностью;
поддержку соответствия данных, располо)кенных в совокупности
КЭШ памятей и блоках основной памяти, неделимые операции синхро
низации и блокировки.
Кластерная система образуется из вычислительных модулей (ВМ)
по структуре SMP, объединенных системой связи или разделяемыми ycт
ройствами внешней памяти, например дисковыми массивами. для образо
вания кластерных систем используются либо специализированные фирмен
ные средства, либо универсальные локальные и rлобальные сети (Ethemet,
FDDI и др.). Размер ЮIастера может достиrать десятков модулей ВМ.
Создание больших мультипроцессоров связано с некоторыми
трудностями. Чтобы избежать проблем связывания процессоров с памя
тью были предложены вычислительные системы, состоящие из взаимо
связанных компьютеров, у каждоrо из которых имеется своя собствен
ная оперативная память (ОП), а общей памяти нет. Такие вычислитель
ные системы называются мультикомпьютерами (рис. 9.11). '
Операционная система в процессоре мультикомпьютера не может
получить доступ к памяти, относящейся к друrому процесс ору , просто
путем выполнения, например, команды «чтение». Ему приходится отп
равлять сообщение и ждать ответа. Именно способность операционной
системы считывать слово из отдаленноrо модуля памяти с помощью
команды «чтение» отличает мультипроцессоры от мультикомпьютеров.
136
УУ
УУ
. . .
УУ
АЛУ
АЛУ
АЛУ
оп
оп
оп
i ПОТОКИ данных
Рис. 9.11
Работа любоrо мультикомпьютера определяется двумя rлавными
компонентами: высокоскоростным механизмом связи процессоров
(компьютеров) и системным проrpаммным обеспечением, которое пре
доставляет пользователям и приложениям прозрачный доступ к pecyp
сам всех компьютеров, входящих в мультикомпьютер. В состав средств
связи входят проrраммные модули, которые обеспечивают распределе
ние вычислительной наrрузки, синхронизацию вычислений и реконфи
ryрацию системы.
По сравнению с мультипроцессорами возможности параллельной
обработки в мультикомпьютерных системах оrраничены: эффектив
ность распараллеливания резко снижается, если параллельно выполняе
мые задачи тесно связаны между собой по данным. Это объясняется
тем, что связь между компьютерами в мультикомпьютере менее тесная,
чем между процессорами в мультипроцессоре. rоворят, что в мульти
процессоре используются сильные проrраммные и аппаратные связи, а в
мультикомпьютере такие связи между обрабатывающими устройствами
являются слабыми.
Мультикомпьютеры можно разделить на две катеrории.
Первая капlе20РUЯ МРР (Massively Parallel Processors процессо
ры с массовым параллелизмом). Это дороrостоящие компьютеры, KOTO
рые состоят из большоrо количества процессоров, связанных BЫCOKO
скоростной коммуникационной сетью.
МРР системы, в отличие от кластеров, имеют более скоростные,
как правило специализированные каналы связи между вычислительны
ми модулями, а также широкие возможности по масштабированию. Oд
нако, поддержка работоспособности и оптимизация заrpузки процессо
ров в МРР менее развита по сравнению с кластерами в силу разнообра-
137
зия используемых проrрамм и отсутствия функциональных связей меж
ду проrраммами.
Вп10/Jая каlпе20рия мультикомпьютера включает рабочие CTaH
ции, которые связываются с помощью уже имеющейся технолоrии co
единения: Network of Workstations (сеть рабочих станций) и Cluster of
Workstations (кластер рабочих станций MIMD система с распреде
ленной памятью).
Мультипроцессоры сложнее строить, но леrче проrраммировать,
а мультикомпьютеры леrче строить, но труднее проrраммировать. По
этому появились rибридные системы, в которых общую память орrани
зуют по разному, получая в каждом случае какие то преимущества и
какие то недостатки. Очень важно получить при этом расширяемую
систему.
9.3.6. КОММУНИКАЦИОННАЯ СЕТЬ В ПАРЛЛЛЕЛЬНЫХ
ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМАХ
Важнейшим элементом архитектуры любоrо компьютера, а BЫ
сокопроизводительных вычислительных сетей в особенности, является
КОАfАlу"uкацt/Оlllая сеl11Ь, связывающая процессоры с оперативной памя
тью, процессоры между собой, процессоры с друrими устройствами.
Она оказывает решающее влияние на производительность системы.
Трафик в такой сети состоит из пересылаемых данных и команд. Oc
новной характеристикой сети является пропускная способность, изме
ряемая в битах в секунду.
Мультипроцессоры и мультикомпьютеры, в данном контексте
следует рассматривать как набор узлов (процессорных элементов, MO
дулей памяти, переключателей) и соединений между ними.
Орrанизация внутренних коммуникаций вычислительной систе
мы определяется ее тополоrией.
Масштабируемость характеризует возрастание сложности соеди
нений при добавлении в конфиrурацию новых узлов. Если система об
ладает высокой степенью масштабируемости, ее сложность будет He
значительно изменяться при наращивании системы.
Есть два типа тополоrий коммуникационных сетей статические и
динамические. В случае статической сети все соединения фиксированы,
а в динамической сети в межпроцессорных соединениях используются
переключатели. Первый тип сетей более Bcero подходит для решения
тех задач, в которых известны структуры и характер обмена данными.
Динамические соединения более универсальны, но они дороже, их pea
лизация сложнее.
Стаl1lllческие 1110110ЛО2UU. Соединение ПЭ через сетевой адап
тер с помощью одиночной шины является самым простым и дешевым
138
Одиночная шина
(рис. 9.12). Основной ero недостаток
заI01ючается в том, что в каждый MO
мент времени возможна только одна
пересылка данных/команд. Пропуск
ная способность обратно пропорцио
нальна количеству процессоров, под
ключенных к шине. Такой способ xo
рош только для систем, содержащих не 60лее 1 О процессоров.
Более эффективным является друrой спос06 соединения OДHOMep
ная решетка. У каждоrо элемента в этом случае есть две связи с соседями, а
rpаничные элементы имеют по одной связи (рис. 9.13,а). Если замкнуть
концы одномерной решетки, получим тополоrию «кольцо» (рис. 9.13,6).
А 8 ...
Рис. 9.12
Обобщением одномерной решетки
является d мерная решетка, в которой у
каждоrо ПЭ имеется 2d связей. Особый
случай представляют rpаничные элемен
ты, число связей у которых может быть
разным. Такой тип коммуникационной
сети не подходит для создания MHoro
процессорных конфиryраций с большим
числом процессоров, поскольку макси
мальная задержка передачи сообщений
от одноrо из N процессоров к друrому
пропорциональна JN и быстро растет с
увеличением числа процессоров. ДBY
мерная решетка показана на рис. '9.14.
Двумерная решетка обеспечивает
хорошее быстродействие. для решетки
данных между ПЭ необходимо определить
маршрyr передачи данных, при этом для
решетки размером nxn требуется макси
мум 2(n 1) промежyroчных узлов.
В тополоrии «звезда» есть один центральный узел, с которым co
единяются все остальные ПЭ. Таким образом, у каждоrо ПЭ N 1 co
единение (рис. 9.15).
а)
Рис. 9.13
6)
Рис. 9.14
Рис. 9.15
139
в такой тополоrии слабым звеНО I оказывается центральный узел,
поэтому она тоже не подходит для больших систем.
В сети с полносвязной тополоrией (рис. 9.16) все ПЭ связаны
друr с друrом. Пересылки MOryT BЫ
полняться одновременно между любы
ми парами ПЭ. В такой системе леrко
MOryT быть реализованы широковеща
тельные и мноrоадресные пересылки.
Как быстродействие, так и стоимость
системы высоки, причем стоимость cy
щественно возрастает с увеличением
числа ПЭ. Существуют и друrие топо
Р 9 16 лоrии (например, «rиперкуб»).
НС. .
Во всех тополоrиях имеет значе
ние маршрутизация сообщений (или части сообщений пакетов). В pe
шетчатых тополоrиях в каждый момент времени выполняется пересыл
ка пакетов данных вдоль одноrо определенноrо измерения. Маршрути
зация в тополоrиях «звезда» простая. Путь сообщения всеrда проходит
через центральный узел.
ДUllаJиические mопОЛО2UU. Основным представителем этоrо клас
са является перекрестное соединение (рис. 9.17). Оно обеспечивает пол
ную связность, т.е. каждый ПЭ может связаться с любым друrим про
цессором или модулем памяти. Пропускная способность сети при этом
не уменьшается. Схемы с перекрестными переключениями MOryT ис
пользоваться и для орrанизации межпроцессорных соединений. В этом
случае каждый процессор имеет собственный модуль памяти (системы с
расширенной памятью).
Модуль
памяти
140
Модуль
памяти
Модуль
памяти
PJIC. 9.17
Для соединения п..процессоров с n модулями памяти требуется п 2
переключателей. Такая зависимость оrраничивает масштабируемость
системы (обычно не более 256 узлов).
МUО20каскадные сеп1и основаны на использовании 2><2 перекрест
ных переключателей KOMMyraTopoB (рис. 9.18). На рис. 9.18,а изображен
переключатель без широковещательной рассылки, а на рис. 9.18,б с ши
роковещательной.
ВХОД В ыхдд ВХОД В ыхдд
N
ВХОД
ВЫХОД
ВХОД
ВЫХОД
а)
б)
Рис. 9.18
в этом случае на одном конце соединения находятся процессоры;
а на друrом процессоры или друrие узлы. Между ними располаrаются
переключатели. При передаче данных от узла к узлу переключатели
устанавливаются таким образом, чтобы обеспечить требуемое соедине
ние. Однако, для этоrо требуется некоторое время время установки. В
зависимости от способа соединения имеются разные тополоrии дина
мических мноrоканальных сетей (куб, «oMera», и др.). На рис. 9.19 при
ведена схема соединения «oMera».
ВХОД
ВЫХОД
Рис. 9.19
141
Важнейшими атрибутами системы коммуникаций являются CTpa
теrии управления, коммутации и синхронизации. При централизован
ном управлении имеется единый модуль управления. Распределенное
управление применяется в мноrокаскадных соединениях, rде ка)l(ДЫЙ
узел принимает решения, как действовать с поступившим. сообщением
оставить ero себе или передать соседу. Друrой вариант используется в
соединении типа «звезда», rде I(а)кдое сообщение пересылается в I(OH
троллер, который и определяет ero дальнейшую судьбу.
Синхронизация может быть rлобальной, I(оrда синхронизирующая
последовательность импульсов передается всем вычислительным систе
мам, но может быть и ЛОI(альной, коrда каждый узел имеет свой собствен
ный reHepaтop. Этот вариант соответствует асинхронной работе.
rлобалыlяя СUllхронuзацuя характерна для SIМD компьютеров и
имеет более простую аппаратную и проrраммную реализацию. MIMD
системы чаще Bcero имеют более rибкую асинхронную систему.
Меlподы КОJltAtу,пацuu (переКIll0чеflUЯ). Важнейшим в орraнизации
работы коммуникационной сети является метод переключения, опреде
ляющий способ передачи сообщений от узла источника к узлу приемнику.
СообlцеииеЛI называют лоrически завершенную порцию данных
пересылаемый файл, запрос на пересылку файла и т.д. Сообщения MorYT
иметь любую длину. Пакеп1 представляет собой часть сообщения, ero
длина оrраничена, хотя и может варьироваться. Пакеты перемещаются
по сети независимо друr от друrа. Каждый пакет содержит заrоловок с
информацией об адресе получателя и ero номер, что необходимо для
правильной «сборки» пакетов в единое сообщение.
Выделяют три основных метода коммутации в сетях параллель
ных вычислительных систем:
коммутация с промежуточным хранением;
коммутация цепей (коммутация каналов);
метод виртуальных каналов.
Исторически, ОДНИ I из первых методов коммутации был метод с
промежуточным хранением (метод коммутации пакетов). В этом случае
сообщения полностью принимаются на каждом проме)l(УТОЧНОМ узле и
только после этоrо отправляются дальше. Проме)l(УТОЧНая буферизация
пакетов требует дополнительной памяти и затрат времени. Задер ка
передачи пропорциональна расстоянию между источником и адресатом.
Данный метод применяется в ситуациях, коrда время отклика не имеет
значения.
При коммутации цепей (коммутации каналов) между источником
и получателем сообщения устанавливается непрерывная цепь, состоя
щая из отдельных каналов связи, проходящих через промежуточные уз
142
лы. После 3Toro выполняется передача данных. КО 1мутируемый канал
устанавливается только на время соединения отправителя и адресата.
Умень:шить задержки при передаче данных позволяет метод вир
туальных каналов. В этом случае пакеты накапливаются в промежуточ
ных узлах только тоrда, коrда недоступен очередной канал связи. В
противном случае, пересылка выполняется немедленно и без буферизации.
9.4. ПРОИЗВОДИТЕЛЬНОСТЬ МИКРОПРОЦЕССОРОВ
9.4.1. ПИКОВАЯ И РЕАЛЬНАЯ ПРОИЗВОДИТЕЛЬНОСТИ
ОдllИМ из ОСflовllЫХ показаП1елей э(jJ(jJеКlпuвllости ЕВС являеlпся
ее I1роизводип1ельность, под котороЙ оБЫЧIlО пOllUA1al0Jп СКОрОСП1Ь вы
пОЛllеllUЯ np02paAtAt uли объеАt вычuслип1еЛЬ1l0й раБОlпы, котОРУ10 cno
собllа вЫl10ЛНUlпь cиCfl1eA 1 la за задаllflЫЙ пpoJHe:J/cymoK вреАtеllU. Объем
этой вычислительной работы связан непосредственно с производитель
ностью микропроцессоров, для которых существуют две оценки пико
вая производительность и реальная производительность.
Пиковая (технuческая) nроизводитеЛЬ1l0сть предсп1авляет собой
l11еоретическuй JиаКсtиНУJlI быстродействия КОJипыотера при идеалыllхx
УС.'lовиях [31]. Она достиrается при обработке бесконечной последова
тельности не связанных ме)кду собой и не конфликтующих при доступе
в память команд. При зтом предполаrается, что все операнды выбира
юте я из внутрикристалльной кэш памяти данных, а команды из кэш
памяти команд. Практически, ни одна вычислительная система не в co
стоянии работать с пиковой производительностью.
Для определения пиковой производительности нужно знать толь
ко тактовую частоту процессора и число арифметических конвейеров.
При тактовой частоте 1 мrц пиковая производительность одноrо ариф
1етическоrо конвейера при выполнении операций с плавающей точкой
соответствует 1 MFLOPS (Million Float Operations Per Second) или 1
MIPS (Million Instruction Per Second) при выполнении операций с фик
сированной точкой (если за такт получается один результат).
При выполнении реальных прикладных проrpаМ1vI эффективная (pe
альная) производительность микропроцессора может существенно (до Hec
кольких раз) быть меньше пиковой, так как характеристики Функциониро
вания микропроцессора зависят от проrpаммы и обрабатываемых данных.
Для оценки производительности различных вычислительных
средств в мировой практике наибольшее распространение получило
использование наборов характеристик для той или иной области приме
нения вычислительной техники задач. Время выполнения каждой из
задач набора составляет основу для расчета индекса производительно
сти оцениваемоrо вычислительноrо средства.
143
Иuдекс I1роuзводuтелыlспzuu является относительной оценкой,
показывающей, на сколько быстрее или медленнее исследуемое вычис
лительное средство выполняет подобные задачи по сравнению с HeKO
торой широко распространенной базовой (эталонной) ЭВМ.
9.4.2. ИЗМЕРЕНИЕ РЕАЛЬНОЙ ПРОИЗВОДИТЕльноети
МИКРОПРОЦЕССОРА
При измерении реальной производительности используются два
вида тестов: тесты компаний производителей компьютеров для собст
BeHHoro применения и тесты, создаваемые усилиями rрупп пользовате
лей. Последние специально предназначены для выбора компьютеров и
ПО, наиболее подходящих для определенных прикладных задач. Такой
подход позволяет получить наиболее точные оценки производительно
сти для KOHKpeTHoro класса ПРИЛО)l(ений.
Наиболее часто оценка производительности универсальных микро
процессоров выполняется по результатам выполнения контрольных задач,
при решении которых используется набор rруппы тестов SPEC (Standard
Perfom1ance Evaluation Comporation), например SPEC (89, 92, 95) [31].
Пакет SPEC 89 включает в себя два тестовых набора: Cint 89, co
стоящий из четырех проrрамм целочисленной обработки, и Cfp 89, объ
единяющий шесть проrрамм со значительным объемом операций над
числами с плавающей точкой двойной точности. Все десять модулей
представляют собой достаточно сложные проrpаммы на языках С и
FORTRAN с широким спектром решаемых задач от оптимизации MaT
риц булевой лоrики до моделирования замещения атомов в квантовой
химии. За базовую ЭВМ, по отношению которой вычисляется индекс
производительности, взята известная ЭВМ ОЕС V АХ 11/780.
В пакеты тестовых проrpамм SPEC 92 в показатели SPEC int 92 и
SPEC [р 92 включены дополнительные тесты, в том числе для мульти
процессорной работы. При этом методика расчета индексов производи
тельности осталась такой же, как и в SPEC 89.
Появление следующеrо набора тестовых проrрамм SPEC 95 обу
словлено развитием микропроцессоров (повышением производительно
сти и увеличением объема внутрикристалльной памяти), совершенство
ванием компиляторов, стремлением учесть требования стандартов OT
крытых систем, а также скорректированным после появления SPEC 92
представлением об актуальности различных областей приложений.
Современные микропроцессоры выполняют тесты SPEC 92 в Te
чение интервалов вреlvlени от долей секунды до неСI<ОЛЬКИХ секунд, что
вносит в измерения достаточно большую поrрешность. Объем кода про
rpaMM и данных SPEC 92 таков, что проrраМ fЫ и данные MorYT размес
титься в кэш памяти проuессора. Это не позволяет получить сколько
144
нибудь достоверные оценки производительности, поэтому появился
набор тестовых проrрамм SPEC 95.
Индексы производительности в SPEC 95 в отличие от SPEC (89,
92) даются по отношению к эталонной машине SP ARC station 10/40 в
конфиryрации с кэш памятью BToporo уровня. Причем используются
два тестовых набора Cint 95 и Cfp 95, состоящих из 8 и 10 проrpамм
соответственно.
В качестве примера в табл. 9.3 приведены сравнительные оценки
производительностей некоторых известных микропроцессоров Pentiuln
на пакете SPEC95 при выполнении тестов целочисленной обработки
(int) и набора тестов вычислений над числами в формате с плавающей
точкой (fp).
Таблица 9.3
Микропроцессор SPEC 95 illt/fp
Pelltiuln (200 М rц) 5,47/3,68
Pentiuln ММХ 200 мrц 6,41/4,66
Pelltiuln Pro (200 мrц) 6,1/5,4
Микропроцессор Pentiunl, совместимый с семейством микропро
цессоров Х86, использует предсказание переходов в проrраммах и обе
спечивает коrерентность (соrласованность) данных в КЭШах процессо
ров и в основной памяти при работе в мультипроцессорной системе.
Микропроцессор Pentium ММХ (1997 r.) ориентирован на эффек
тивное выполнение типичных мультимедийных алrоритмов, к числу
которых относятся мноrие алrоритмы, характерные для цифровой обра
ботки сиrналов (операции над векторами, свертка, преобразование Фу
рье и т.п.). При ero разработке впервые произведено существенное из
менение в системе команд микропроцессоров семейства Х86, начиная с
выхода в свет микропроцессора Intel 86386 в 1985 rоду.
Микропроцессор компании Intel Pentiunl Pro (Р6) является миl(
ропроцессором шестоrо поколения. Он ориентирован на применение в
основном в старших моделях рабочих станций и мультипроцессорных
системах.
Достижение высокой производительности в Р6 обеспечивается за
счет использования ряда архитектурных и технолоrических достижений
(исполнения команд с опережением, переупорядочивания команд, пред
сказание переходов, новая архитектура КЭШ памяти и др.)
Нужно отметить, что, если известна область применения компь
ютера, то следует отдавать предпочтение тестам, соответствующим об
ласти при.менения.
145
Принципы оценки производительности сиrнальных процессоров
такие же, как и для оценки производительности универсальных процес
соров (микропроцессоров).
Производительность, выражаемая в MIPS (FLOPS), является пи
ковой, т.е. предельно возмо)кной для данноrо процессора. .
Пример характеристик семейств МП DSP по тактовым частотам и
производительности ПОI<азан в табл. 9.4.
Таблица 9.4
Ilроцессоры Тактовая частота, П роизводитеJlЬНUСТЬ,
М l'ц MIPS
TMS 320С2ххх 20 80 20 40
TMS 320С5ххх зо 133 30 532
ADSP 21xx 40 100 75 150
Реальная производительность МП DSP мо)кет быть значительно
меньше, и поэтому ее обычно оценивают временем выполнения CTaHдapT
ных мrоритмов, в частности, временем выполнения 1024 точечноrо БПФ.
По зтому показателю процессор ADSP 21160 (100 мrц, 600
MFLOPS), например, имеет преимущество перед процессором TMS
320С6701 (167 мrц, 1000 Mflops), поскольку выполняет такое БПФ за
90 мкс, а ero конкурент за 120 мкс. Такая кажущаяся неожиданность
объясняется разной полосой пропускания системы ввода/вывода, раЗ lе
ром и типом внутренней памяти данных, количеством поддерживаемых
циклических буферов и т.д.
Таким образом, процессоры с одинаковой пиковой производитель
ностью не обязательно имеют одинаковую реальную производительностъ.
9.4.3. ПРОИЗВОДИТЕЛЬНОСТЬ МУЛЬТИПРОЦЕССОРОВ
Выше уже отмечалось, что в эпоху применения СБИС использо
вание мультипроцессорных вычислительных систем (МПВС) является
одним из маrистральных путей развития вычислительных средств HO
вых поколений в целях повышения их производительности.
В МПВС должна быть предусмотрена возможность TecHoro 'взаи
модействия элементов аппаратноrо и проrраммноrо обеспечения (возмо
жность перераспределения заданий, решения частей одной задачи и др.).
Очень большое значение во взаимодействии иrрает системное
проrраммное обеспечение, степень параллельности работ, процедуры
обработки данных и тополоrия соединительной сети между различными
функциональными блоками МПВС.
146
Производительность МПВС в большой степени связана со спосо
бом использования ресурсов общей оперативной памяти. При большом
количестве комплексируемых процессоров возможно возникновение
конфликтных ситуаций, коrда несколько процессоров обращаются к
одним и тем же областям памяти. Это снижает эффективность мпвс.
Вторым серьезным недостатком мпвс является проблема
коммутации абонентов и доступа их к общей оперативной памяти.
Эффективность мпвс зависит от Toro, как конкретно решена эта
проблема аппаратурно проrраммными средствами.
При применении мпвс следует также помнить, что эффектив
ность (производительность) мпвс в большой степени зависит от доли
в алrоритмах параллельных вычислений в сравнении с последователь
ными. Если доля последовательных операций велика, то на значитель
ное ускорение вычислений рассчитывать не приходится.
Оценку ускорения S компьютера, включающеrо р процессоров,
при значении f доли последовательных операций можно получить из
соотношения
s < 1 ,
. f + (1 f) / р
rде O <f< l; f О полностью параллельные проrраммы; f 1 полностью
последовательные проrраммы.
Так, если в исполняющейся в динамике проrрамме 1 0% последо
вательных операций ( f== 0,1), то, сколько бы ни использовалось процес
соров, ускорение работы проrраммы более чем в десять раз не получит
ся (причем :это верхняя оценка, если нет друrих влияющих факторов на
ход вычислительноrо процесса).
Самым eCTeCTB HHЫM способом реализации параллельной обра
ботки является простое присоединение ряда процессоров к общей шине.
Однако производительность в такой системе повышается линейно с YBe
личением числа процессоров только до тех пор, пока не наступают or
раничения, связанные с проблемами взаимодействия. Соrласно хорошо
известному предположению (rипотезе) Минскоrо для широкоrо класса
алrоритмов взаимодействие между N процессорами с коллективным pa
спределением ресурсов, соединенными общей шиной, оrраничивает
рост производительности величиной 10g2N [66]. Современные KOHCTPYK
торы «суперкомпьютеров» использовали ряд параллельных структур и
достиrли повышения производительности в соответствии с законом
Амдала (Amdahl): N/log 2 N. Для архитектур на базе систолических про
цессорных матриц был достиrнут исключительно высокий коэффициент
повышения производительности, практически равный N.
147
i
(.)
102
!i:
1::[
10
&1
о
1
10 102 103
Число процессоров
Рис. 9.20
104
На рис. 9 .20. rра(риче
ски представлено увеличе
ние быстродействия при oд
новременно работающих
процессорах д я этих трех
случаев. На зтом рисунке:
1 100о/0 ная производитель
ность (систолические реше
тки); 2 закон Амдала (cy
перкомпьютеры); 3 пред
поло)кение Минскоrо (orpa
ничения, связанные с KOH
фликтами на шине в MHoro
процессорных системах).
9.5. БОРТОВЫЕ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
Необходимость создания для каждой бортовой вычислительной
системы уникальной кон(риrурации разнообразных устройств обработки
сиrналов и данных и пери(l>ерийных устройств ставит на первое место
вопрос о принципах их соединения и обеспечения соrласованноrо
функционирования процессов обработки и управления вводом/выводом
и непосредственно caMoro ввода/вывода.
Накопленный в последние rоды задел в области современных
вычислительных средств и экономическая целесообразность технолоrии
открытых систем определили дальнейший путь развития БС модуль
ность С опорой на стандартизацию.
При этом подразумевается модульность на трех уровнях:
корпус (крейт) для установки модулей;
модуль (на основе платы носителя электрорадиоэлементов);
мезонин (более низкий уровень модульности; дополнительная
плата, устанавливающаяся на основную плату носитель).
Для разработчиков ИВС это означает возможность создавать OT
крытые модульные комплексы из rотовых проrраммных и аппаратных
модулей разных производителей, соединенных системой маrистралей
(интерфейсов). Они получают доступ к профессионально разраБQтан
ным широко распространенным спецификациям открытых стандартов,
для которых не требуется приобретение патентов и которые не защище
ны авторским правом. При этом такие стандарты, как правило, развива
ются, отражая постоянно растущий потенциал базовых технолоrий.
Большое разнообразие ин(рормационно вычислительных систем
достиrается блаrодаря компоновке (соединения) разных устройств (MO
дулей, БЦВМ) посредством интерфейсов.
148
Если использовать rотовые модули, то именно от выбора интер
фейсов и их характеристик во MHoroM зависит качество создаваемой
вычислительн.ой системы.
Успехи микроэлектроники побуждали инженеров совершенство
вать интерфейсы: увеличивать их быстродействие, расширять разряд
ность маrистралей и усложнять лоrический протокол функционирова
ния.' В свою очередь, новый интерфейс воплощалея не только в новых
СБИС, но и влиял на структуру микропроцессора. Эффективность их
использования во MHoroM зависит от совершенства именно интерфей
сов. Наряду с лоrическими трудностями в разработке интерфейсов при
ходите я решать проблемы электромаrнитных наводок и помех, которые
воздействуют именно на интерфейсы, снижая их наде>кность и оrрани
чивая возможности повышения их быстродействия.
9.5.1. СТАНДАРТНЫЙ ИНТЕРФЕЙС
Под стаllдартllЫА, uнп1ерфеЙСОJ\;l пОНUAlается совокупность y"и
фuцuроваuных аппараlпllЫ.х и пp02paJ 1A"llblX средств, иеобходUJИЫХ для
реализации взаUJиодействия различных функциональных элеJl1е1l1пов в
авlпОАlаlпических систе"мах сбора u обрабоп1ки иНфОРАlациu при условu
JL"C, предписаllНЫХ стандартОА' и Ilаправленных па обеспечеuие иllфОр
АtациОIlНОЙ, электрическоЙ и КОНСlпруктивuой совjиестиА'IОСlпи указаll
ных элеАlеН1110в (rOCT 23б33 79, 180, lЕЕЕ).
Аппараlпная часп1Ь интерфеЙса состоип1 из линий пpeдcтaв
ЛЯ10щих собой электрические цепи, обеспечиваЮUlие физические связи
Аlе:JlCду A-lодУЛЯАlи; UIUfl совокуп1l0Сlпи линий, объединенных по ФУНК
ционалЬНОА"IУ назначеНU10; -""аzистралей совокупности UIUH; пpиeA10пe
редаl0и/их элеАtентов; функциональных УСlпройств, обеспечиваl0щих
оБЛ'lен иНljJорJ\;lацией по АtаzuстРШlи; устройств питаllия и диa2H0C
тики.
Пр ozpa.м.мная часть lIнтерФейса обеспечивает лоrическое
управление функциональными устройствами, орrанизацию обмена по
маrистралям, контроль и диаrностику состояния интерфейса.
ИUфОрАtаЦUОllная совJwестиЛ40сть представляет собой соrласо
ванность взаимодействия модулей в соответствии с лоrической орrани
зацией системы. Лоrическую орrанизацию определяют: структура и
состав шин; способы кодирования и форматы команд, данных, адресной
информации и информации состояния; правила обмена информации
между модулями; способы передачи информации по маrистралям; воз
можности мультипроцессорной обработки данных.
Условия информационной совместимости влияют на объем и
сложность проrраммно аппаратных средств, а так же на основные Tex
нико экономические показатели интерфейса и системы.
149
Электрическая совАlестuJtlость представляет собой соrласован
ность статических и динамических параметров электрических сиrналов,
обеспечивающих обмен информации по маrистралям интерфейса. Ус..
ловия электрической совместимости определяют: тип используемых
элементов и их наrpузочные характеристики; параметры сиrналов и
пределы их изменения; особенности соrласования линий 'и их длину;
требования к источникам и цепям злектрическоrо питания; требования
по помехоустойчивости.
Условия электрической совместимости влияют на скорость обме
на данными, допустимое число подключаемых устройств, их конфиrу
рацию, расстояние между устройствами, помехозащищенность.
КОllструкпzuвllая COBA-lеСпZll.kIОСlпь представляет собой соrласо
ванность конструктивных элементов интерq>ейса, предназначенных для
обеспечения механическоrо контакта электрических соединений и Me
ханической замены схемных элементов, блоков, устройств. KOHCTPYK
тивная совместимость определяет: типы соединительных элементов
(разъем, штекер, распределение видов связи внутри соединительных
элементов); конструкции платы, каркаса (крейта), стойки; конструкции
кабельных соединений.
Качество стандарта на интерфейс определяется возможностью
ero адаптации к различным по характеру задачам. Стандарт на интер
фейс должен учитывать современные тенденции развития науки и Tex
нолоrий, максимально приближаться к идеолоrии открытых систем.
OC1-l0вНblАlll характеристиками инпlер(Рейсов являются: функ
ЦllОllальное назначеlluе, колuчеСlпво А-lаzuстралей (шuп) и способов их
орzаllизацuи, пропускная способность (скорость передачи Ull(jJор.лlаЦllи)
hlаzuстралей (МБ/с), CmOll.A'IOCпlb, llаде:JIСIl0сть. Оптимальным является
интерфейс, обладающий требуемой пропускной способностью и адап
тацией к решаемой задаче при минимальной стоимости.
Стандартные интерq)ейсы создаются на основе четырех основных
взаимосвязанных принципов проектирования современных открытых
систем: rрупповоrо принципа, принципа модульности, унификации и
взаимозаменяемости.
Приllцип zрупповоzо проеКlпироваllUЯ заключается в создании ря
да (семейства) функционально и конструктивно подобных устройств
(модулей, систем) определенноrо назначения, соответствующих разно
образным условиям их использования. Основная задача rрупповоrо
проектирования достижение максимальной универсальности и co
вместимости модулей внутри каждоrо ряда интерфейсов.
Приllцип модульноzо построения состоит в рациональном разде
лении системы (устройства) на совокупность более простых функцио
нально и конструктивно законченных блоков (arperaToB, модулей) с
150
целью совершенствования их технических характеристик, а также обес
печения высокопроизводительных способов производства и Jксплуата
ции. Модули объединяются в нужных количествах и нужной номенкла
туре с помощью унифицированных систем связей.
ПРUllцuп YHU(jJUKalIllU заключается в минимизации номенклатуры
составных узлов, блоков, устройств, модулей и связей между ними при
условии рациональной компоновки и J(рфективноrо функционирования
устройств или системы в целом. Интерфейс можно рассматривать как
результат унификации связей и устройств сопряжения составных эле
ментов компьютеров и систем.
ПрUllцuп взаUJ\,tозаАlеняеJиосmu основывается на возможности MO
дуля обеспечивать в устройстве (КОfvlпьютере) различные функции по
ero установке и подключению без дополнительной конструкторской
доработки. Взаимозаменяемость является следствием унификации.
Таким образом, интерфейс предназначен для унификации внутри
системных и межсистемных связей и устройств сопряжения с целью эф
фективной орraнизации существующих и перспективных элементов вс.
9.5.2. МлrИСТРАЛЪНО..МОДУЛЬНАЯ АРХИТЕКТУРА КО1\1ПЬЮТЕРА
ДЛЯ маrистрально модульной архитектуры центральным звеном
является система маrистралей (интерфейсов), соединяющих различные
конструктивные элементы аппаратуры.
В бортовом радиоэлектронном оборудовании используются три
вида связей: внутримодульные, внутрикорпусные, межкорпусные (Me)K
крейтовые).
Из наиболее известных стандартных шин и интер(рейсов, которые
применяются в настоящее время в промышленной автоматике и бортовом
оборудовании можно назвать шины УМЕ (Yersabus Module Europebus),
PCI, SCSI 2, ISA и МПИ (rOCT 26765.51 86), а таюке последовательные
интерфейсы МКИО (rOCT 26765.52 87, аналоr MIL STD 1553B), обмен
биполярным кодом (по [ОСТ 18977 79), RS232, RS432, Ethemet.
Поскольку для модулей процессоров и ввода/вывода наиболее
распространенными являются высокопроизводительные шины УМЕ и
РСI их использование при модульном конструировании кратко paCCMOT
рено ниже.
Мноrопроцессорная маrистральная функционально модульная
система в стандарте УМЕ созданная на основе 32 x разрядноrо процес
сора фирмы Motorola серии 68000, используется для орrанизации силь
но связанных средств обработки, хранения и связи с периферийным
оборудованием.
На сеrодня в мире существуют сотни процессорных плат модулей
УМЕ, которые выпускаются десятками компаний. Часть из них поддер
151
живают 64 разрядную передачу данных, большая часть 16 и 32 раз
рядную.
Конструктивно в основу шины УМЕ положен самый популярный
механический стандарт «Евромеханика» (европлаты формата 3 U
(100x160 мм) и 6U (2ззх160 мм)).
По мере возрастания потребности в большей пропускной способ
ности шины, вызванной появлением более быстрых процессоров, шина
УМЕ стала узким местом между ЦП и памятью, между ЦП и быстрым
общесистемным вводом/выводом.
Поскольку разработчики микроэлектронных компонентов быстро
повышали степень интеrрации кристаллов, производители модулей CTa
ли объединять на процессорных платах блоки с большей Функциональ
ностью. Появились одноплатные компьютеры, которые на одной плате
способны интеrрировать все функциональные элементы вычислитель
Horo ядра (мощный процессор, вторичная кэш память, DRAM (динами
ческая память с произвольным доступом), SRAM (статичеСI(ая RЛМ),
EPROM (стираемое проrраммируемое запоминающее устройство), ...) и
общесистемный ввод/вывод, используя локальную шину PCI. Это не
только способствовало разrрузке трафика шины VME, но и делало сис
тему более мноrофункциональной и дешевой.
На УМЕ стали возлаrаться функции интенсивноrо обмена с YCT
ройствами ввода/вывода, предназначенными для непосредственной свя
зи с объектом, и функции обмена данными между различными VME
процессорами (общеrо назначения, сетевыми, rрафическими, интеллек
туальными контроллерами с собственными мощными процессорами,
модулями ввода/вывода и т.п.) в качестве быстроrо ceтeBoro интерфейса.
Шина РСI выполненная в соответствии с открытым стандартом
на высокопроизводительный локальный интер4)ейс между подсистемой
процессор/память и периферийными компонентами, потенциально пе
рекрывает большую часть возможностей известных стандартных шин
ввода/вывода персональноrо компьютера (ПК) ISA, EISA, МСА и VL.
rруппа, работавшая над спецификацией PCI, добилась Toro, что
эта локальная шина стала привлекательна в качестве стандартизованно
ro cOBpeMeHHoro интерфейса не только в ПК и в высокоуровневых cep
верах, но и в широком классе промышленных и военных встраиваем1ых
приложений реальноrо времени.
PCI обладает всеми характеристиками открытой стандартной
шины ввода/вывода:
высокой пропускной способностью (64 Мбайт/с при 32 разряд
ных передачах и 512 Мбайт/с при 64 разрядных при максимальной TaK
товой частоте маrистрали 66 мrц);
152
стоимостной эффективностью (оптимизирована для непосредствен
Horo взаимодействия компонентов без использования связующих схем);
процессорной и проrраммной независимостью (компоненты ши
ны РС! Moryт быть полностью. совместимы с существующими драйве
рами и прикладными проrраммами, драйверы устройств Moryт перено
ситься на разные классы платформ);
автоконфиryрированием (стандарт РС! требует, чтобы PCI YCT
ройства имели некоторый набор реrистров конфиryрации, в которых
содержится информация об устройстве и которые поддерживают aBTO
конфиrурирование );
масштабируемостью (совместимых в одной системе 32 и 64 раз
рядных компонентов);
широкой подцержкой независимых конкурирующих производи
телей.
Стандарт на РСI специфицирует сиrнальную среду, временные
диаrраммы, электрические соединения и их тополоrию, назначение KOH
тактов разъема и т.п.
Таким образом, локальная синхронная шина РС! является opra
ническим дополнением асинхронной шины УМЕ дЛЯ внутриплатных
межсоединений, позволяя использовать расширяющуюся номенклатуру
микроэлектронных внутриплатных РСI компонентов, повышая произ
водительность и rибкость создаваемых УМЕ систем, уменьшая сроки
разработки и стоимость конечных систем.
Приведем некоторые существующие микроэлектронные OДHO
кристальные компоненты/микросхемы PCI: PCI SCSI 2, PCI Ethernet,
Мост PCI ISA, Мост PCI VME, PCI VME64, Мост PCI PCI.
Большим преимуществом системы РС! является имеющееся раз
нообразное проrраммное обеспечение.
В 1995 r. на базе РСI была представлена спецификация версии].О
HOBoro стандарта, получившеrо название «Compact PCI», приrодноrо
для создания широкоrо класса надежных промышленных и военных
встраиваемых приложений. Стандарт предусматривает использование
промышленноrо евроконструктива зu (100x160 мм) / 6U (2ззхI60мм),
который позволяет функционировать модулю в условиях повышенных
требований к вибро и термостойкости за счет проверенной rодами экс
плуатации конструкции и компоновки плат, леrко вентилируеl\1ЫХ и
леrко поддающихся замене. Compact РС! полностью совместим со спе
цификацией PCIV2.XX.
Compact РС! использует любые широкодоступные РСI полу
проводниковые компоненты от большоrо числа независимых производите
лей. Поэтому проrpаммное обеспечение, работаlощее на РСI коrvlпьютерах
будет функционировать без модернизации в COn1pact РСI системе.
153
в COnlpact РСI используется системный соединитель,
стандартизованный как МЭК 1 076 4 1 О 1 (235 штырьковый
пятиразрядный разъем с 47 контактами в ряду и шаrом 2 мм).
Стандарт Compact РСI еще не имеет TaKoro широкоrо распро
странения как VME.
Мезонинные технолоrии обеспечивают с помощью 'специальных
плат еще один, более низкий по сравнению, например, с модулями ши
ны УМЕ уровень модульности. Типичный размер мезонинных плат
74х144 мм. ОНИ ЯВЛЯIОТСЯ q)ункционально законченными изделиями и
устанавливаются на плату носитель (в стандарте УМЕ или ка«ом либо
друrом). Стандартные установочные rабариты платы при зтом не меня
ются мезонины устанавливаются поверх нее. Плата носитель имеет
два rнезда для подсоединения мезонина.
Мезонинная технолоrия сеrодня ')то средство модульноrо Ha
ращивания (l)ункциональных возможностей. Взяв за основу типовую
плату, разработчик может добавить к ней специальные пользователь
ские q)УНI<ЦИИ, реализованные в rOToBoM мезонинном модуле.
Существует широкая номенклатура мезонинных плат: MHoroKa
нальные ЦАП, АЦП, циq)ровой ввод/вывод, электронно проrраммиру
емое ПЗУ (EEPROM), ФЛЭШ память (FLASH), SRAM, rрафические
контроллеры, различные типы сетей и интерq)ейсов.
Особенно широко распространено несколько стандартов: PCI
Mezzanine Card (IEEE 1386/1), Industry Pack (IP).
Как показывает опыт, модульность на уровне мезонинов обеспе
чивает удивительную rиБI<ОСТЬ при интеrрировании системы, резко по
вышает ремонтоприrодность и снижает стоимость зип.
9.5.3. СЕТЕВЫЕ ИНТЕР«!)ЕЙСЫ
В отечественных авиационных системах основополаrающим ce
тевым ПРОТОКОЛОМ обмена принят rOCT 26765.52 87 Изменение 1 (MIL
STD 1553B+NOTICEII). Внедрение этоrо протокола обмена в авиаци
онное бортовое оборудование позволило перейти к интеrрации вычис
лительных средств с использованием маrистрально модульных иерар
хических систем информационноrо обмена с проrраммным управлени
ем потоками инq)ормации. Обмен инq)ормацией осуществляется асин
хронно методом двусторонней поочередной передачи информации по
принципу «KOMaHдa OTBeT». Инq)ормация передается по линии последо
вательным циq)ровым БИПОЛЯРНЫ1\1 (l)азоманипулированным кодом в
виде сообщений, состоящих из командных слов, слов данных и OTBeT
ных слов. Массовость применения этой шины объясняется следующими
q)акторами:
154
линейной архитектурой локальных сетей;
возможностями резервирования;
поддержкой как простых, так и интеллектуальных узлов;
высокой электрической защищенностью;
широкой доступностью компонентов;
rарантированным детерминизмом в условиях реальноrо времени.
Линейная архитектура локальных сетей идеально подходит для
подключения распределенных устройств, находящихся на борту caMO
лета или транспортноrо средства. По сравнению с двухточечными co
единениями шина имеет меньшую длину соединительных кабелей (про
водов), что обеспечивает снижение общеrо веса транспортноrо средства
и экономию пространства (объема). Простота подключения и отключе
ния узлов сети облеrчает обслуживание и ремонт.
Блаrодаря двойному резервированию шины, протокол по rOCT
26765.52 87 обеспечивает отказоустойчивость и автоматическое пере
ключение на дополнительные каналы, прозрачные для проrраммноrо
обеспечения.
Суть поддержки как простых, так и интеллектуальных узлов co
стоит в том, что к шине MOryT подключаться как неинтеллектуальные
устройства, обеспечивающие взаимодействие датчиков и исполнитель
ных механизмов с системой, так и интеллектуальные (вычислительные)
модули с распределенными подчиненными устройствами.
Высокая электрическая защищенность обусловлена подключени
ем узлов к шине через трансформатор, что обеспечивает полную элек
трическую изоляцию устройств от сети, снижая тем самым риск повре
ждения распределенных вычислительных средств.
Широкая доступность компонентов обеспечивается тем, что ин
теrральные схемы для этой шины давно уже реализованы в стандартных
корпусах для расширенноrо и BoeHHoro температурных диапазонов и
MOryT применяться в самых )кестких условиях эксплуатации. Информа
ция по шине передается в коде «Манчестер 2» (самосинхронизирую
щийся биполярный код без возвращения к нулю).
rарантированный детерминизм в условиях реальноrо времени
обеспечивается орrанизацией обмена по типу KOMaHдa OTBeT, которая
rарантирует предсказуемость взаимодействия устройств в условиях pe
альноrо времени.
Несмотря на все привлекательные стороны шины MIL STD
1553В, которые способствовали ее широкой популярности, ее примене
ние в более скоростных по обмену инq)ормацией военных системах
сдерживается довольно низкой скоростью последовательной передачи
данных Bcero 1 Мбит/с.
155
Обеспечение необходимой помехоустойчивости при передаче
ин<l>ормации, а таl(же скорости ее передачи и расширения q)ункциональ
ных возможностей осуществляется применением волс.
Волоконно оптический кабель (световод) основан на использовании
в качестве проводящей среды сверхпрозрачноrо стекловолокна. Теоретиче
ский предел ПРОПУСI(НОЙ способности световода опредеШlется сотнями
fбит/с (на практике уже достиrнута скорость в неСI(ОЛЬКО rбит/с).
Помимо высокой скорости передачи к достоинствам световода
следует отнести ero высокую помехозащищенность, небольшую массу и
способность передавать информацию на большие расстояния.
К недостаткам относятся трудности орrанизации ответвлений
(создание волоконно оптических разветвителей).
В 1989 r. в США появился стандарт MIL STD 1773, который co
вместим на уровне проrраммных и основных техничеСI(ИХ средств co
пряжений с протоколом обмена MIL STD 1553B, но рассчитан на при
менение ВОЛС с возможностью увеличения скорости передачи до
40 Мбит/с.
Развитием стандарта rOCT 26765.52 87, которое позволяет YBe
личить скорость передачи данных до 20 Мбит/с, является стандарт
rOCT р 50832 95, баЗИРУlощейся на технолоrии информационноrо об
мена STANAG 3910.
[ОСТ Р 50832 95 определяет использование дополнительной BЫ
сокоскоростной шины (ВШ), реализованной на основе ВОЛС. ВШ
управляется низкоскоростной шиной (НШ) в соответствии с rOCT
26765.52 87. Скорость передачи данных по ВШ составляет 20 Мбит/с, а
размер массивов передаваемых данных дО 4К 16 разрядных слов. При
такой функциональной структуре шин обеспечивается сохранение цeH
трализованноrо доступа и нараБОТОI( в области аппаратно проrраммных
средств по rOCT 2675.52 87, а так )I(e постепенное внедрение ВОЛС в
отечественные бортовые системы реальноrо времени.
Современная отечественная цифровая элементная база в настоя
щее время также способна реализовать протоколы обмена со скоростью
порядка 20 Мбит/с.
Комплексирование раДИОJлеl(ТРОННЫХ датчиков в составе ИВС с
использованием rOCT P50832 95 следует рассматривать как заключи
тельный Jтап применения апробированной и известной идеолоrии
управления об 1еном с централизованным методом доступа.
В последнее время при разработке (модернизации) авиационных
ВС реальноrо времени в связи с УСЛО)l(нением орrанизации обмена воз
никает проблема передачи постоянно возрастающих объемов информа
ции. Экспертные оценки величин совокупноrо трафика на межсистем
ном уровне имеют достаточно большой разброс в получаемых оцеНI(ах.
156
Нижняя оценка совокупноrо трафика порядка 10 15 Мбит/с характери
зует современные эксплуатируемые авиационные ВС различных типов
летательных аппаратов. Верхняя оценка совокупноrо тра(рика относится
к предполаrаемым перспективным ВС новых ЛА и составляет прибли
зительно 1 rбит/с и более [60].
Обеспечение таких скоростей обмена в настоящее время невоз
можно без использования стандартных протоколов передачи информа
ции в локальных вычислительных сетях (ЛВС) общеrо применения с
учетом особенностей функционирования аппаратуры авиационных ВС в
реальном масштабе времени.
Если стоит задача проектирования ВС дЛЯ перспективных ЛА
следующеrо поколения, нужен выбор и внедрение перспективной еди
ной унифицированной сети межсоединений авионики с использованием
ВОЛС.
При объединении большинства бортовых источников и приемни
ков информации в авионике в единую сеть последняя должна обладать
следующими основными характеристиками:
приемлемой рыночной стоимостью и коммерческой жизнеспо
собностью;
возможностью применения различных тополоrий физической
среды в соответствии с протокольными оrраничениями;
технической скоростью передачи не менее 1 rбит/с на узел;
величиной задержки доступа к сети <1 мкс;
вЫполнением специальных требований к функционированию в
реальном масштабе времени;
отказоустойчивостью;
надежностью, тестируемостью;
ремонтоприrодностью;
небольшим форматом заrоловка для наиболее часто используе
мых типов сообщений;
одинаковой эффективностью передачи коротких и длинных по
размеру сообщений в едином потоке;
поддержкой режима одновременных реализаций множества co
общений;
поддержкой передачи ин(рормации различноrо предназначения с
различными характеристиками: команд и управляющей информации (тpe
буемая CI<OPOCTb передачи единицы и десятки rбит/с), тестовой инq>орма
ции, инq>ормации техническоrо обслуживания, информации от датчиков и
видеоинформации (требуемая скорость передачи единицы rбит/с);
малой величиной разрядной ошибки (Р{)ш<10 12 ош/бит);
реализацией q>ункций обнаружения, коррекции и реrистрации
ошибок;
157
малым временем входа в синхронизацию при передаче инq)орма
ции (небольшой формат синхропреамбулы);
минимальными мощностями потребления и компаI(ТНЫМИ KOHCT
руктивами.
В настоящее время наиболее распространены следующие сетевые
технолоrии: SCI (масштабируемый коrерентный интер(l)ейс), называе
мая так)ке расширяемый связный интер(l)ейс (РСИ), Fibre Channel (FC),
Myrinet, А ТМ (Asynchronous Transfer Mode) и Oigabit Ethernet (ОЕ) cpe
ди которых наиболее реальным кандидатом на применение в аппаратуре
перспективных зарубежных систем управления вооружением является
технолоrия SCI (РСИ), которая соответствует общему представлению
орrанизации перспективных сетей на основе передачи сообщений и раз
деления общей памяти.
ДЛЯ SCI имеется наряду с основным протоколом IEEE Std.1596
1992 ряд реrламентирующих приложений к нему:
IEEE Рl 596.2 по орrанизации КЭШ памяти при БОЛЫllОМ количе
стве процессоров;
IEEE Р1596.3 по характеристикам (ризическоrо уровня I(одирова
ния передаваемой информации в SCI;
IEEE р 1596.4 по орrанизации широко(l)орматноrо интерфейса с
памятью;
IEEE Р1596.6 по лоrике орrанизации обмена при q)ункциониро
вани и в реальном масштабе времени SCI/RT.
SCI предназначен для орrанизации связей как на межмодульном,
так и на межсистемном уровне в БВС, в том числе для систем жесткоrо
реальноrо времени. Интерфейсный узел, выполненный по стандарту по
IEEE 1596 92, показан на рис. 9.21 [80]. Пакет сообщения поступает из
ПрИЮIадная схема узла SCI
А
."
Выходной ВХОДНОЙ
буф ер буф ер
F1FO F1FO
ВЫХОДНОЙ " i Входной
ка нал Ключ Проходной Дешиф ратор ка нал
буфер ... ...
... адреса ...
FIFO
Рис. 9.21
158
входноrо канала на дешифратор адреса. Если адрес в заrоловке COOTBeтcт
вует коду адреса, присвоенноro узлу, то весь пакет направляется во BXOД
ной буфер FIF9 (<<первый пришел» «первый обслужен») и далее на обра
ботку в прикладные схемы узла. В противном случае пакет попадает в про
ходной буфер FIFO и если ключ открыт, пакет пропускается в выходной
канал. Может случиться, что до момента прибытия пакета был уже начат
вывод дрyrоrо пакета (обработанноrо прикладными схемами) через BЫXOД
ной буфер FIFO и ключ. В этом случае сразу после окончания выдач ключ
открывается для проходноrо пакета. Емкость буферных FIFO должна быть
достаточна ДJ1я приема нескольких пакетов.
Каналы, соединяющие узлы друr с друrом, MorYT быть исполне
ны в виде коаксиальноrо кабеля, оптоволокна или кабеля с 16 ю линия
ми. Пропускная способность коаксиальноrо кабеля 1 rбит/с при длине в
десятки метров, оптоволокна по с тандарт у то)к е 1 [би т/с, н о при д лине
в КИЛО; : йшая CTPYKТY 3 I I 2 1
ра SCI колечко (рис. 9.22). .
Колечко мо){<ет содержать ...-
от двух до 65536 узлов. В
большом {<олечке время
продвижения информации через все узлы слишком велико, поэтому для
компоновки больших систем колечки соединяются при помощи пере
ключателей (коммутаторов). Так например на рис. 9.23 приведена
структура сети, состоящей из трех колечек А, Б, В, объединенных пере
ключателем (узел 3). Любой узел этой сети может передавать сообще
ния любому друrоrvlУ узлу в системе .через узел 3. Возможны и иные
произвольные структуры.
1
Рис. 9.22
5
Б
r 4 н 3 1: 2 1 1
А
Рис. 9.23
в дополнение к переключателям (I<oMMYTaToparvI), в системе SCI
предусмотрена еще одна структурная единица мост. Он отличается от
переключателя тем, что соединяет системы с разными лоrическими
159
протоколами. Такие объединения важны потому, что в них, наряду с
новейшей аппаратурой, можно использовать и произведенную ранее, а
также аппаратуру, предназначенную для выполнения простых функций.
Можно присоединить и иную маrистраль. На рис. 9.24 показан пример
такой rибридной системы.
Mar и стр аль
Мост
Мост
Мarистраль
SCI
Мост
Мост
VJ.\.ffi
РСI
Рис. 9.24
Стандарт SCI допускает построение аппаратуры систем при раз
ной полноте использования возможностей, представленных стандартом.
Базовый лоrический протокол SCI послужил основой как для
создания cOBpervleHHbIx суперкомпьютеров, так и для обновления систем
с протоколом PCI. Расширения (стандарты) нацелены на компоновку
систем, содержащих тысячи процессоров, и систем реальноrо времени,
выполняющих сло)кные задачи в течение заданноrо интервала времени.
Впервые мноrопроцессорные системы удалось распределять в
пространстве, практически не сни)кая их быстродействия. В военных
приложениях SCI мо)кет стать основной интерфейсной системой буду
щей авионики, внедрение которой зависит от носителя аппаратно
проrраммной поддержки этоrо протокола для жестких условий реально
ro времени.
9.6. ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ БАЗОВЫЕ СРЕДСТВА
ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ ТЕХНИКИ
Разрабатываемые и модернизуемые БВС ЛА базируются, как пра
вило, на применении отечественных маrистрально модульных средств
вычислительной техники межвидовоrо применения. В них используют
ся рассмотренные выше основные достижения в архитектуре и CTPYKTY
ре вычислительных средств.
160
В настоящее время получили распространение вычислительные
средства семейства «Баrет» [10].
Семейство ЭВМ «Баrет)} обеспечивает:
унификацию средств вычислительной техники и проrpаммноrо
обеспечения на базе открытой архитектуры;
поддержку всех этапов жизненноrо цикла средств вычислитель
ной техники и проrраммноrо обеспечения;
возможность построения вычислительных систем различной
конфиryрации на основе унифицированных маrистралей межмодульно
ro обмена и стандартизованных конструктивов электронных модулей (в
конструктивах «Евромеханика 6U)} и РС/l 04 Plus PCI Only). Модули
разработаны как с воздушным, так и кондуктивным охлаждением для
работы в особо жестких условиях эксплуатации;
возможность построения вычислительных систем различной
производительности на базе OДHO и мноrопроцессорных конфиrураций
с использованием процессоров различных архитектур и средств общеrо
проrраммноrо обеспечения.
В рамках этоrо семейства ЭВМ используются следующие базо
вые плат(рормы создаваемых вычислительных средств:
а) для высокопроизводительных мноrопроцессорных серверов
микропроцессор lВ579 (аналоr МП Stlper SPARC), системная шина
УМЕ, операционная система типа Unix;
б) для управляющих ЭВМ и вычислительных комплексов
микропроцессор lВ578 (аналоr R3081 MIPS), системная шинах УМЕ,
операционные системы реальноrо времени или типа Unix;
в) для проrpаммируемых процессоров обработки сиrналов микро
процессор lВ577 (аналоr DSP96002 фирмы Motorola), специальная BЫCOKO
скоростная системная шина, операционная система реалЬНОI'О времени.
Используя свойства «открытости)} маrистрально модульных BЫ
числительных систем «Баrет», можно:
разрабатывать дополнительные электронные 10ДУЛИ необходи
Moro Функциональноrо назначения;
изменять комплектность базовых ЭВМ;
самостоятельно ДОУКОfvlплектовывать базовые ЭВМ серии «Ба
reT» дополнительными электронными модулями и функциональными
устройствами;
самостоятельно создавать вычислительные комплексы необходи
мой конфиrурации, используя отдельно поставляемые электронные MO
дули и (рункциональные устройства;
модернизировать уже созданные вычислительные системы, заме
няя их отдельные базовые составные части на усовершенствованные
проrраммно совместимые аналоrи.
3806
161
В семействе ЭВМ «Баrет» [10] разработаны следующие контрол
леры в виде мезонинных плат с шиной РС! в стандарте рмс:
интерфейс rOCT 26765.52 87 (MIL STD 15538, «Манчестер 2»);
интерфейс rOCT 26765.51 86 (Q bus);
интерфейс IEEE 802.3 (Ethernet);
интерфейс rOCT 18977 79 (ARINC 429);
интерфейсы IDE, CENTRONICS;
интерфейс SCSI 2;
rрафический контроллер.
Мезонинные платы устанавливаютс,я на процессорные модули. В
настоящее время ведутся работы по созданию сетевых контроллеров
для работы с оптоволоконными линиями связи С повышенной частотой
работы (> 1 rrц).
в качестве примера [10] на рис. 9.25 приведен общий вид
мезонинной платы контроллера интерфейса по rOCT 26765.52 87
(MILDSTDI553B, «Манчестер 2»). Мезонинная плата имеет один резерв
ный канал этоrо интерфейса с пропускной способностью канала 1 Мбит/с
и обеспечивает режимы работы в качестве контроллера, оконечноrо ycт
ройства и монитора.
На рис. 9.26 приведен общий вид VМЕ модуля центральноrо
процессора с использованием микропроцессора lВ578. Модуль имеет в
своем составе микропроцес
сор 18578 с частотой работы
50 мrц, ста тическое ОЗУ
емкостью 16 Мбайт, репро
rраммируемое постоянное за
поминающее УС1ройство eMKO
стью 32 Мбайт, три интер<l)ейса
типа RS 232C, один интерфейс
RS422, три проrраммируемых
таймера, один сторожевой тай
мер, контроллер дискретных
входных/выходных сиrналов,
два слота PCI в стандарте РМС
дЛЯ подключения двух мезо
нинных плат. Модуль может
управлять дополнительными
VМЕ модулями (мноrОllроцес
сорная работа). Модуль имеет
производительность 37,1 V АХ
MIPS (Dhrystone 2.1). rабариты
модуля 233х160 мм.
Рис. 9.25
Рис. 9.26
162
Характеристики некоторых ЭВМ «Баrет» для обработки данных
приведены в табл. 9.5, а для обработки сиrналов в табл. 9.6.
Таблица 9.5
ЭВМ «Баrет» для обработки Д81111ЫХ
Краткая техническая характеристика
Наименова Тип Объем
ние ЭВМ микропро Шина ОЗУ /РПЗУ, Используемые
цессора не менее операционные системы
БАrЕТ 33 18578 УМЕ 16Мб/32Мб ОС реальноrо времени
БАrЕТ 53 lВ578 УМЕ 16Мб/32Мб ОС реальноrо времени
БАrЕТ 83 1 В578 PCI 4Мб/l,5М6 ОС реальноrо времени
ЭВМ «Баrет» для обрабОТКl1 сиrllаЛОD
Таблица 9.6
КраТI(ая техническая характеристика
Наимснова Тип Объем
ние Э8М микропро Шина ОЗУ/РПЗУ, Jtlспользуемые
цессора не менее операционные системы
БАrЕТ 25* 18577, Спец. 8М6/8М6 Специализированное ПО
lВ578 УМЕ
БАrЕТ 55 18577, Спец. 8Мб/8М6 Специализированное ПО
04* 18578 УМЕ При м е ... а 11 и е: * ЭВМ ОТЛИЧ310ТСЯ составом модулей н условиями эксплуатации
в качестве примера на рис. 9.27 и 9.28 приведены соответственно
общий вид ЭВМ «Баrет 55 О4» и ЭВМ «Баrет 55 О4» со снятой верхней
крышкой.
ЭВМ «Баrет 55 О4» пред
ставляет собой специализирован
ную комбинированную мноrопро
цессорную ЭВМ дЛЯ цифровой
обработки радиолокационных,
оптических и акустических сиrна
лов, а также решения задач управ
ления в реальном масштабе Bpe
мени. ЭВМ состоит из проrрам
мируемоrо процессора обработки
сиrналов и управляющеrо вычис
лительноrо устройства, объеди
венных общей маrистралью обме
Рис. 9.27
163
на УМЕ. Она предназначена для
работы в особо )I(естких условиях
эксплуатации.
!{онструкция ЭВМ, по«а
занная на рис. 9.28,. имеет один
модуль процессора обработки
данных, четыре модуля обработки
сиrналов (МОС) и один модуль
буфера данных. Максимальная
I<онфиrурация ЭВМ допускает
установку до 7 мос. rабариты
ЭВМ «Баrет 55 04» 198х257х433.
Модуль процессора обработ
ки сиrналов имеет четыре сиrналь
ных микропроцессора 1 В577. Mo
дуль мое с МИI(ропроцессорами
18577 с частотой работы микро
процессоров 40 мrц имеет пиковую
производительность 25 млн.оп./с
при выполнении базовых операций БПФ или до 300 MFLOPS.
Планируется изrотовление микропроцессоров 18577, 18578 и
lВ579 с увеличенной частотой работы и модулей с большим количест
вом микропроцессоров.
,-
t-"l\:-,:-\. ,-__
! '. . .. .
' !':;:;,:- : '<:' : ;".: ; \'1 \ .
ib :iq< _'li. '. . I1.J.. t: <..J4:;;\
:f""'"\ ". . . .... .<...."/ . .:: ..
: .< 3 i<':..>_.-$ : -. - ;,." .,' : t ,,"С. .:'с,: . ..-: i.l.'; :.. _,} iП \ ..
PIIC. 9.28
9.7. проrРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
Создание современных информационно вычислительных систем
предполаrает разработку проrраммноrо обеспечения дЛЯ 8С, которое,
являясь проrраммным обеспечением реальноrо времени (ПО Р8), вклю
чает q)ункциональное проrраммное обеспечение (ФПО) и системное
проrраммное обеспечение (СПО). При этом СПО MO)l(eT быть ПОКУПНI>.IМ:
изделием, а ФПО полностью или частично (часть может быть заимство
вана) разрабатывается при создании новой ИВС.
Разработка проrраммноrо обеспечения любоrо выше упомянуто
ro типа требует инструментальноrо проrраммноrо обеспечения, которое
помоrает разрабатывать ФПО и СПО.
9.7.1. СИСТЕМНОЕ проrРЛММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
Системное проrраммное обеспечение используется для управле
ния вычислительной машиной во время выполнения или разработки
друrих проrрамм. СПО во время выполнения проrрамм служит для ди
намическоrо распределения ресурсов вычислительной машины и BЫ
полнения требований к окружению проrрамм на q)азе их использования.
164
Первым, наиболее распространенным, компонентом системноrо
проrраммноrо обеспечения является операционная система (ОС). За ro
ды, прошедшие после cBoero возникновения, ОС превратились из OTHO
сительно простоrо в невероятно сложное ПО, которое решает следую
щие задачи:
реаrирует на все отказы, реrистрирует их, распределяет работу,
управляет процедурами восстановления и возобновления работ;
обрабатывает прерывания, идущие от друrих подсистем, машин,
часов, операторов и т.д.;
планирует выполнение работ на машине, «решая», коrда начать
выполнение некоторой работы, так как в данный момент доступны все
необходимые для нее машинные ресурсы;
ведет списки используемых устройств и поступающих заданий с
учетом их приоритетов;
выполняет функции, необходимые для работы.. прикладных про
rpaMM, поскольку в ней имеются проrраммы сортировок, печати и за
rрузки, и проrраммистам уже нет необходимости создавать собственные
их версии;
связывает между собой проrраммы, тем самым множество раз
личных частей проrрамм (может быть даже написанных разными про
rраммистами), будут работать как одно целое;
управляет хранением данных и их восстановлением;
управляет вводом/выводом информации;
управляет взаимодействием с пользователем;
защищает свои собственные проrраммы от «порчи» новыми, не
отлаженными проrраммами, впервые введенными в систему;
выполняет восстановление функции, осуществляет дублирова
ние, переключение, диаrностическое и друrое тестирование.
Первая и rлавная причина появления ОС заключается в желании
достичь максимальноrо использования ресурсов машины. Вторая при
чина облеrчить возможность внесения изменений, а третья повысить
производительность труда проrраммистов, избавив их от дублирования
работ.
Вторым компонентом системноrо проrраммноrо обеспечения яв
ляется система управления базами данных (СУБД).
Самым большим достижением СУБД стало весьма значительное
облеrчение процесса внесения изменений в проrраммное обеспечение.
Блаrодаря СУБД облеrчается модификация прикладных проrрамм, ло
rической и физической структур файлов данных. Во мноrих случаях
СУБД решает, стоит ли вносить изменения или нет.
Второй причиной создания СУБД является стремление к ЭКОНО
мии пространства для файлов.
165
Третья причина это необходимость повысить достоверность
информации в файлах. Достоверность повышается блаrодаря уменьше
нию общеrо числа файлов. И, наконец, с появлением СУБД облеrчается
доступ к данным.
Почти все системы управления базами данных отделены от ОС. К
преимуществам использования системноrо проrраммноrо обеспечения
следует отнести:
увеличение модульности и улучшение защиты информации, уп
рощение процесса внесения изменений в проrpаммы;
избавление прикладных проrраммистов от необходимости затра
чивать большие усилия на сопровождение стандартных проrрамм;
уменьшение простоев, которое доводит до максимума использо
вание аппаратуры;
исключение дублирования информации во внешних файлах, по
зволяющее лучше использовать память.
Можно отметить следующие недостатки спо.
1. В силу универсальности системных проrpамм СПО снижается
скорость их выполнения по сравнению со специализированными систе
мами.
2. Системные проrраммы велики, сложны, их часто трудно ис
пользовать надлежащим образом.
3. СПО не всеrда обладает rибкостью, достаточной, чтобы YДOB
летворять всем индивидуальным требованиям.
Бортовое СПО обычно включает операционную систему реальноrо
времени (ОС РВ). СУБД используется при разработке по с целью aBTOMa
тизации процесса внесения изменений и экономии сил проrpаммистов.
В качестве при мера ОС РВ можно привести операционную систему
VxWorks фирмы Wind River Systen1s, предназначенную для применения во
встроенных системах «жесткоrо» реальноrо времени (системы с малым
временем реакции на события). Основные временные характеристики про
изводительности VxWorks (для микропроцессора МС68020/16мrц): время
переключения между задачами 17 мкс, максимальное время блокировки
внешних прерываний 8 мкс. Временные параметры VxWorks cTporo дe
терминированы и не зависят от наrpузки в системе.
Операционная система VxWorks является системной с .кpocc
средствами проектирования прикладноrо по.
В качестве инструментальной ЭВМ дЛЯ систем автоматическоrо
проектирования (САПР) прикладноrо по РВ VxWorks используются
rрафические рабочие станции фирм St1n, DEC, Hewlett Packard, IBM и
др. Для целевых микропроцессорных архитектур Intel 386/486 и
Motorola 68К поддерживается САПР по РВ на РС/АТ совместимых
компьютерах.
166
в стандартную конфиrурацию САПР ПО РВ VxWorks ВХОДЯТ:
компилятор языка С, удаленный (remote) отладчик уровня исходноrо
языка, ядро операционной системы и системные библиотеки в объект
ных кодах, аппаратно зависимые модули в исходных текстах. В качест
ве дополнительных инструментальных средств имеются следующие
проrраммные продукты фирмы Wind River Systems:
Microworks сокращенная версия VxWorks для простых BCTpO
енных применений;
WindView анализатор динамическоrо поведения системноrо и
прикладноrо ПО РВ;
StethoScope средство мониторинrа целевой системы и сбора
данных в реальном масштабе времени;
VxSim симулятор целевой системы;
BSP Porting Kit пакет средств для адаптации VxWorks к KOH
кретной аппаратуре пользователя;
WindX rpафический интерфейс X Windows реальноrо времени;
Wind С++ система проектирования ПО реальноrо времени на
объектно ориентированном языке С++;
УхМР библиотека для построения мультипроцессорных систем
реальноrо времени.
9.7.2. ФУНКЦИОНАЛЬНОЕ проrРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
Оби/ая характеристика tl показатели СЛОЖНОСlпu. Функциональное
проrpаммное обеспечение предназначено для решения основных и вспомо
raтельных задач ивс. В качестве вспомоrательной, но весьма важной зада
чи можно назвать задачу обеспечения устойчивости функционирования ПО
в условиях наличия ошибок в проrpаммах, появления сбоев и частичных
отказов в ивс, а так же всевозможных клинчей и переrpузок в БВС.
Существенным требованием к ФПО является возможность разви
тия проrраммной системы, что предусматривается фазой жизненноrо
цикла ПО сопровождением, но при этом необходима разработка
большоrо объема хорошо сопровождаемой документации.
Требования обеспечения устойчивости и развития ФПО приводят
к необходимости использования открытой модульной архитектуры
ФПО ИВС.
Большие объемы ФПО современных ивс и необходимость co
провождения требуют применения апробированных технолоrий, co
блюдения стандартов и автоматизации, прежде Bcero, рутинных работ.
В связи с высокой сложностью ФПО разрабатывается в виде по
следовательности наращиваемых по функциям версий.
Обычно различают математическую (техническую) и лоrическую
сложность проrpаммноrо обеспечения. Чтобы охарактеризовать слож
167
ность используют те или иные показатели. Так, например, в [79] пред
ложены две rруппы показателей: сложность проектирования и слож
ность функционирования. Сложность проектирования определена в 'ви
де трех компонентов:
сложности проrраммных модулей,
сложности структуры данных,
сложности структуры комплекса проrрамм и связей между MOДY
лями.
Показатели сложности функционирования связаны с потреблени
ем ресурсов ВС и включают:
временную сложность, характеризуемую длительностью испол
нения комплекса проrрамм,
проrраммную сложность, определяемую объемом памяти, необ
ходимым для размещения Bcero проrраммноrо комплекса,
информационную сложность, представляемую объемом памяти,
требуемой для накопления и хранения информации, используемой про
rpаммами.
Деление показателей на две rруппы достаточно условно, так как в
действительности уровень использования ресурсов БС и их доступность
зависят не только от сложности функционирования, но и структурной
сложности, в частности, степени взаимодействия проrраммных MOДY
лей. Эти взаимодействия в итоrе определяют возможность распаралле
ливания процессов вычисления и орrанизацию памяти БВС.
Методы разрабоп1КU и теХ1l0ЛО2UU создаllUЯ. Разработка ФПО
(алrоритмов, временных диаrрамм, протоколов, проrрамм обработки
информации и управления, а так же комплектов проrраммной и KOHCT
рукторской документации) в значительной степени определяет стои
мость и длительность разработки, а так же эффективность решения oc
новных целевых задач ИВС.
Методы разработки проrраммноrо обеспечения интенсивно раз
вивались на протяжении последних пятидесяти лет и представляют co
бой сеrодня некоторую синтезированную научную ДJiСЦИПЛИНУ с ис
пользованием математических методов и инженерных расчетов, Moдe
лирования и методов управления разработкой, а так же технолоrий,
поддерживающих процессы жизненноrо цикла (ЖЦ) по. Современная
технолоrия создания сложноrо проrраммноrо обеспечения включает в
себя реrламентированные производственные процессы, поддер)кивае
мые автоматизированными средствами и комплексом руководящих дo
кументов, а так)ке соответствующей орrанизацией работ коллектива
специалистов, часто довольно крупноrо, а иноrда и объединенноrо в
кооперацию.
168
Такие технолоrические процессы должны реryлировать выполне
ние этапов системноrо анализа, проектирования, написания проrpамм
(модулей), отладки, испытания, документирования, а так же управление
работой специалистов и поддержку эксплуатации и сопровождения про..
rpaMMHoro обеспечения.
Технолоrия создания и развития проrpаммноrо обеспечения опи
рается на используемую модель ero жц. Модели ЖЦ проrраммноrо
обеспечения неоднократно изменялисъ, отражая тот или иной подход к
методам проектирования ПО и ero разработке в целом.
Наиболее простой и часто используемой является каскадная MO
дель ЖЦ, суть которой сводится к описанию некоторой послеДователь
ности этапов (каскадов) ЖЦ и их довольно сложноrо взаимодействия
между собой [77].
Рост сложности ФПО, плохая обозримость сложноrо ФПО, вызы
вающие уже на этапе разработки требований большие затраты людских
ресурсов и времени, привели к созданию модели ЖЦ с использованием
прототипа [14]. Суть этой модели заключается в расширении стадии
разработки за счет введения в нее этапа создания прототипа (макета
разрабатываемоrо ФПО), ero анализа, уточнения требований к ФПО и
переходу к ero полномасштабной разработке.
Появление фонтанной модели ЖЦ [83] связано с возникновением
объектно ориентированноrо проектирования и проrpаммирования, в
рамках которых создаются классы объектов, собираемые в библиотеки.
Суть объектно ориентированноrо подхода сводится к упрятыванию
лишней с точки зрения пользователя информации и к четким определе
ниям интерфейса объекта и порядка ero взаимодействия с друrими объ
ектами. При этом предполаrается, что объект будет использован не
только в текущей разработке ФПО, но и ряде последующих разработок,
используя принцип наследования. Это MHoroKpaTHoe использование и
образует «фонтан».
Жизненный цикл проrраммноrо обеспечения обычно описывает
ся в терминах функциональной декомпозиции. Основной вопрос сис
TeMHoro анализа и проектирования заключается в формулировании OT
вета на вопрос: что делает система? Методы функциональноrо Проекти
рования и функциональной декомпозиции, используемые для решения
задачи, основаны на интерпретации проблемноrо пространства и ero
преобразовании в пространство возможных решений как взаимозависи
мое множество функций или процедур.
Функциональная декомпозиция представляет собой методику
анализа и проектирования «сверху вниз». Хотя анализ и проектирование
не является синонимами, большинство известных методов системноrо
анализа и проектирования имеют MHoro общеrо. '
169
При использовании функциональной декомпозиции, сначала сис
тема рассматривается с точки зрения ее назначения, а процедуры и ал
rоритмы только подразумеваются разработчиком. Затем на стадии дe
тальноrо проектирования решаются вопросы о способах орrанизации
необходимых процессов. Для поддержки этой методики, о нованной
rлавным образом на потоках данных, используются диаrраммы потоков
данных, словари данных и структурные схемы.
Функциональную декомпозицию удачно поддерживают появив
шиеся ранее процедурные языки. Добавление в эти языки подпроrрамм
позволило достиrнуть определенной степени автономности и закрыто
сти от пользователя несущественной для Hero информации.
Проектирование «сверху вниз» вводит определенную дисципли
ну, которой должны подчиняться системный аналитик и проrраммист.
Основным недостатком метода проектирования «сверху вниз» является
наличие большоrо числа оrраничений, которые затрудняют применение
современных методов проrраммирования. К таким оrpаничениям следу
ет отнести:
отсутствие учета эволюционных изменений;
описание системы одной функцией, что может быть не всеrда цe
лесообразно;
базирование системы l:Ia функциональных методах, при которых
иrнорируется аспект орrанизации структур данных;
невозможность MHoroKpaTHoro использования.
В объектно ориентированном проектировании в простейшем слу
чае участвуют данные и процедуры. В нем уменьшена зависимость от
процедур, и данные rруппируются вместе с процедурными функциями.
При декомпозиции с использованием объектно ориентированноrо MeTO
да система рассматривается как совокупность объектов (иноrда назы
ваемая катеrорией или классом объектов). Анализ и проектирование
BbIcoKoro уровня осуществляются с использованием не только этих объ
ектов, но и услуr, выполняемых ими. Для этоrо используется модель
типа «клиент бслуживатель», в которой объекты взаимодействуют
друr с друrом посредством сообщений. Сообщение передает ин(l)орма
цию, вызывает объекты для выполнения процедуры и т.д. Использова
ние модели «клиент обслуживатель» при водит к тому, что система опи
сывается как «движимая ответственностью» [83].
Детальное проектирование, включающее в себя реализацию про
цедур и спецификацию структур данных, откладывается на более позд
нее время. Элементы детальноrо проектирования являются собствен
ными элементам объекта, поэтому они относятся только к концепции
сокрытия от пользователя несущественной информации. Следователь
но, алrоритмические процедуры и структуры данных не являются более
170
«замороженными» на уровне системноrо проектирования. В результате
этоrо система, основанная на представлении объекта, становится более
rибкой, т.к. изме.нения на уровне реализации осуществляются леrче, без
внесения изменений в сам системный проект. Важным моментом явля
ется то, что структуры данных не нужно указывать на самых ранних
стадиях проектирования. Катеrории данных MOryT обеспечить основу
идентификации объекта, BOKpyr которой затем строится интерфейс. По
строение объекта использует абстракцию данных, а не фиксацию KOH
кретных структур данных в спецификации объекта.
Ввиду Toro, что разработка объектно ориентированной проrрам
мы происходит rлавным образом «снизу вверх», различие между CTa
диями проектирования проrpаммы и написания текста менее заметно,
чем в жизненном цикле систем, основанных на использовании функ
циональноro подхода. Однако на этой поздней стадии целесообразно
внутри проrpаммных модулей, называемых в объектно ориентирован
ной системе классами, использовать средства функциональной дeKOM
позиции на высоком уровне и системноrо проектирования «сверху
вниз», например, диаrpаммы потока данных. Друrими rрафическими
средствами, используемыми на различных стадиях жизненноrо цикла
объектно ориентированных систем, являются rрафы взаимоотношений
объектов, диаrpаммы «клиент бслуживатель», диаrpаммы наследова
ния свойств и rpафы сотрудничества.
В отличие от траДиционноrо анализа структурированных систем,
oCHoBaHHoro rлавным образом на функциональной декомпозиции «CBep
ху вниз», объектно ориентированные проектирование и анализ имеют
MHoro атрибутов как проектирования «сверху вниз», так и проектирова
ния «снизу вверх». Причем проектирование «снизу вверх», по всей ви
димости, преобладает. Одной из целей создания объектно ориентиро
ванных систем является построение универсальных классов для созда
ния библиотек.
Анализ «сверху вниз» и проектирование классов «снизу вверх» яв
ляются самыми трудными участками Bcero жизненноro цикла объектно
ориентированных проrpамм. Поэтому они должны быть либо параллель
ными, либо, по крайней мере, итеративными. Для Toro, чтобы проrpамму
можно бьшо MHoroKpaTHo и успешно использовать, в стадию проектирова
ния должны входить существующие хорошо проверенные классы.
В объектно--ориентированном методе существует высокая степень
перекрытия не только между проектированием и проrpаммированием, но и
между спецификацией требований и проектированием систем.
Описание объекта на высоком уровне на относительно ранних
стадиях проектирования информационных систем позволяет проrрам
мистам начать работу до завершения анализа систем. В этом случае тpe
171
бования MOryт быть изменены по мере улучшения понимания пользовате
лем своих потребностей, и это не повредит стадии проектирования про
rpaMMbI. Первоначальное описание должно состоять из устойчивых объек
тов, которые можно указать уже на ранних стадиях, и которые вряд ли
сильно изменятся при добавлении новых требований. Эти объекты MOryT
быть представлены проrраммистом как труппы объектов, которые нужно
проrраммировать на самой ранней стадии с высокой степенью YBepeHHO
СТИ, что даже в случае изменения спецификации системы (или аннулирова
ния проекта), эти классы все равно найдут применение.
Кластеры классов MorYT проектироваться и быть реализованы
изолированно от системы. Это означает, что требования к системе и
порожденные проектированием кластеры затем передаются проrрамми
стам для детальноrо проектирования и реализации. Позднее они будут
интеrрированы в окончательный проект системы методами «снизу
вверх». Это значительно упрощает итерацию между анализом требова
ний к системе и проектированием системы, т.к. проекты не основаны на
первых (и часто менее Bcero информированных) решениях, как это бы
вает в случаях функциональноrо проектирования «сверху вниз».
Ни:ясе, в качестве npUJllepa, приведе1l перечеllЬ u состав первых
версий ПО для самолета F 22, которые разра6атывалuсь в виде nосле
доватеЛЬ1l0сти фУНКЦLlОIIQЛЬ1l0 lIараlцuваеJИЫХ версий. На сеzодllЯ из
весп1еl-l состав первых пя/пu версиЙ [58].
Первая версия Блок 1.0 включает ос, задачи БР ЛС и некоторые
задачи системы связи, навиrации и идентификации (CNI).
Вторая версия Блок 2.0 включает дополнительно задачи инте
rрации ин(рормации датчиков и орrанизацию индивидуальной помехо
защиты.
Третья версия Блок 3.0 предусматривает введение дополни
тельных режимов работы БРЛС и РЭБ.
Чеп1вертая версия Блок 3.1 интеrрирует бортовую информаци
онную систему с объединенной системой распределения тактической
информации JTIDS.
Версия 5 Блок 4.0 включает дополнительную задачу интеrрации
информации всех апертур с ее выдачей на нашлемную систему отобра
жения при ведении ближнеrо воздушноrо боя с применением ракеты
AIM 9X.
Объем ПО версии 5 оценивается в 1,7 миллионов строк кода, объ
ем версии 1 составляет 50% от версии 5. Испытания авионики были
начаты с ПО версии 1 в 1998 rоду, передача в серийное производство с
ПО Блок 4.0 планируется на 2004 rод.
Приведенный пример показывает, что сроки разработки и испы
тания авионики во MHoroM определяются сроками разработки по.
172
9.8. КРАТКИЕ КОММЕНТАРИИ
в заключение rлавы необходимо отметить наиболее важные Ha
правления развития бортовых вычислительных систем.
3(рфективность модернизируемых и перспективных ИВС истре
бителей во MHoroM будет определяться степенью использования дости
жений научно техническоrо проrресса компьютерных технолоrий и
уровнем интеллекта, реализуемоrо в бортовых системах. От этоrо будут
зависеть объем и качество решения задач, совершенство ИВС и воз
можности их применения в сложных условиях.
Процесс развития вычислительных средств с применением концеп
ции открытых систем затраrивает на современном этапе все направления
компьютерной технолоrии, от производства злектронных компонентов до
принципов орrанизации параллельной обработки информации.
Основным (критичным) параметром компьютерной системы яв
ляется производительность. Однако, создать сбалансированную систему
с максимальным использованием возможностей имеющихся на сеrод
няшний день компонентов является не простой задачей. При этом за
счет изменения архитектуры (структуры) и функций одних компонентов
часто стремятся компенсировать недостаток производительности или
функциональных возможностей друrих.
Проведенный краткий анализ взаимовлияния современных архи
тектуры, структуры и элементной базы вычислительных средств пока
зывает, что дальнейшее увеличение производительности ВС в основном
будет достиrаться не за счет роста тактовой частоты работы элементной
базы, а за счет распараллеливания процессов обработки информации.
К основным принципам построения ВС можно отнести:
модульность и унифицированность, позволяющие строить ВС
путем унифицированноrо соединения модулей;
проrраммируемость структуры, дающая возможность выполнять
настройку структуры компьютеров ВС и сети линий связи с целью по
лучения ВС адекватной решаемым задачам;
виртуализация ресурсов и иерархичность построения проrрамм
но аппаратных средств, которые позволяют представить вычисления
как систему совместно протекающих процессов, а ВС как совокуп
ность виртуальных подсистем;
адаптация алrоритмов функционирования к количеству и xapaK
теру решаемых ВС задач.
Полнота реализация этих принципов определяется возможностя
ми технолоrии на текущем этапе и соображениями оптимальноrо выбо
ра соотношения эф(рективность/стоимость.
173
Стремительные темпы совершенствования элементной базы и
принципиально новые решения построения компьютеров СОПРОВО)l(да
ются не менее бурными изменениями в ОС реальноrо времени, управ
ляющих распределением ресурсов БВС и процессом выполнения всех
проrраммных компонентов, а так же в проrраммно аппаратных инстру
ментальных средствах разработки функциональных проrрамм для при
ложений.
Особенно тесной в системах реальноrо времени становится связь
архитектуры компьютера, операционной системы и фпо.
r ЛАВА 10. ИЗМЕРИТЕЛИ ДАЛЬНОСТИ
И ЕЕ ПРОИЗВОДНЫХ
В РЕЖИМЕ СОПРОВОЖДЕНИЯ ОДНОЙ ЦЕЛИ
10.1. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ
ДАЛЬНОСТИ И СКОРОСТИ
ИзJ1tlерtl111ели дШlЬНОСlnи и ее про tlзводu ЫХ, uспользуеЛlые в иве
СlIстеЛ1 СQЛlонаведеllllЯ, предllазначеltы для ФОРАluрования оценок даль
1I0Clnи до цели, скороспlи сБЛU:JIсеНltЯ с ней, аБСОЛЮ1111l0й скорости целu и
автОJнаПluческой селекции СИ2налов цели по вреА-/еllи запаздывания om
ра:JlсеllН020 CU2HWla (дальности) u доплеровской частО111е (скороспи,
сБЛU:J/сеIlИЯ). В силу Ba:J/CIlOCпll1 последllей задачи указаUllые UЗ.АtерuтеЛll
чаС1110 иазываlопl авЛlоселеКlпораJИU дальности U скорости.
В результате автоматической селекции в каналы формирования
оценок дальности и скорости поступает сиrнал только от одной цели.
Вследствие этоrо точность оценивания повышается на 1 2 порядка по
сравнению с измерителями, в которых оценивание осуществляется без
предварительной селекции [46]. Суть селекции по дальности состоит в
отпирании приемника БР ЛС (prC) только на время прихода сиrнала,
отраженноrо от нужной цели. Селекция по скорости состоит в узкопо
лосной фильтрации отраженных сиrналов, при которой узкополосный
фильтр настроен на доплеровскую частоту, обусловленную скоростью
сближения с селектируемой целью.
Сформированные в измерителях оценки дальности Д и скорости
сближения V сб = д используются в алrоритмах траекторноrо управле
ния, реализующих методы наведения в НУТВ (7.22), (7.23), пропор
циональноrо наведения (7.32), (7.48) и оптимальные методы наведения на
воздушные (7.67), (7.68) и наземные (7.74), (7.75) цели. Кроме Toro, в сис
А "
темах самонаведения самолетов оценки Д и V сб используются В качестве
команд целеуказаний ракетам, а в системах самонаведения ракет для очув
'"
ствления радиовзрывателей [12]. Оценки собственной скорости цели У ц
используются в комбинированных системах наведения самолетов и ракет
для :экстраполяции пространственноrо положения цели.
175
Необходимо отметить, что исторически СЛО:JIСlIвшийся mep.AtUIl
радиолокационный llЗАlерUnlель дОСnlаточно условеll, поскольку в aвтo
селекпl0рах дальности и скорости llЗ.А-tерЯl0тся, собстве1l1-l0 20 в оря,
вре.АtЯ запаздывания Onlpa:JlceHH020 си2uала и е20 доплеровская частопzа,
а дШlbflоспlЬ и ее I1РОllзводuые оцеllllва/отСJl по резульпlаlпаJН указаUIlЫХ
иЗ.Аtfереltuй. Ииаче 20воря, в стРО20.А! С.Аtысле UЗ.Аtериl11eJlи I1редСlпавля/оm
собои УС111ройсnzва ljJор"tluроваuия оцепок далЫtОСI1Zll 1I ее производllЫХ
па ОСllове UЗJиереllllЯ вре.А.lеuи запаздываllUЯ и доплеровс/(оtl частоты.
Кроме Toro, достаточно часто под радиолокационными измерителями
понимают и комплексные устройства оценивания, в которых измеряют
ся не только параметры радиосиrналов, но и процессы друrой q)изиче
ской природы, например воздушная CI(OPOCTb и собственные ускорения.
В зависимости от типа системы самонаведения и используемых в
ней СПЦ различают измерители дальности и ее производных и измери
тели скорости и ее производных. Применение последних обусловлено
тем, что в CCII, использующих МПН (7.32), (7.48) и непрерывный сиr..
нал подсвета цели, информация о дальности не нужна. Однако общие
принципы построения и измерителей дальности и измерителей скорости
одинаковы. Поэтому рассмотрим их на примере измерителей дальности и
ее производных, которые для простоты будем называть дальномерами.
В общем случае в состав дШZЫtО}.1ера входят: врe.tиеlll-lОЙ дискрu.мu
иaпlop (чувствUlпельuыu эл ен еит), ре211Сnlрuруюu/uи L/З.АtеuеllUЯ Bpe.Atfe1/U
запаздывания o/пpa:JICellllblX C1l2HaТloв; управитель (ljJWlbnlp и ре2улятор),
ФОР.А.tируюи/ий оце1lки дШlЬ1l0сти и ее проuзводllЫХ; устройство paccтa
новки спlробов, и2раl0и/ее роль UСll0лниlпeJ1ЬН020 устРОЙСlпва; датчики
корректирУ'0lЦUX СU21lалов u вычислитель си21lалов коррекции. ФУll
кцtlоншzыlеe связи .A-tе:Jlсду cocпlaBllbl.A1.t1 часпzmlU дШlЫIО.Аtfер1l020 каllала
показаllЫ 1lа обобlце1l1l0Й струкпlУР1l0U схеме, приведе1l1l0Й 1lа рис. 10.1.
J ха, Jzэ,Jуа
а , V СБ' V u
:
UCT 2 UCT 1,3
ао
Рис. 10.1
176
Сиrналы и прм , задержанные по отношению к излученному сиrна
лу на время t з ==2Д/с, rде с скорость света, поступают на вход BpeMeH
Horo различителя (ВР). Временной различитель (дискриминатор) фор
мирует сиrнал U t, пропорциональный времени 8t несовпадения OTpa
женноrо сиrнала и прм И сиrнала и ст 2 экстраполированной дальности Д'Э.
Для определения знаI<а ошибки используются два строба ист), UcтЗ, pac
положенные симметрично относительно середины сиrнала и ст 2. Изме
ренное значение U t подается в q)ильтр оценивания (ФО), в котором
'" '" "
формируются оценки Д, V сб И У ц ' поступающие к потребителям
информации, и оценка Д') дальности, экстраполированной для следую
"
щеrо такта измерений. В аналоrовых дальномерах Дэ== Д. Поскольку
сиrналы Д'Э управляют работой устройства расстановки стробов (УРС),
то ФО часто называют управителем. В качестве начальных значений До
в дальномерах БРЛС используется дальность захвата цели, а в дально
мерах prc дальность целеуказаний. Под действием сиrнала ДЭ УРС
формирует импульсы стробов и ст 2, поступающие в ПРМ и UcTI, Uстз, по
даваемые на ВР. Сиrнал и ст 2 обеспечивает автоматическую селекцию
целей по времени запаздывания отраженных сиrналов, а сиrналы llcTI,
истз выделение сиrналов ошибки ll&t.
При кратковременных пропаданиях сиrналов цели дальномер пе
реводится из режима автосопровождения в режим экстраполяции (памя
ти). В этом режиме l( потребителям поступают значения дальности Дэ,
"
экстраполированные с учетом значения скорости V сб на момент пропа
дания сиrналов.
Датчики корректирующих сиrналов (ДКС) используются для по
вышения точности и устойчивости сопровождения целей, увеличения
времени памяти (экстраполяции) при пропаданиях входных сиrналов и
"
для формирования оценок скорости цели У Ц . В качестве дкс обычно
используются: датчик воздушной скорости, измеряющий собственную
скорость самолета V С; ДИСС, измеряющий продольную составляющую
путевой скорости V H ; акселерометры, измеряющие составляющие YCKO
рений jxa, j , jya, И rироскопы, измеряющие уrлы E. r И Е. в , характеризую
щие положение антенны в пространстве. Необходимость rироскопов
обусловлена тем, что достаточно часто для повышения точности изме
рения ускорений акселерометры располаrаются совместно с антенной
на rироплатформе и ориентируются по осям антенной системы коорди
нат XaYaZa, В которой ось ОаХа направлена по линии визирования цели.
В то же время собственная скорость V С и продольная составляю
щая путевой скорости V N измеряются в связанной системе координат,
177
ось ОсХс которой сориентирована по направлению продольной оси ЛА. Для
пересчета этих скоростей в визирную (антенную) систему координат, в
которой оцениваются дальность и скорость сближения, и необходимо знать
уrлы Er и Е8. Вычислители корректирующих сиrналов (вкс) формируют
сиrналы коррекции дк по положению (позиции) и У к по корости nyreM
преобразования измерений дкс. При :лом результаты измерений дкс
преобразуются в систему координат и в масштаб, принятые в дальномере.
Следует отметить, что рассмотренная структурная схема является обоб
щенной и в конкретных типах дальномеров MorYT иметь место некоторые
отличия. В частности, в дальномерах, используемых в БР ЛС, MOryr OTCyr
ствовать датчики и вычислители корректирующих сиrналов.
Структурная схема измерителя скорости и ее производных анало
rична схеме на рис. 10.1 при условии, что вместо BpeMeHHoro различителя и
устройства расстановки стробов используются частотный дискриминатор и
управляемый rетеродин. При этом вместо корректирующеrо сиrнала Дк В
управитель поступает сиrнал коррекции по ускорению J".
10.2. КЛАССИФИКАЦИЯ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ ДАЛЬНОСТИ
И ЕЕ ПРОИЗВОДНЫХ
ДаЛЬ1l0klеры различаl0т по типам BpeAteflflblX раЗЛLlчtlп-lелей и
управителей, способа.м коррекциLl, видаАI uспользуеАtых СИ211а.Т10в пoд
света цели, спосоБG.l1t реаЛLlзаЦLlLl аЛ20РLI1пАlов оцеllllваllLlЯ даЛЬ1l0стu LI
ее производllЫХ II числу КОllnlуров, uспользуеЛtЫХ в следяz,цеЙ CUCnleA'le.
По типу временных различителей выделяют дальномеры с усили
тельными и интеrрирующими дискриминаторами. В усилительных дис
криминаторах выходной сиrнал формируется по закону
U t== K8t,
rде К коэффициент усиления, определяемой крутизной дискримина
ционной характеристики ВР.
t
В интеrрирующих ВР ut:J.t = JКдtdt, что позволяет повысить
о
чувствительность дальномера к рассоrласованию t.
По числу операций интеrрирования, выполняемых в управителе,
различают дальномеры с астатизмом первоrо, BToporo и иноrда TpeTbero
порядка. Управители (фильтры оценивания) с астатизмом первоrо по
А
рядка позволяют формировать оценки Д, а управители с астатизмом
А А
BToporo и TpeTbero порядков оценки, соответственно, Д, V сб И Д,
А
V сб ' jсб , rде jсб оценка ускорения сближения.
178
По способам коррекции выделяют дальномеры с позиционной
коррекцией, в которых осуществляется коррекция по дальности Дк и
дальномеры c скоростной коррекцией, использующие сиrналы V к KOp
рекции по скорости.
В зависимости от вида СПЦ применяют дальномеры, исполь
зующие импульсные сиrналы с НЧП, счп и ВЧП. Последние два сиr
нала иноrда называют квазинепрерывными.
По способам реализации алrоритмов оценивания (управителей)
различают дальномеры с аппаратурной и проrраммной фильтрацией. В
последнем случае MOryT быть использованы как аналоrовые, так и дис
кретные алrоритмы оценивания.
В зависимости от числа замкнутых контуров в следящей системе
дальномеры MorYT быть одноконтурными и мноrоконтурными. В OДHO
контурных дальномерах ВР, управитель и исполнительные устройства
(УРС) входят в состав единоrо контура. При таком способе построения
следящей системы невозможно одновременно обеспечить высокую
точность и хорошую устойчивость сопровождения маневрирующих цe
лей, так как условия достижения высокой точности противоречат усло
виям получения хорошей устойчивости. В частности, для уменьшения
динамических ошибок, иrрающих основную роль при сопровождении
маневрирующих целей, необходимо увеличивать порядок астатизма
управителя. Однако зто сопровождается утратой устойчивости [59, 62].
Для сохранения устойчивости в одноконтурных дальномерах использу
ются специальные корректирующие звенья, которые, в свою очередь,
ухудшают точность.
В настоящее время наиболее употребительны одноконтурные
дальномеры с астатизмом BToporo порядка, поскольку формирование
А А
оценок Д, V сб И jсб В одноконтурных дальномерах с астатизмом
тpeTbero порядка очень проблематично.
Весьма перспективны MHoroKoHтypHbIe следящие системы, в KO
торых функции обеспечения точности и устойчивости дальномера в
целом распределяются по различным контурам. Алrоритмы Функцио
нирования MHoroKoHTypHbIX измерителей можно сформировать на OCHO
ве математическоrо аппарата СТОУ.
Все рассмотренные классифицирующие признаки применимы и
для измерителей скорости с учетом особенностей их работы. В частно
сти, в качестве СПЦ в измерителях скорости используются либо непре
рывные, либо квазинепрерывные сиrналы.
Рассмотрим некоторые виды измерителей дальности и скорости,
функционирующих в составе ССН самолетов и ракет при различных
сиrналах подсвета цели.
179
10.3. ИЗМЕРИТЕЛЬ ДАЛЬНОСТИ И СКОРОСТИ БРЛС
ПРИ КВАЗИНЕПРЕРЫВНОМ сиrНАЛЕ ПОДСВЕТА ЦЕЛИ
в peJICUAte сац UЗАlерU111ель дШlЫ-lосmи и CKOpOCI111l, входяu[uй в CO
став u.АиlУЛЬСIl0 доплеровскоЙ БР лс, позволяе1п непрерывно 110лучапlЬ 1поч
"У10 tl/UрОрАlаЦИ10 о дШIЫIОСПltl, скороспlи сБЛU:Jlсенuя с целЬ/о II собстве1l1l0й
скорости цели. Эта информация необходима для самонаведения истребите
ля в НУТВ с выбранной целью по алrоритму (7.22), (7.23); стробирования
приемника БРЛС по дальности; формирования команд целеуказания paKe
там «B B»; экстраполяции пространственноrо поло)кения цели. Последняя
задача решается на основе знания оценок составляющих собственной CKO
рости цели. Ин(рормация о пространственном ПОЛО)l(ении цели нужна для
некоторых типов ракет с комбинированными системами управления на
зтапах aBToHoMHoro и командноrо наведения.
При использовании в БРЛС импульсноrо сиrнала с ВЧП ero ce
лекция по скорости осуществляется точно так же, как и при непрерыв
ном сиrнале. Однако селекция по дальности отличается от селекции,
выполняемой в БРЛС с НЧП импульсов. Относительно малая энерrия
сиrнала с ВЧП в одном импульсе не позволяет осуществлять селекцию
по дальности непосредственно по каждому импульсу. Отсюда следует
необходимость предварительноrо накапливания полезных сиrналов для
обеспечения достаточно большоrо отношения энерrии сиrнала к спек
тральной плотности ШУ lа. Специ(рикой применения сиrналов с ВЧП
является неоднозначность отсчета дальности, обусловленная тем, что
время запаздывания отра)кенных импульсов может превышать период
повторения зондирующих импульсов. Это предопределяет необходи
мость применения Toro или иноrо способа устранения неоднозначности
[22]. Обычно такая задача решается в процессе q)ормирования началь
ных условий для следящей системы и на ее работу никак не влияет. В то
же время наличие мертвых зон, вызываемых попаданием отраженных
сиrналов во временные участки бланкирования приемника, непосредст
венно влияет на функционирование дальномера.
Структурная схема одноrо из вариантов дальномерноrо канала
БРЛС, выполняющеrо автосопровождение цели при импульсном сиrна
ле с ВЧП, приведена на рис. 10.2, а диаrраммы ее работы на рис.,10.3.
Особенностью раСС lатриваемоrо дальномера является использование в
нем БЦВМ, с помощью которой часть задач решается на алrоритмиче
ском уровне.
Синхронизатор С (рис. 10.2) вырабатывает импульсы u з запуска
ПР Д и Uб бланкирования (запирания) приемника (ПРМ) (рис. 10.3,а).
Запирание ПРМ предотвращает ero переrрузки за счет проникновения
мощноrо зондирующеrо сиrнала ПР д. Однако бланкирование ПРМ на
180
время излучения импульсов ПР Д приводит к появлению мертвых зон
временных интервалов б, для которых отраженные от цели сиrналы не
будут обрабаТрIваться в ПРМ вследствие ero запирания бланкирующи
ми импульсами Uб. Следовательно, информация о целях, заключенная в
сиrналах, которые попадают в мертвые зоны, будет утрачена. Во избе
жание этоrо целесообразно изменять частоту повторения Fп==l/Т II
(рис. 10.3, а) так, чтобы сиrналы сопровождаемой цели попадали в зону
прозрачности Т п б между бланкирующими импульсами.
U T
V c
коды 3j::1ДЕРЖЕК СТРОБОВ
коды Т n , 1" i-IП
"-
а, а, V u ,
"" .... "-
V ux ' У цу ' V uz
Рис. 10.2
и'3.
U 6
2 3
j. Tn s .8;
а)
и СТ2
t зз
1
1 1" ЗН I
1- -1
: .
6t I
I 1
11
11
I
11
g;с з
1" С1
)1
t
2
u пр t
б) ·
:;....
,r t
3
It
о
1 1" зн I
I
I
1
I
t
В)
U CТ1 I
U СТЗ
2) О
,,;,
UCT 1 U CT3
ill
t
Рис. 10.3
181
Отраженные от цели сиrналы через антенный переключатель
(АП) (рис. 10.2) поступают на вход ПРМ, rде усиливаются и преобра
зуются на промежуточную частоту
f ПРI = f прО + F д , (10.1)
rде f npo собственно промежуточная частота, а F д доплеровское CMe
щение частоты принимаемых сиrналов.
Из ПРМ импульсы U прм (рис. 10.3,б) с частотой f прl , запаздываю
щие на время t.,==2Д/С по отношению к излученным сиrналам, подаются
на селекторы дальности CД1 CД3, которые отпираются соответствую
щими импульсами стробов Ucтl, U cт 2 И UстЗ (рис. 10.3,B,r). Временное по
ложение этих стробов определяется устройством расстановки стробов
по кодам задержек, q)ормируемым в БЦВМ. При этом положение строба
U cT 2 (рис. 10.3 ,в) соответствует времени задержки tз')==2Дjс, rде дэ экс"
траполированная дальность. Стробы UcTI и UстЗ расположены симмет
рично относительно середины, U cт 2 (рис. 10.3, B,r). Длительности "Cel И "Ссз
импульсов на выходе селекторов определяются временами перекрытия
отраженноrо сиrнала U l1pM и стробов UcTI И Uстз. Таким образом, информа
ция о временном рассоrласовании Llt (рис. 10.3,б,в) экстраполированно
ro строба U cr 2 и отраженноrо импульса U прм переносится в длительности
'tcl И 'tсз выходных импульсов селекторов СДl и СД3.
Сиrналы с выходов селекторов поступают на смесители
CM1 CM3 (рис. 10.2), на вторые входы которых подаются сиrналы Uyr
управляемоrо rетеродина с частотой fyr. Эта частота формируется в
специальном измерителе скорости сближения так, что ее приращения
равны приращениям доплеровской частоты F д. С учетом (1 0.1) частота
f пр2 = fyr [npl = fyr fпрО F д (10.2)
на выходе смесителей остается постоянной даже при изменении F д .
Выполнение такой операции дает возможность использовать для даль..
нейшеrо выделения полезных сиrналов высокодобротные узкополосные
фильтры УФ1, УФ2 и уф3 с постоянной настройкой на частоту f пр2О .
При поступлении сиrналов с частотой f np2 на уф 1 и уф3 ампли
туды вынужденных колебаний UФI и Uфз на их выходах (рис. 10.4) будут
пропорциональны временам "Ccl И "Ссз воздействия входных импульсов, а
соответственно и временам совпадения селекторных импульсов Ucтl И
UстЗ с отраженным сиrналом (рис. 10.З,б,r). После окончания селектор
ных импульсов Uсдl И UсдЗ (рис. 10.2) в высокодобротных фильтрах УФl
и уфз будут существовать собственные слабозатухающие колебания
вплоть до прихода следующих импульсов Uсдl и UсдЗ, после чеrо процес
сы будут повторяться (рис. 10.4). В результате информация о BpeMeH
182
ном рассоrласовании Llt (рис. 10.З,б,в), заключенная ранее в длительно
стях 'tel И 'tез импульсов селекторов, переходит в амплитуду непрерыв
ных колебаний UФl и Uфз (рис. ] 0.4). Эти колебания детектируются в
амплитудных детекторах АДl и АДЗ, после чеrо накапливаются в инте
rpaTopax Иl и И3 (рис. 10.2). Накопление осуществляется в течение
времени ТТ представляющеrо собой период тактовых импульсов и т об
ращения к БЦВМ, после чеrо содержимое интеrpаторов сбрасывается и
процесс накопления повторяется. При поступлении тактовых импульсов
и т перед сбросом накопленные интеrpаторами сиrналы поступают в
АЦП, rде преобразуются в соответствующие цифровые коды Дl и Д3,
которые подаются в БЦВМ.
U СД1
о
Т п
,.. с. I
t
Uq>1
t
о
t
U сдз
U<P3
о
t
Рис. 10.4
в далЬНОАlерНОАt канале БЦВМ решает следУl0Utuе задачи: реШlи
зует аЛ20РИlпАf вреАtеНUО20 разлuч Иlпеля, позвОJlЯl0lцеzо llЗАtеРUlпь вpe
.лlеllное раССО2ласова1luе Llt (рис. 10.3,б,в) ЭКСlпраполuроваННО20 иJ",пуль
"
са lI ст 2 И отражеНIlО20 сuzнала U llp . lI ; вычuсляет оценки даЛЬ1l0сти Д u
СКОРОСlпи д, llеобходUАlые для СаАlОllаведения ИСlпребитеllЯ в НУТВ
183
(7.22), (7.23); фОРАlирует оценки У ц собствеН1l0Й скорости цели, необ
ходt/.lные для ЭКСnlраnоляциu ее nростраuствеllиО20 пОJlО:Jlсеuuя; pac
счuп1ывает период nовтореuия т,,, обеспечuваl0ЩUЙ nопада1lие oтpa
:J/ceIl1l020 си2нала в зону прозрачности Т,, 'fб (рис. 10.3,а,б); для выбран
11020 периода nовпl0ренuя т" вычисляет длительности импульсов т
передатчика, обеспечиваl0ЩУЮ поспl0Я1lспlво (:ред1lей Эllер2ИU UЗJlучае
.AtblX си2НШlов.
Временной цифровой дискриминатор можно реализовать в COOT
ветствии с алrоритмом [1]
LЩ(п)== Д( п) Д")( п)== АКuдСt ип ( n )/2,
Д3(п) Дl(п)
А= .
Д3(п)+Дl(п)
(10.3 )
(10.4)
Здесь Д(п) дальность до цели измеряемая на n M цикле по времени запаз
дывания отраженноrо сиrнала (рис. 10.3,б); Д")(п) код экстраполирован
ной дальности, определяемой задеРЖI(ОЙ t n строба и ст 2 (рис. 10.3,B); LЩ(п)
код рассоrласования реальной и экстраполированной дальностей; Дl(п) и
Д3(п) коды, характеризующие время (дальность) перекрытия стробов Ucтl
и UстЗ С отраженным сиrналом; Ct ,m /2 дискрет дальности, определяемый
длительностью импульса t llп ; К&1Д коэффициент преобразования АЦП,
представляющий цену младшеrо разряда БЦВМ.
Безразмерная величина А (1 0.4) представляет относительное Bpe
менное рассоrласование дt (рис. 10.3,в). Если отраженный сиrнал U прм
полностью совпадает со стробом истl (Д1(п)==1, Д3(п)==0), то А==..1. Коrда
отраженный сиrнал совпадает со стробом UL 3 (Дl(п)==О, Д3(п)==1), А==I.
Во всех остальных случаях ..1 <А < 1.
Оценки дальности Д и скорости Д q)ормируются по алrоритму
сх, р фильтрации:
"
Д(n) Д э(п) + a(n) Д(п) ,
" " А
. . f-I
Д(n) Д (п l)+ Д (n),
ТТ
"
Д(О) Д о;
(10.5)
"
. .
д(o) дo ;
(10.6)
" .
д )(n) Д (n I)+ТтД(n l).
(10.7)
Начальные условия до и до для (10.5) и (10.6) определяются в
режиме захвата цели [1], а коды дД(п) формируются в процессе реали
зации (10.3) и (10.4).
184
Алrоритм <х, J3 фильтрации в дальномерном канале базируется на
использовании проrноза (экстраполяции) Д и Д на основе rипотезы
относительноrо движения с постоянной скоростью. Поскольку на прак
тике дальность может меняться с переменной скоростью, и имеют место
ошибки экстраполяции, то результат проrноза дальности и скорости в
(10.5) и (10.6) корректируется по результатам измерения дальности с
помощью БРЛС. Постоянные коэффициенты <х и J3 в (10.5) и (10.6),
учитывающие вес корректирующих поправок dД (10.3) при формирова
'"
нии оценок Д и Д, определяются исходя из требования устойчивости
дальномера в целом.
По экстраполированной дальности (10.7) в БЦВМ вычисляются
коды задержек стробов, поступающие в устройство расстановки CTpO
бов УРС (см. рис. 10.2), которое и определяет временное IЮложение
стробов и ст ), и ст 2 И UстЗ на временной оси (см. рис. 1 0.3,B,r). Сформиро
'"
'" .
ванные в (10.5) (10.7) оценки Д и Д дальности и скорости использу
ются В алrоритме (7.22), (7.23) для наведения на сопровождаемую цель.
Для проrнозирования пространственных эволюций цели необхо
димо знать не только значение (модуль), но и направление вектора CKO
рости цели V ц. Для ero оценивания в БЦВМ вычисляются три проекции
А '" '"
у цх , У цу и V uz в невращающейся системе координат XYZ. Один из
наиболее простых способов оценивания этих проекций основан на пред
положении равенства вектора относительной скорости У ОТН == У С У ц
'" .
и вектора оценки скорости сближения V сб = д . Тоrда из BeKTopHoro
равенства У ц == У С V сб следуют скалярные тождества:
А А " " " "
Vцх==Vсх Vсбх' Vцу==Vсу Vсбу' Vцz==Vсz Vсбz. (10.8)
Для реализации (10.8) векторы собственной скорости и скорости
сближения представляются в виде проекций в той же системе коорди
нат, что и вектор V ц .
Расчет периода повторения Т II , обеспечивающеrо попадание OT
раженноrо сиrнала в зону прозрачности (см. рис. 10.3,а,б), начинается с
вычисления времени задержки
t. п == 2Д'} / с ( 1 0.9)
экстраполированноrо строба и ст 2 в следующем такте. В свою очередь,
t 'j:) = N к р т п + 't эн ' ( 1 о. 1 О)
185
rде N Kp кратность неоднозначности, определяемая числом целых пе
риодов Т п , входящих в интервал t з '), а ,)H временное (неоднозначное)
запаздывание UC'r2 по отношению к предыдущему импульсу ПР Д (см.
рис. 10.3,B). ИЗ (10.1 О) следует, что при фиксированном значении t:l'Э
изменением т п и N "p можно реализовать любое значение t')(f в том числе
и такое, которое обеспечивает размещение строба U cT 2 примерно посре
дине зоны прозрачности (см. рис. 10.3,а,в). Эта задача решается сле
дующим образом.
В память БЦВМ закладывается массив значений Т пi периодов по
вторения (i = I,N ), для каждоrо из которых вычисляется относительная
задержка
Qзi==tJ'Э/Т ni==T крi+t')и/ Т пi==Nкi+Qi.
(10.11)
В (10.11) tз'Э определяется соотношением (10.9), а Qi относитель
ная неоднозначная задержка.
Кратность вычисляется по правилу
N Kpi = ENT [Q. J,
rде ENT операция взятия наименьшеrо целоrо. ТОI'да из (10.11) следует, что
Qi== Q')i ЕNТ[Qзi].
Задавшись неоднозначным относительным положением строба
Qo, которое соответствует середине зоны прозрачности, можно для каж
доrо т пi вычислить разность
dQi==IQi Qol.
(10.12)
Тот период Т пi , для KOToporo (10.12) будет наименьшей, обеспе
чивает попадание отраженноrо сиrнала в зону прозрачности.
Длительность tнпi импульсов, позволяющая при выбранном пе
риоде Т пi обеспечить постоянство средней мощности передатчика, оп
ределяется по (рормуле
tнпi==Т п/Q,
rде Q заданная скважность импульсов.
Вычисленные значения Т пi И tшri В виде цифровых кодов посту
пают из БЦВМ в синхронизатор (рис. 10.2), который на следующем
такте и формирует последовательность импульсов с соответствующими
периодом повторения Tl1i и длительностью trшi.
Если в процессе функционирования БР ЛС имеют место KpaTKO
временные пропадания сиrналов и прм , то М В (10.5) и (10.6) становится
186
равным нулю и дальномер переходит в режим памяти. В этом режиме
А
Д получается в результате экстраполяции (10.7) на основе значения
скорости Д, имевшей место на момент пропадания сиrналов.
При использовании СЧП алrоритм формирования оценок дально
сти и скорости (10.3) (10.7) остается тем же, что и при ВЧП. ДЛЯ даль
HOMepHoro канала при СЧП специфично усложнение алrоритма выбора
частоты (периода) повторения импульсов БРЛС, поскольку при работе
по низколетящим целям в спектре отраженноrо сиrнала отсутствуют
зоны, свободные от мешающих отражений [22]. При этом наибольшую
интенсивность мешающие отражения имеют в альтиметровой зоне и в
зоне rлавноrо лепестка диаrраммы направленности. В связи с этим при
СЧП период следует рассчитывать так, чтобы исключить пропадание
отраженноrо сиrнала как в мертвую зону, так в альтиметровую и зону
rлавноrо лепестка.
10.4. ИЗМЕРИТЕЛЬ СКОРОСТИ И УСКОРЕНИЯ БРЛС
ПРИ квАзинЕпрЕрыномM сиrНАЛЕ ПОДСВЕТА ЦЕЛИ
В реJlсиме СОЦ tlЗJиерuтель скорости и ускореllИЯ, входЯtциЙ в
состав uмпУЛЬС1-l0 доплеровской БРЛС, позволяет 1lепрерывно получать
lпочную ин(jJормацuю о скорости и ускоре1-lии сближения с целью. Эта
информация может быть использована в алrоритмах помехозащиты
БР ЛС, самонаведения истребителя и целеуказания ракетам. Кроме Toro,
она дает возможность высокоточно селектировать принимаемые сиrна
лы по доплеровской частоте. Необходимость такой селекции обусловлена
спецификой работы каналов автосопровождения по дальности и скорости
при импульсных сиrналах с ВЧП и СЧП. При использовании таких сиrна
лов селекция по скорости (доплеровской частоте) осуществляется узкопо
лосным фильтром после преобразования импульсов в непрерывные коле
бания. При такой процедуре селекции оценки скорости и ускорения (Pop
мируются на основе измерения доплеровской частоты.
Отселектированный по доплеровской частоте сиrнал поступает и
в уrломерный канал, что позволяет сопровождать по направлению
единственную цель. Необходимость такой предварительной селекции
цели обусловлена плохой разрешающей способностью БР ЛС по уrлам.
При одновременном нахождении в пределах диаrраммы направленно
сти нескольких целей, сопровождение одной из них без предваритель
ной селекции по доплеровской частоте становится затруднительным.
Структурная схема измерителя скорости и ускорения, в состав KOTO
poro входит БЦВМ, приведена на рис. 10.5 [1]. На этой схеме приняты обо
значения, использованные на рис. 10.2 при рассмотрении дальномера.
187
U T
U ПРМ
код F дэ
КОД 3 ДЕРЖКt.J СТРОБR ДRf1ЬНОСТt.J
Рис. 10.5
Сиrналы U l1 )lM (см. рис. ] 0.2, 10.3,б) с выхода приемника на про
межуточной частоте f П ;ll (10.1) поступают на селектор дальности СД2
(СМ. рис. 10.2, 10.5), который отпирается импульсами и ст 2 (см. рис.
10.3,в). Временное положение llст2 определяется устройством paCCTaHOB
ки стробов УРС в соответствии с кодом экстраполированной в БЦВМ
дальности (10.7). Импульсы и сд 2 подаются на смеситель СМ2, rде пре
образуются на частоту 1)l2 (10.2), которая при вариациях F д остается
практичеСI(И постоянной за счет изменения частоты t r сиrнала U yr
управляемоrо rетеродина (см. рис. 10.5) на приращение F д . COOTBeTCT
вующие изменения f yr обусловлены q)ункционированием специальной
следящей системы.
Если частота f np2 (10.2) импульсноrо сиrнала смесителя СМ2 OT
личается от заданной частоты [ пр2О на значение
d f [пр20 f np2 , ( 1 о. 13 )
то на это же значение d-f будет отличаться от f np20 и частота вынужден
ных колебаний UФ2 на выходе узкополосноrо фильтра УФ2. Процесс
преобразования в УФ2 импульсных сиrналов в непрерывный протекает
аналоrично преобразованию импульсов в фильтрах УФ 1 и УФЗ дально
MepHoro канала, проиллюстрированноrо рис. 10.4. Полоса ПРОПУСI(ания
d 1 узкополосноrо q)ильтра УФ2, составляющая обычно сотни rерц
единицы I(илоrерц, определяет разрешающую способность БРЛС по
скорости 8V==Adf n /2, зависящую и от длины волны А. РассоrлаСО!Jание
df (10.13) реrистрируется частотным детектором (ЧД) (рис. 10.5), Bыpa
батывающим напряжение ll,щ(п)==Кчдdf, rде K,IД козффициент усиления
ЧД, определяемый крутизной дискриминационной характеРИСТИI(И дe
тектора. Для Toro, чтобы исключить влияние на 1l,IД амплитуды входноrо
сиrнала llФ2, последний перед подачей на ЧД оrраничивается в оrрани
чителе (Orp) (рис. 10.5). В дальнейшем напряжение ll"n накапливается в
интеrраторе И2 со сбросом, после чеrо поступает в АЦП. Накопленное
188
напряжение сбрасывается тактовыми импульсами U T с периодом повто
рения Тт, который представляет временной интервал обращения к
БЦВМ. АЦП преобразует накопленное напряжение в цифровой код
UF{ п)== Кчш,df{ п),
rде К чна обобщенный коэфq)ициент передачи ЧД, накопителя и АЦП, n
номер такта обращения к БЦВМ, а dfопределяется (10.13). Коды uF{n)
подаются в БЦВМ, которая решает следующие задачи:
преобразует код uF(n) с весом КВ в код рассоrласования по частоте
dF{n)==Knur(n);
(10.14)
" .
формирует оценки доплеровской частоты F ц и ее производной F Lt ;
" "
. . .
формирует оценки Д и Д скорости и ускорения сближения с целью;
обеспечивает функционирование канала сопровождения по CKOpO
сти В режиме памяти при кратковременных пропаданиях сиrналов при
емника.
" .
Оценки F д и F д q)ормируются по алrоритму а, q)ильтрации в
соответствии с уравнениями:
"
Fд(п)==Fдэ(п)+аFL\F(п) ,
" " А
. . ....
Fiп}=Fд(п l)+тF L\F(n),
т
Fд(О)==F до ;
(10.15)
Fд(О)==F до ;
(10.16)
" .
Fдэ(п)==Fд(п l)+Т тFд(П).
( 1 0.17)
Здесь: Fд-э(П) экстраполированный для следующеrо такта код допле
ровской частоты; (lF, F коэффициенты усиления невязки измерения
dF (10.14). Начальные условия F до и F Jto для (10.15) и (10.16) определя
ются в режиме захвата. Физический смысл алrоритма (10.15) (10.17)
идентичен смыслу алrоритма (10.5) (10.7), который использовался в
дальномерном канале.
Экстраполированный код F д-э(п) (10.17) обеспечивает режим сле
жения по частоте и доплеровскую селекцию сиrналов (см. рис. 10.5). В
ЦАП он преобразуется в сиrнал управления, определяющий такое зна
чение частоты f yr управляемоrо rетеродина, при котором промежуточ
ная частота f np2 (10.2) будет весьма незначительно отличаться от часто
ты f пр2О настройки узкополосноrо фильтра УФ2.
189
Оценки скорости и ускорения формируются по алrоритму:
,.
,.
Д(п)==..О,5л. Fд(П)К ск ;
(10.18)
,.
. . .
Д(п)== ,5л. FJl(n)Kyc .
(10.19)
Знак минус в (10.18) и (10.19) учитывает то обстоятельство, что
"
" .
при сближении истребителя с целью, коrда F Jt >0, Р д O, дальность до
. ..
нее уменьшается, т.е. Д <О, Д o. с помощью размерных ко::)(l)q)ициен
.... .
то в К СК И Кус безразмерные коды F д (п) и F Jt (п) пересчитываются в раз
мерные значения скорости и ускорения.
Необходимо отметить, что в алrоритм а, f3 фильтрации (10.15
(10.17) заложен режим памяти по F д при кратковременных пропаданиях
входных сиrналов \.1 прм (см. рис. 10.5). В такой ситуации LlF(n) в (10.15) и
,..
(10.16) приравнивается нулю и код F д (п) изменяется с постоянной CKO
ростью F Jt (п), имевшей место на момент пропадания сиrнала приемни
ка. В соответствии с ИЗ1vlенением F д будет продолжаться изменение
частоты f yr управляемоrо rетеродина. В результате при появлении сиr
нала и прм процесс автосопровождения будет продолжен без перехода в
режим захвата.
При сиrналах с СЧП может иметь место неоднозначность отсчета
скорости, которая отсутствует при сиrналах с ВЧП. Во избе)кание этоrо
в режиме СЧП необходимо применять специальные меры по YCTpaHe
нию отмеченной неоднозначности [22].
10.5. ИЗМЕРИТЕЛЬ СКОРОСТИ И УСКОРЕНИЯ prc
ПРИ НЕПРЕРЫВНОМ сиrНАЛЕ ПОДСВЕТА ЦЕЛИ
Непрерывный СПЦ используется для наведения ракет «B B» с
полуактивными prc. Взаимное расположение истребителя И, цели, Ц и
ракеты Р в процессе полуактивноrо наведения показаны на рис. 10.6.
ИЗЛlерuпlе.'IU СКОРОС171и 1I УСКОJJеНlIЯ, 1IазываеJ1tblе в lпаких РТС aвl110ce
леКlпораJ1tu скорости, преднаЗllачены для авmОЛ.lатuческоu селеКЦllLl
СU2налов цели по доплеровскоЙ часmоп1е и (POPAlllpOHa1ll/Jl оценок CKOpO
....
сmи u ускоренuя сБЛU:J/сеIlUЯ. Оценка V сб скорости сближения исполь
зуется в алrоритмах пропорциональноrо самонаведения (7.32) и (7.48).
190
.... ..
1-1'"",\ Р I
ц
Рис. 10.6
Информация об ускорении jсб используется в алrоритмах защиты
prc от различноrо рода помех. В частности, по оценке этоrо ускорения
можно констатировать факт применения уводящих по скорости помех
[23] и экстраполировать оценки скорости сближения в режиме памяти.
Непрерывный СПЦ и специфика полуактивноrо наведения и из
мерения скорости полета. ракеты «B B» предопределяют ряд особенно
стей следящеrо измерителя. К ним относятся: существенно больший,
чем в БР лс, диапазон измеряемых ускорений; необходимость компен
сации доплеровской частоты, обусловленной отлетом ракеты от самоле
та носителя.
Структурная схема измерителя скорости и ускорения полуактив
ной prc с непреРЫВНЫf\1 СПЦ, построенноrо с учетом отмеченных oco
бенностей, показана на рис. 1 0.7.
НА r (10МЕР
л
ПРМСС
Ar
Ах
чаv
Рис. 10.7
Принятый rоловной антенной Ar сиrнал цели усиливается в при
ем нике отраженноrо сиrнала ПРМОС и преобразуется на промежуточ
ную частоту
fllpl==fl1plO + F дицр .
(10.20)
в это же время прямой СПЦ принимается хвостовой антенной Ах.
ракеты, усиливается в приемнике сиrнала синхронизации ПРМСС и
преобразуется в напряжение Не С промежуточной частотой
191
fпрс==fпрсо+Fдир.
(10.21)
в (10.20) и (10.21): lplO и .peO частоты, на которые настроены
каналы промежуточной частоты ПРМОС и ПРМСС;
V 1Щ +У ц l ) (Уи +У ц)+(У ц +V 1 )
F
дицр Л А
(10.22)
и
V llp VII У р
F
дир Л. л.
(10.23)
доплеровские приращения частот сиrналов цели и синхронизации.
Здесь: л длина волны; У. щ , у цр И YII(l скорости сбли)кения истребите
ля с целью, цели с ракетой и истребителя с ракетой; Y II , V Ц И У р про
екции скоростей истребителя, цели и ракеты на соответствующие линии
визирования. Смысл всех составляющих скоростей сближения ясен из
рис. 10.6.
Необходимо отметить, что во всех разновидностях МПН (7.32) и
(7.48) используется скорость сближения ракеты с целью VСб==УЦ(l' в то
время как доплеровское приращение частоты (10.22) отраженноrо сиr
нала содержит и составляющую, обусловленную скоростью сближения
У. щ истребителя с целью. Эта составляющая компенсируется в процессе
BToporo преобразования частоты в ПРМОС, при котором в качестве
сиrнала rетеродина используется напряжение Не С выхода ПРМСС с
частотой (10.21). В результате этоrо преобразования на выходе ПРМОС
формируется сиrнал и пр 2 С частотой fnp2==fnp2U+ F дцр' rде на основании
(1 0.20) ( 1 0.23) fnp20==fnpIO fnpco, рдцр==р днцр F Дllр=::2(У р +У ц)/л==2У рц /Л. В
свою очередь, сиrнал tl 11p 2 в смесителе СМ3 преобразуется в напряжение
UпрЗ, частота KOToporo
fпрз==fУI. fпр2==fуr fпр20 F дцр (10.24)
остается практически постоянной, поскольку в результате <l)ункциони
рования следящей системы частота VI' управляемоrо rетеродина изменя
ется на то же значение, что и F дцр. Селекция сиrнала по частоте осуще
ствляется в узкополосном усилителе оrpаничителе промежуто:ной
частоты УУПЧ настроенном на частоту f np30 . Чувствительным элемен
том, реаrирующим на ИЗlVlенение Рдцр, является частотный детектор чд.
При изменении F дцр на такое )ке значение вначале изменится .p3 (10.24),
и на входе интеrратора И 1 появится напряжение и'lд, пропорциональное
приращению F дцр . Это напряжение последовательно преобразуется в
сиrнал Uj, пропорциональный приращению ускорения на выходе И 1, и
затем на выходе интеrратора И2 в сиrнал и у , пропорциональный прира
192
щению скорости V цр' Под действием и у частота fyr управляемоrо reтepo
дина yr изменяется так, чтобы и,IД O. Использование в следящей сис
теме двух интеrраторов обеспечивает память по ускорению. Наличие
такой памяти позволяет при кратковременных пропаданиях входных
сиrналов с частотой lp2 сохранить (запомнить) на входе И2 сиrнал Uj.
Под действием ::>Toro запомненноrо сиrнала напряжение и у на выходе
И2 будет изменяться со скоростью, пропорциональной приращению
ускорения, имевшему место на момент пропадания полезноrо сиrнала.
В итоrе после появления и пр 2 процесс слежения будет продолжен.
Включение между интеrpаторами корректирующеrо звена (КЗ) оБУСJIО
влено необходимостью обеспечения устойчивости следящей систе IЫ.
В следящей системе с двумя интеrраторами имеет место ошибка
сопровождения, пропорциональная второй производной отслеживаемой
координаты, в данном случае производной ускорения. Поэтому при
энерrичных маневрах цели или ракеты, в частности, за счет увеличения
ее скорости после старта, MorYT появиться ошибки слежения по частоте,
превышающие половину ширины дискриминационной характеристики
чд. В такой ситуации происходит срыв сопровождения. Во избежание
этоrо в следящую систему вводится отмасштабированный в вычислите
ле корректирующих сиrналов корректирующий сиrнал Ujxp собственноrо
ускорения ракеты. В качестве датчиков корректирующих сиrналов ис
пользуются акселерометры, располо)кенные обычно на rироплатформе
вместе с антенной. Начальные условия и уцу дЛЯ И2, опрenеляющие пер
воначальную частоту f yr , поступают из БРЛС в ракету, пока она еще
находится на подвеске.
Скорость сближения ракеты с целью оценивается путем форми
рования в смесителе СМ4 сиrнала UfД с частотой Fдцр==fуr f np20 f np30 .
Выделяемая в СМ4 частота F дцр с помощью частотноrо детектора чдv
преобразуется в напряжение, пропорциональное скорости сближения.
'"
Это напряжение в качестве сиrнала V сб и используется в алrоритмах
TpaeKTopHoro управления (7.32) и (7.48).
10.6. мноrоконтУРный ИЗМЕРИТЕЛЬ ДАЛЬНОСТИ
И ЕЕ ПРОИЗВОДНЫХ СНЕЗАВИСИМЫМ ОЦЕНИВАНИЕМ
СКОРОСТИ СБЛИЖЕНИЯ
Недостатки рассмотренных измерителей дальности и ее произ
водных обусловлены одноконтурным принципом построения их следя
щих систем. В одноконтурных системах (см. рис. 10.1) чувствительный
элемент (собственно измеритель), устройство формирования оценок
(управитель) и исполнительный opraH (reHepaTop следящих стробов и
7 3806
193
управляемый rетеродин) включены последовательно. При TaI(OM их
взаимодействии условия достижения высокой точности противоречат
условиям хорошей устойчивости. При этом дальность и скорость oцe
нивается на основе достаточно rрубых моделей, в основу которых по
ложены rипотезы движения с постоянной скоростью либо с постоянным
ускорением. Кроме Toro, достаточно часто оцениваемые значения даль
ности и скорости снимаются с исполнительных устройств (см. рис.
10.7). Такой способ неизбе)l(НО приводит к увеличению динамических
ошибок и затяrиванию переходных процессов, предопределяя время
отработки ошибок захвата интервалом 1,5...3 с.
В то же время появление на вооружении ряда стран CBepXMaHeB
ренных истребителей [9, 30] (см. п. ] .1.3) предъявляет существенно
более )I(есткие требования к точности, быстродействию и устойчивости
систем автосопровождения. Следует отметить, что одноконтурные сле
дящие измерители не удовлетворяют совокупности JТИХ требований. В
частности, использование таких маневров, как «кобра Пуrачева» и «KO
локол», приводит к появлению в отслеживаемой дальности производ
ных, порядок которых превышает порядок астатизма существующих
следящих систем, и, следовательно, приводит I( срыву СОПРОВО)l(дения
(см. п. 5.2.1).
Рассмотрим принцип построения MHOrOI(OHTypHbJX следящих изме
рителей дальности и ее производных снезависимой оцеНI(ОЙ скорости
сбли)кения, основанный на алrоритмах СТОУ (**2.1,3.3). Получение неза
висимых оценок скорости базируется на их формировании в различных
каналах: в одном на основе обработки результатов измерения времени за
паздывания, а в друrом на основе измерения доплеровской частоты. Ha
личие двух независимых оценок скорости сближения позволяет существен
но улучшить помехозащищенность измерителя, особенно при защите от
уводящих по дальности и скорости помех [23]. Далее будут не только pac
смотрены особенности построения и работы MHoroKoHтypHbIX квазиопти
мальных следящих систем, но и обращено внимание на основные этапы
синтеза алrоритмов их q>ункционирования.
сLlllп1езu/JуеА1ыL далыlАlерp nредllаЗllачеll для 1I11фОрАtаЦLlО/lllО20
обеспечения СУlцеСlпвУ'Оlцих и перспеl<mивllЬ1Х Аtепlодов Ilаведеuuя CaAtO
ле1710в и раке/n с I<ОАI611I1uроваIlIlЫЛIU СlIсmеА1а.лIU уnрав.'lеllUЯ (СА 1. 11. 7.5.2)
на llllп1el/CиCiUo .Jt-lаllеflрUjJу,оU/l1е цели. Он должен с ВbIСОКИМ быстродей
ствием устойчиво формировать высокоточные оценки дальности, CKO
рости сближения, УСI(орения и ero производной, а Tal()I(e составляющие
скорости цели во всем возможном диапазоне скоростей и ускорений при
сопровождении сверхманевренных объектов. Оценки дальности и CKO
рости сближения используются в алrоритмах наведения (7.22), (7.48) и
194
(7.67). Оценки проекции скорости цели на ЛВ необходимы для экстра
поляции ее пространственноrо поло)кения. Оценки ускорения и ero
производной применяются в алrоритмах определения маневров цели и
помехозащитыI для констатации (ракта применения уводящих помех.
Следящую систему измерителя дальности и ее производных бу
дем синтезировать при следующих допущениях:
для подсвета цели используется квазинепрерывный сиrнал, KOTO
рый накапливается в процессе первичной обработки;
частота повторения импульсов, обеспечивающая попадание OT
раженных сиrналов в зону прозрачности (см. рис. 10.3,а,б), выбирается
алrоритмическим способом и непосредственно не влияет на работу
следящей системы;
точная оценка У С проекции собственной скорости ЛА на ЛВ
с(рормирована в СВС на основе измерений датчика воздушной скорости
(ДВС) и бортовых пеленrов цели, оцененных уrломером;
первичным датчиком информации является оптимальный ДBYXMep
ный дискриминатор дальности и скорости, формирующий измерения:
Z д ==К д(Дот"ДУ)+ ДИ ;
zv==Kv(V OT " Vу)+ vи .
(10.25)
(10.26)
Здесь: Zд и Zv напряжения на выходе BpeMeHHoro и частотноrо разли
чителей; К д и Ку коэффициенты передачи различителей, определяе
мые крутизной их дискриминационных характеристик и зависящие от
параметров СПЦ и соотношения энерrии сиrналов к спектральной
плотности шумов; Дот и V от отслеживаемые дальность и скорость; Ду и
V y отслеженные (управляемые) дальность и скорость; ДII И УII цeH
трированные белые шумы измерений с известными односторонними
спектральными плотностями G ди и а ун .
В общем случае алrоритмы СТОУ дают возможность получить
мноrомерный дискриминатор в рамках синтеза следящеrо измерителя
[48]. Однако такой подход, позволяя повысить точность оценивания на
единицы процентов, приводит к настолько существенному усложнению
алrоритмов ФУНI(ционирования, что становится весьма проблематичным
вопрос их практической реализации. Усложнение обусловлено тем, что
в таком случае приходится использовать алrоритмы нелинейной опти
мальной фильтрации. Эти алrоритмы требуют вычисления коэфq)ициен
тов усиления невязок на каждом цикле, так как зти коэф(рициенты зави
сят от текущих оценок. В то же время раздельно синтезируя дискрими
натор и цепи вторичной обработки, l\10)KHO практически без потери точ
ности использовать существенно более простые алrоритмы линейной
195
q)ильтрации, которые более предпочтительны и с точки зрения обеспе
чения сходимости процесса оценивания (см. *4.2).
Для синтеза оптимальноrо измерителя на основе алrоритмов
СТОУ [48] необходимо иметь модели отслеживаемоrо и управляемоrо
процессов, модель наблюдений (измерений) и выбрать функционал
качества. В дальнейшем будем полаrать, что измеритель оптимизирует
ся на основе локальных q)ункционалов качества (1.5). Синтез будет
выполняться в два этапа. На первом будут получены алrоритмы функ
ционирования измерителя дальности и ее производных, базирующиеся
на наблюдении времени запаздывания отраженных сиrналов. На втором
алrоритмы работы измерителей скорости и ее производных, OCHOBaH
ные на наблюдении доплеровской частоты.
10.6.1. МноrоконтУРный ИЗМЕРИТЕЛЬ ДАЛЬНОСТИ
И ЕЕ ПРОИЗВОДНЫХ С ИЗМЕРЕНИЕМ ВРЕМЕНИ ЗАПАЗДЫВАНИЯ
ОТРАЖЕННЫХ сиrНАЛОВ
Выбор и обоснованис исходных м ОДСJIСЙ. Для перехвата CBepx
маневренных целей с использованием современных и перспективных Meтo
'"
дов наведения необходимо иметь оценки отслеживаемой дальности Дот'
скорости У от И ускорения jOT сближения, а TaIoKe оценку V ц проекции
скорости цели на линию визирования. Тоrда модель отслеживаемоrо про
цесса можно представить в виде системы дифq)еренциальных уравнений:
Д >т==YOT' ДОТ(О)==ДОТО; (10.27)
У от j от==а ц +а с , V п(О)==Vото ; (10.28)
ас == ac' ас(О)==а со ; (10.29)
з. ц == aaц+ aц , ац(О)==а цо . (10.30)
Модель заданной части (управителя) дальномера должна учиты
вать возможность устойчивоrо управления исполнительными устройст
вами, определяемую условием управляемости (2.27), и обеспечения
режима памяти при кратковременных пропаданиях радиосиrналов. Для
дальномера исполнительными устройствами являются reHepaTop сле
дящих стробов, входящий В состав УРС (см. рис. 10.2), и опорный reHe
ратор, формирующий сиrнал опорной частоты для оптимальноrо Bpe
MeHHoro различителя. С учетом JТИХ замечаний
Ду = У у ,
У у = bvu v + yv '
Ду(О) = Дуо;
v y(O)==V уО.
(10.31)
( 10.32)
196
в (10.27) (10.32) ас и а ц собственное ускорение и ускорение цели по
линии визирования; а коэффициент, характеризующий маневренные
свойства цели; .Ь у коэффициент эффективности сиrнала управления и у ;
ae' aц И yy центрированные rауссовские шумы с известными OДHO
сторонними спектральными плотностями а"е, а ац и а уу .
Использование более простой модели (10.29) для собственноrо
ускорения ас, по сравнению с моделью (10.30) для ускорения цели, оп
равдано тем, что процесс (10.29) может измеряться акселерометром.
Поэтому неточности проrноза процесса (10.29) можно компенсировать
результатами ero наблюдения. Отсутствие в модели фазовой координа
ты для скорости цели определяется тем, что в еве имеется оценка соб
"
ственной скорости У С ЛА. В результате проекцию скорости цели на
линию визирования можно оценить алrебраическим сложением оценок
" "
проекций V o ,. и У С . При выбранной модели состояния (10.27) (10.32)
измерения должны обеспечивать выполнение условия наблюдаемости
(2.25). Из этоrо условия следует, что для оценивания всех компонент
вектора состояния необходимо в каждой rруппе функционально связан
ных координат наблюдать хотя бы наименьшие производные. еледова
тельно, для оценивания (10.27) (10.32) как минимум нужно наблюдать
ДОТ и Ду. Кроме Toro, для возможности раздельной оценки а ц и ас необ
ходимо наблюдать ас. Информацию о ДОТ и Ду можно получить от дис
криминатора (10.25) и от датчика управляемой дальности, а информа
цию об ас от акселерометра. е учетом этих замечаний модель наблю
даемоrо процесса представим в виде алrебраических уравнений:
Zд==Кд(Дот"Ду)+ ди ;
(10.33)
Zду==КдуДу + дуи;
(10.34)
Zac ==каса с + аси .
(10.35)
Здесь Zду и Zac напряжения на выходе датчика сиrнала заданной части
и акселерометра; К ду и Кас коэффициенты передачи измерителей; дy",
аеll центрированные rауссовские шумы измерений с односторонними
спектральными плотностями а ДУII и G acll . В общем случае в состав опти
мальной Рэеен, синтезированной на основе алrоритмов етоУ, входят
оптимальные фильтр и реrулятор [48]. Поскольку исходные модели
(10.27) (10.35) линейные, а шумы rауссовские, то при квадратичных
функционалах качества задачи синтеза оптимальных фильтра и реrуля
тора MorYT решаться независимо.
197
Синтез оптимальноrо реryлитора . В составе измерителя даль
ности и ее производных реryлятор должен решать две задачи: выраба
тывать сиrнал управления, обеспечивающий бессрывное сопровожде
ние сиrнала цели следящими полустробами (см. рис. 10.3б,r); формиро
вать сиrнал комбинированной обратной связи в оптимальный фильтр
(см. рис. 3.6). Для решения этих задач необходимо для заданной части
(10.31), (10.32), предназначенной для отслеживания процесса (10.27),
(10.28), при наличии наблюдений (10.33) (10.35), сформировать сиrнал
управления u v , оптимальный по минимуму Функционала (1.5):
1 М у {[ Дот = Ду ] Т [ qll
У ОТ У у q21
ql2 ][ Дот = Ду ] + f U kudt } ,
q22 У ОТ У у о
(10.36)
в котором qll, q12 q21 И q22 коэффициенты штрафов за точность сле
жения по дальности и скорости, а ku коэффициент штрафа за сиrнал
управления.
Сопоставляя (10.27), (10.28) и (10.31), (10.32) с (2.8) и (2.7), а
(10.36) с (1.5), будем иметь:
Хт=[дот уот]т, Ху=[ду уу]т, u==u v ' K==k u '
By [ ].
Q== [ qll QI2 ] , FT [ O O 0 1 ] ,
Q21 Q22
F == [ 0 1 ] .
у о о
(10.37)
Используя (10.37) в (3.35), получаем алrоритм функционирова
ния оптимальноrо реrулятора:
Ь Q21 " " Ь (1.... 2 " "
и у у Щт Ду) I y '"'1L (YOT Yy)==KДД[(+KY ду,
k t1 ku
(10.38)
rде
А А
L\Д Д OT ДY'
" А
Y==YOT У у
(10.39)
ошибки слежения по дальности и скорости, а
К Д = b y Q 21 /k u ,
к y==byQ22/ku
(10.40)
коэффициенты усиления ошибок слежения.
Анализ (10.38}--{10.40) позволяет сделать следующие заключения:
реryлятор представляет собой систему с ООС по всем управляе
мым координатам Ду и V у;
198
для функционирования реrулятора необходимы оптимальные
" '" " "
оценки Дот, y и V oT , V y ;
сиrнал управлеиия зависит как от ошибок сопровождения по
А А " А
дальности ДОТ Ду' так и ошибок по скорости У от У у ;
вес ошибок в сиrнале управления определяется соотношением
штрафов за точность слежения и экономичность q21/ku и Q22/ku.
Следует отметить, что ,учет в (10.38) ошибок сопровождения по
скорости позволит сделать более устойчивым процесс сопровождения
маневрирующих целей.
Выбор коэ4!.Фициентов штраф ов ФVНКЦИОllала качества . Из
(10.38) (10.40) следует, что сиrнал управления, а соответственно точ
ность и экономичность реryлятора зависят от соотношения штрафов
Q21/ku и Q22/ku за точность слежения и управляющие сиrналы. KOHKpeT
ные значения этих штрафов будем искать по методике, изложенной в п.
3.5.1. Эта методика позволяет найти значения штрафов, обеспечиваю
щих максимально высокую точность реryлятора в установившемся pe
жиме при заданных оrраничениях сиrналов управления Uv < U доп и пос
тоянной времени Тд < Т доп отработки ошибок захвата
"
ДO==ДOTO Дyo '
O==VOTO Vyo .
(10.41)
в процессе реализации этой методики будем полаrать, что BЫ
полняются следующие условия:
в момент захвата имеют место максимально возможные ошибки
МО== ДП1ах, V o== V. ш1х одноrо знака;
известны значения допустимоrо сиrнала управления U доп И пре
дельно допустимой постоянной времени реrулятора Т доп;
все виды возмущений в моделях (10.27) (10.35) отсутствуют, в
А " А А
результате чеrо Дот==Дот, Ду==Ду, а Vот==V оп Vy==V y ;
закон изменения Дот определен rипотезой движения с постоянной
скоростью, при которой
. .
Дот == У ОТ == О .
(10.42)
Смысл и правомочность первых трех допущений разъяснены в п.
3.5.1. Последнее допущение обусловлено необходимостью уравнивания
размерностей векторов Х Т и ХУ. Поскольку сиrнал управления (10.38)
(10.40) зависит не от конкретных значений коэффициентов штрафов, а
от их соотношений, то в дальнейшем будут выбираться не сами коэф
199
фициенты штрафов, а непосредственно коэффициенты К Д и К У передачи
ошибок слежения.
Используя (10.27), (10.42) и (10.31), (10.32) в (3.48), составим
уравнение для ошибок слежения:
[ ] = {[
1 ] [ О ] 1
О Ь у ku О
b v ] [ ql1
q21
q12 ]}[ ДД ] ;
q22 ДУ
ДД==ДУ;
(10.43)
дY== b KДД Д b КУДУ
v v ,
( 1 0.44 )
rде были учтены соотношения (10.37). Продифференцировав (10.43) по
времени с учетом (10.44), получим
.. "
дц+ьук у ДД+Ь у К ДДД== о.
(10.45)
Из этоrо уравнения следует, что текущие ошибки по дальности
дд и скорости L\ V == ДД , а также устойчивость реrулятора зависят толь
ко от параметров caMoro дальномера (Ь у , К Д и К").
Переходные процессы в реryляторе, определяемые параметрами
дальномера, можно исследовать, проанализировав решение OДHOpOДHO
ro уравнения (10.45):
М== СlеЛlt+С2еА.2t , (10.46)
rде С 1 и С 2 определяются начальными ошибками L\До и L\V o , а л'1 и л'2
вычисляются по формуле (3.49):
л.1== О,5ЬуК у +o,5 (ЬуК У)2 4byK Д;
(10.47)
л.2== О,5ЬуКУ o,5 (byKY)2 4byKД .
(10.48)
Анализируя (10.46}---(10.48), можно прийти к следующим заклю
чениям. Общее решение (10.46) однородноrо уравнения (10.45) СJ}иде
тельствует о том, что для обеспечения максимально высокой точности
(нулевых ошибок) в установившемся режиме достаточно выполнить
условия л'1<0 И л'2<0.
Во избежание перереrулирования необходимо, чтобы л'1 и л'2 бы
ли вещественными, т.е. чтобы
Ьу(К У)2>4К.ц .
(10.49)
200
Поскольку Ьу>О, кд>о и КУ>О, то выполнение условия (10.49) при
водит к неравенству л't < л'2. В такой ситуации постоянная времени Т д
дальномера с достаточной для практики точностью определяется наи
меньшим по модулю корнем
A.==l/T д ,
(10.50)
значение KOToporo зависит от параметров Ь у , К Д и К У реrулятора. Кроме
TOro, 'значения к д и К У должны быть такими, чтобы (10.38) удовлетворя
по условию (3.50). Используя наихудший случай: Uу==U доп , L\До==L\ДП13Х,
L\ V о L\ V anax и Т д==Т доп, на основании (10.38) получаем
кv= Uдоп КДL\До .
tJ.V o
Подставив (10.50) и (10.51) в (10.47), находим
(10.51)
д Ь у Т доп U доп У О
К =
Ь у Тдоп(Мо+ Vо Т доп )
(10.52)
.,
к у = Ь у Т;оп U доп +дцо
Ь у Тдоп(ДЦо+!!. У О Т доп )
Анализ (10.52) и (10.53) позволяет сделать следующие выводы.
Выбранные значения к д и К У реализуют максимальную точность
в установившемся режиме (L\Д==О, L\ V==O) слежения при заданных orpa
ничениях сиrнала управления и постоянной времени дальномера. При
этом К Д и К У зависят не только от параметров Ь у следящей системы и
накладываемых на нее оrраничений U доп , Т доп , но и от точности устрой
ства поиска и обнаружения радиосиrналов, которое обусловливает пер
воначальные ошибки Мо и L\ V о.
В рассматриваемом дальномере можно реализовать лишь посто
янные времени Тдо VoI(ЬуUдоп). Это свидетельствует о том, что при про
чих равных условиях для повышения быстродействия дальномера необхо
димо увеличивать коэффициент Ь у усиления управляющеro сиrнала и ero
допустимое значение U доп . Кроме Toro, необходимо повышать точность
захвата сиrнала цели по скорости, уменьшая тем самым L\V o .
(10.53)
Синтез квазиоптимальноrо фильтра. Синтез фильтра дально
мера будет осуществляться на основе моделей (10.27) (10.35), опреде
ляющих обобщенный вектор состояния
Х==[до'l" у о ... ас а ц Ду V у]Т (10.54)
201
и вектор измерений
z== д Z ду Zae ]",. .
Поскольку модели линейные, шумы белые, то для синтеза фильт
ра можно использовать алrоритм оптимальной линейной фильтрации
(3.61 (3.63), для реализации KOToporo необходимо решать систему
уравнений размерностью (3.65)
N )==N+O,5N(N+l)==6+0,5. 6.7==27 , (10.55)
rде N==6 размерность обобщенноrо вектора состояния (10.54).
Обратим внимание на то, что в составе обобщенноrо вектора co
стояния (10.54) можно выделить компонент собственноrо ускорения
(10.29), которое измеряется акселерометром (10.35). Это позволяет
сформировать оценку ас по модели (10.29) на основе измерений (10.35)
независимо от друrих фазовых координат. Точно так же в составе
(10.54) можно выделить rруппу управляемых координат Ду и V у (10.31),
"
(10.32), для которых можно с(рормировать независимые оценки Ду и
,.
У у на основе измерения (10.34).
С учетом отмеченных особенностей исходный вектор состояния
(10.54) можно разбить на три подвектора: ХОТ==[дОТ У от аот]Т,
Ху ==[цу У у JT, х,,==а е , для каждоro из которых может быть синтезирован
свой отдельный фильтр. Такой прием, называемый декомпозицией
(расщеплением) фильтра, дает возможность практически без потери
точности определить все требуемые оценки при существенно меньшем,
по сравнению с (10.55), количестве решаемых уравнений
N фl ==3+(3.4)/2+2+(2 0 3)/2+1+(1.2)/2:;16, что существенно упрощает про
цедуру вычисления оценок и структуру фильтра. В связи с этим ниже
раздельно синтезируем три фильтра:
ускорения на основе уравнений
ас == ac' ас(О)==асо;
Zac ==каса с + аси ;
(10.56)
(10.57)
фильтра управителя по моделям
Ду==У у , Ду(О) Д уО'
Уу==Ьуи у + y, Уу(О)==У уО '
Zду==КдуДу + дуи
(10.58)
(10.59)
202
и фильтра отслеживаемых координат, 6азирующеrося на моделях
.
Дот==У от ,
Дот(О)== ДОтО,
· А
Уот==а ц +а с ,
Yoт(O) Y OтO'
. (10.60)
а ц == сх а ц + aц , ац(О)==ацо,
А
Zот==Zд +кдДу==КдДот + диl ·
(10.61)
Здесь (10.60) и (10.61) получены из (10.27) (10.30) и (10.33) с учетом
А
А
сформированных в друrих фильтрах оценок ас и Ду; диl центриро
ванный raуссовский шум с односторонней спектральной плотностью
Gдиl==Gди+ G ду' rде G ду спектральная плотность ошибки оценивания
процесса Ду.
Поставив в соответствие (10.60) с (2.13) и (10.61) с (2.16), получим
Хот==[дот У от ац]Т, А
u ==а с , Z==ZOT '
О 1 О О
F OT = О О 1 В = 1 , н==lк д О О J.
у
О О a О
(10.62)
Подставив (10.62) в (3.61) (3.63), можно определить:
А
. А
Дот = У от + KOTI ZOT'
А
Дот(О) Д отО;
А
. А А
У от З ц +а с +К от2 dz OT ,
А
Уот(О)==У отО ;
ац(О)==О,
(10.63)
А
. А
aц== aaц +KOT3 ZOТ'
rДе
" А"
ZOT = ZOT КдДот = Zд К д (Дот Ду) , (10.64)
а KoTi (i==I,3) переменные коэффициенты усиления невязки (10.64),
вычисляемые по формулам (3.62) и (3.63).
Для (10.58) и (10.59) Ху ==[цу У у ]r, u ==u v ' Ву = [о bJ ,
Fy=[ ], z=Zдy ,Н=[Кдуо]. Тоrда
203
Ду = У у + Kyl ДZду'
,..
Ду(О) = Zду(О)/К ду ;
(10.65)
У у = Ьуи у + К у2 ДZду'
"
V у(О)==У уО'
rде Куl И К у 2 коэффициенты усиления невязки
,..
ДZду = Zду КдуДу'
(10.66)
вычисляемые по формулам (3.62) и (3.63).
Аналоrично на основе (10.56) и (10.57) можно получить алrоритм
функционирования фильтра ускорения:
ас ==KaLlZa' ac(O)==Zac(O)/K ac ;
(10.67)
LlZa ==zac"Kacac .
(10.68)
Соотношения (10.31), (10.32), (10.38), (10.33 (10.35) и (10.63
(10.68) и определяют алrоритм функционирования квазиоптимальноrо
измерителя дальности и ее производных. Квазиоптимальность алrорит
ма вызвана следующими причинами. В результате декомпозиции ис
ходноrо вектора состояния (10.54) в полученных фильтрах были YTpa
чены взаимные связи и корректирующие поправки, обусловленные
невязками (10.64), (10.66) и (10.68), вычисленными в друrих фильтрах.
Кроме Toro, в измерителе (10.33) полаrалось кд==сопst, В то время
как крутизна BpeMeHHoro дискриминатора является функцией дально
сти. Следует отметить, что полученный алrоритм фильтрации основан
на использовании коэффициентов усиления невязок, вычисленных для
вполне определенной (усредненной) статистики возмущений. При из
менении условий функционирования, связанных с типом сопровождае
мой цели, дальностями до нее и видами ее маневров, принятая стати
стика не будет соответствовать той, которая была заложена при синтезе
фильтра. В результате реальная точность оценивания ухудшается по
сравнению с теоретической, рассчитанной по формуле (3.63) дЛЯ BЫ
бранной статистики.
Для всех алrоритмов фильтрации начальные условия выбираются
по правилам, изложенным в п. 3.6.1. В заключение отметим, что в pac
сматриваемом алrоритме только в первичных датчиках (10.33 (10.35)
используются аппаратурные средства, а все остальные операции MorYT
выполняться алrоритмически в БЦВМ. Рассмотренные алrоритмы мож
но рекомендовать для применения как в БРЛС, так и APrC для сопро
вождения интенсивно маневрирующих целей.
204
СТРУКТУРllая CXel\la даJlыIмера.. Структурная схема измерителя
дальности и ее производных, приведенная на рис. 10.8, получена на oc
новании уравнений первичных измерителей (10.33) (10.35), заданной
части (управителя) (10.31), (10.32), алrоритмов формирования сиrналов
управления (10.38) (10.40) и оптимальных оценок (10.63) (10.68). На
этой схеме: ПРМ радиолокационный приемник отраженных импуль
сов; ЧД И ВР частотный детектор и временной различитель оптималь
Horo MHoroMepHoro дискриминатора, формирующеrо наблюдаемые сиr
налы (10.25) и (10.26); УРС устройство расстановки стробов, управ
ляемое сиrналом Ду с выхода управителя (10.31), (10.32) в виде двух
интеrраторов Иl и И2; or опорный reHepaTop, управляемый сиrналом
V y и используемый для подстройки частоты опорных стробов; Уноп и
УНУП соответственно усилители невязок отслеживаемоrо и управ
ляемоrо процессов, реализующие в (10.63) и (10.65) коэффициенты KOTI,
К от 2, к от з И Kyl, К у 2; эоп и ЭУП экстраполяторы отслеживаемоrо и
управляемоrо процессов, обеспечивающие в (10.63) и (10.65) проrноз
оцениваемых процессов в соответствии с выбранными моделями co
стояния (10.27) (10.32); ИОП, ИУП и ИУ интеrраторы, выполняющие
операции интеrрирования правых частей уравнений фильтрации (10.63),
"
(10.65) и (10.67); V c оценка проекций собственной скорости на ЛВ,
1 .
РЕПUlятор l
I
1
1
1
У С
У",
л I
1 ау 1
I(
1 I
I
л
ас
I
1
1
1
" 1
асо 1
I
1
I ДА :UН I
Z C
TU bTP СКОРЕНUЯ
Рис. 10.8
205
А
поступающая из свс; У ц оценка проекции скорости цели на линию
визирования, используемая для зкстраполяции пространственноrо по
ложен ия цели.
Рассматриваемый дальномер представляет собой мноrомерную,
нестационарную, мноrоконтурную систему. M1l0Z0Atep1l0Cmb обуслов
лена наличием нескольких входных (Zд, Zду, Zuc) и нескольких выходных
А ....
сиrналов. При этом часть выходных сиrналов в виде оценок Дот, V OT ,
А
З ц И У ц поступает к потребителям информации, а часть в виде сиrна
,.. "
лов ас, Ду, Ду, У у , V y используется для BHyтpeHHero потребления.
Несп1аЦUО1lар1l0спlЬ дальномера обусловлена наличием в фильтрах пе
ременных коэффициентов усиления невязок КОТ), I<oт2, кот], Kyl, К у 2 И Ku,
которые изменяются от своих наибольших значений в момент начала
работы до наименьших в установившемся режиме. Такое изменение
коэффициентов дает возможность быстро отработать начальные ошиб
ки захвата цели за счет широкой полосы пропускания q)ильтров. В то же
время существенно более узкая полоса в установившемся режиме по
зволяет обеспечить хорошее сrлаживание случайных возмущений.
В рассматриваемом дальномере можно выделить несколько ти
пов контуров. Три из них, типичные для фильтровых систем, образова
ны за счет оос по наблюдаемым фазовым координатам в процессе
формирования невязок L\ZoT (10.64), L\zду (10.66) и L\za (10.68). Четвертый
замыкается на ВР посредством оос через управитель, УРС и or. в нем
используется сформированный в реrуляторе сиrнал управления и у
(10.38), (10.39), реаrирующий на ошибки не только по дальности, но и
по скорости. Специфичен пятый контур, образованный цепями, по KO
торым В фильтр управителя вводится комбинированный управляющий
сиrнал Ьуи у , учитывающий эволюции наблюдаемых ДОТ и Ду и ненаблю
даемых У ОТ и У у координат.
Мноrоконтурный тип следящей системы позволяет разрешить
противоречия между требованиями одновременноrо обеспечения BЫCO
кой точности, быстродействия и устойчивости. Высокие точность и
быстродействие, обеспечиваемые фильтром отслеживаемоrо процесса,
обусловлены следующими особенностями дальномера. Во первых, к
А А
потребителям поступаlОТ непосредственно оценки ДОТ и v ОТ' а не их
запаздывающие аналоrи Ду и V у' как это имеет место в одноконтурных
" "
систе tах. BO BTOpЫX, оценки ДОТ и V OT формируются по более точным
моделям (10.27) (10.30), в которых учитываются маневры не только
caMoro ОУ (ас), но и цели (а ц ), что особенно важно при сопровождении
206
интенсивно маневрирующих целей. В третьих, оценки Дот, V(JI" И а ц
вычисляются по более совершенным алrоритмам калмановской фильт
рации, KOTopbIe отличаются от а, J3 алrоритмов переменными, адаптив
ными к априорной статистике коэФ(l>ициентами усиления невязок.
Высокое быстродействие предопределено исключением из цепей
'" "
формирования оценок Дот, VO'I И а ц наиболее инерционной части УРС
и or. Проведенные исследования показали, что постоянная времени
отработки начальных ошибок захвата в фильтре отслеживаемоrо про
цесса на один два порядка меньше, чем в одноконтурных следящих
дальномерах с двумя интеrраторами.
Высокая устойчивость сопровождения цели следящими стробами
обеспечивается контуром управителя за счет использования оптималь
Horo сиrнала управления (10.38) и (10.52), (10.53). Спецификой TaKoro
управления является то, что в нем наряду с ошибками по дальности
используется и корректирующая поправка, обусловленная ошибками по
скорости. Использование такой поправки адекватно снижению порядка
астатизма управителя, что собственно и является причиной повышения
запаса устойчивости. Кроме Toro, учет в сиrнале управления ошибок по
скорости предотвращает выход динамических ошибок L\Д за пределы
линейноrо участка дискриминационной характеристики ВР при MaHeB
рах цели и ОУ. Эта особенность, наряду с оптимизацией К Д и К У , обес
печивает бессрывное сопровождение сиrнала цели во всем реальном
диапазоне скоростей и ускорений сближения. Поскольку к потребителю
поступают оценки из фильтра отслеживаемых координат, а не из упра
вителя, то последнему не предъявляется высоких требований к точности
отслеживания следящими стробами сиrналов цели. Вполне достаточно,
чтобы ошибка Д не превышала половины ширины дискриминацион
ной характеристики ВР. В такой ситуации на вход формирователя oцe
" А
нок Дот, У от И ас по прежнему будут поступать результаты измерений
Zд, обеспечивая ero функционирование. В то же время в контуре упра
вителя мо)кет быть сделан основной упор на обеспечение устойчивости,
а не точности. Кроме Toro, выбирая коэффициенты к д и К У в (10.38) по
правилу (10.52), (10.53), учитывающему реальные оrpаничения, можно
избежать нелинейных режимов работы реrулятора, что также повышает
ero устойчивость. Устойчивость формирования оценок в фильтрах OT
слеживаемых координат в маневренном воздушном бою обеспечивается
не только устойчивой подачей сиrналов Zд, но и введением корректи
рующей поправки ас, учитывающей маневр. Это особенно важно для
измерителей, входящих в состав APrC ракет «B B», поскольку после их
207
пуска на :)тапе разrона возникают большие собственные ускорения ас.
Если не учитывать этоrо ускорения, то ошибка L\Д может выйти за пре
делы линейноrо участка дискриминационной характеристики, что при
водит к срыву сопровождения цели, а соответственно и срыву HaBeдe
ния. Учет c необходим и в дальномерах РЛС, установленных на ис
требителях со сверхманевренными свойствами.
Устойчивость фильтра управителя повышается за счет введения в
Hero комбинированноrо сиrнала коррекции bvu v . В рассмотренном дально
мере необходимо отметить очень высокую степень избыточности инфор
"
мации. Так, инq)ормация о дальности до цели содержится в оценках Дот,
А
Ду И В сиrналах Ду на выходе управителя. Инq)ормация о скорости сбли
А "
жения имеется в V OT ' V y И У У . Такая избыточность позволяет применять
высокоэq)фективные алroритмы защиты от различноrо рода помех.
10.6.2. МноrоконтУРный ИЗМЕРИТЕЛЬ СКОРОСТИ И ЕЕ ПРОИЗВОДНЫХ
С ИЗМЕРЕНИЕМ ДОПЛЕРОВСКОЙ ЧАСТОТЫ
РаССАtатрuвае.А4ЫЙ UЗАtерuтель предназначен для фОРА.tuрованuя oцe
НОК скорости и ее проuзводных в процессе сопрово;)/сденuя иитенсивно
Аfаневрирующux целей. Сопровождение таких целей требует оценивания не
только скорости и ускорения, как это было принято в рассмотренных ранее
измерителях ( 10.3 10.5), но и производной ускорения, которая требуется
для повышения точности и устойчивости СОПРОВО)Jщения и для констатации
факта начала интенсивноrо маневрирования.
Для синтеза измерителя скорости и ее производных используем
алrоритмы СТО У по методике, изложенной в п.l0.6.1. Эта методика
позволяет для заданной части (управителя)
V y = jy. Уу(О)==У уО ;
(10.69)
jy = ь jU j + jy' jy(O) j yo,
предназначенной для отслеживания процесса
У ОТ = jот==а ц +а с '
ас ==сс '
ац==С ц ,
УОТ(О)==УОТО;
ас(О)==асо
ац(О)==а цо
(10.70)
Cc== c ' Сс(О)==СсО;
Cц== aцCц + CЦ' Сц(О)==С цо .
208
при наличии наблюдений
Zv ==Ky(YOT V у)+ vи ;
Zvy==Kvy V У + vуи;
Zac ==каса с + аси
сформировать сиrнал управления Uj, оптимальный по минимуму ло
кальноrо функционала качества (1.5)
I MY{[ :: Y ]Т[ :::: ::::I :: y]+ l UIKjdt}. (10.72)
(10.71)
В соотношениях (10.69) (10.72): jy управляемое (отслеженное)
ускорение сближения; b j коэффициент усиления сиrнала управления
Uj; а ц , ас и С ц , Се соответственно проекции ускорений цели и ОУ и их
производных на ЛВ; а ц коэффициент учитывающий маневренные
свойства цели; Zv, Zvy и Zue измеренные сиrналы на выходе частотноrо
дискриминатора (10.26), датчика управляемой скорости (управляемоrо
rетеро.цина) и акселерометра; Ку, Куу И Кис коэффициенты передачи
датчиков; jy, c, eц И vи, VYIH ClСИ центрированные белые шумы co
стояния и измерений с известными односторонними спектральными
плотностями; qvll, Qv12==Qv21 И Qv22 коэффициенты штрафов за точность
слежения по скорости и ускорению; Kj коэффициент штрафа за управ
ляющий сиrнал.
Состав вектора управляемых координат (10.69) выбирзют, исходя
из необходимости формировать сиrнал управления с учетом ошибок как
по скорости, так и по ускорению, и с учетом обеспечения памяти по
ускорению при кратковременных пропаданиях радиосиrналов. При
выборе состава вектора отслеживаемых координат (10.70) принималось
во внимание требование устойчивой селекции по доплеровской частоте
(V OT ) сиrналов, отраженных от интенсивно маневрирующих целей, и
А А А
необходимость формировать оценки V OT , jOT' ас, а ц , Се И С ц . OцeH
ки V OT MOrYT быть использованы в современных и перспективных ал
rоритмах наведения и помехозащиты, информация о jOT' ас, З Ц ' Се И
С ц необходима для повышения точности и устойчивости оценивания
скорости при интенсивном маневрировании ОУ и цели, а также при
экстраполяции ее пространственноrо положения. Кроме Toro, эти oцeH
ки также употребительны в алrоритмах помехозащиты, особенно от
209
уводящих по дальности и скорости помех, и для констатации факта
начала маневра цели. Поскольку все исходные модели линейные, шумы
rауссовские, функционал качества квадратичный, то в соответствии с
выводами теоремы разделения (п. 2.1.3) оптимальный реrулятор и
фильтр будем синтезировать раздельно.
При синтезе реrулятора для уравнивания размерностей векторов
управляемых и отсле)киваемых координат будем полаrать, что в (10.70)
ас ==0 и а ц ==0 при асо==О, аЦ\)==О. Тоrдз, сопоставляя (10.69) с (2.7), () 0.70)
с (2.8) и () 0.72) с (1.5), получаем
Х Т = [У от jOT]r,
u==u. К==к.
J' J'
(10.73)
Ву =[:J, F oт =Fy =[
] , Q= [ qvll
qv21
q у12 ] .
Qv22
Подставляя (10.73) в (3.35), определяем алrоритм функциониро
вания оптимальноrо реrулятора
ь . Q 21 .... " Ь . Q 2 ').... .....
. = J v ( У V ) + J У.. U . ) == к v V к j .
U J k . от у k . от J y + J,
J J
(10.73)
А А
rде 8 у== У ОТ У у И 8j== jOT jy ошибки слежения по скорости и YCKO
рению, а KV==bjQv21/kj, KJ==bjQv22/kj коэфq)ициенты передачи реryлятора
по ошибкам слежения. Если использовать методику оптимизации коэф
(рициентов К Д и К У , изложенную в п.п. 3.5.1 и 10.6.1, то можно найти их
значения:
K V = ЬjТvдUvд jo .
ЬjТvд( Vо +8J о Т vд )
(10.74)
Kj = Ьjт2vдUvд+L\Vо
Ь j Tyд( Vo+ jo Т уд )
обеспечивающие минимальные ошибки слежения в установившемся
режиме при заданных оrраничениях сиrнала управления Uj UУд и Посто
ян ной времени Ту < Т vд отработки максимально возможных ошибок за
хвата по скорости 8 V о и ускорению дjо.
210
Анализ (10.75) позво яет сделать следующие заключения. Значе
ния коэффициентов К У и 1(1 зависят не только от параметров заданной
части (b j ) и накладываемых на реryлятор оrpаничений (Uvд, Ту,ц), но и от
точности устройства поиска и захвата сиrнала цели по доплеровской
частоте, предопределяющеrо ошибки L\ V о и jo. Следует отметить, что в
полученном реrуляторе можно реализовать лишь постоянные времени,
удовлетворяющие условию Тv д> L\jolbjU vд .
Для упрощения процедуры формирования оценок всех требуе
мых фазовых координат обобщенноrо вектора состояния (10.69), (10.70)
Х==[У от ас а ц Се С ц Vyjyf используем принцип декомпозиции, paCCMOT
ренный в п. 10.6.1. В результате будут отдельно синтезированы фильт
ры собственноrо ускорения на основе уравнений
а с ==С с' а е(О)==а сО ;
(10.75)
Се == c'
Сс(О)==С сО ;
Zac ==каса с + аси ;
(10.76)
управителя, использующеrо модели
.
V у = jy,
.
j у ==Ь j и j + jy,
Уу(О)==У уО ;
jy(O) j yO;
( 10.77)
Zvy==Kvy У у + vуи;
отслеживаемых координат, базирующеrося на соотношениях
(10.78)
Уот==а ц +а с ,
ац==С ц ,
Уот(О)==УотО
ац(О)==ацо;
(10.79)
.
Cц== aцCц + cц, Сц(О)==С цо ;
Zyoт = Zy +Ку У у = Ку У ОТ + уиl'
(10.80)
"
в моделях (10.80) и (10.81) ас и V y оценки собственноrо ускорения и
отслеженной скорости, полученные в первых двух фильтрах; шум изме
рений vиl отличается от шума vи (10.71) на величину добавок, вызван
ных ошибками оценивания V у.
Использование для выбранных трех типов исходных моделей ал
rop TMa оптимальной линейной фильтрации дает возможность сформи
ровать оценки:
211
в фильтре собственноrо ускорения
,...
ас = Се + KCl Za' ас (О) = Zac (О) / Кас;
(10.81)
,..
Се = Ke2 Za '
Се (О) = С еО ;
Za :=Zac" K аса с ;
(10.82)
в фильтре управителя
,..
. А
У у := jy +Kvyl Zvy,
А
Уу(О)==У уО ;
(10.83)
А
jy =bjUj +KvY2 Zvy,
"
jy(O) j yO;
А
Zvy==Zvy"Kvy У у ,
( 1 0.84 )
rде Uj вычисляются по (10.74);
I
I <Pi-lt1b тр ОТСI1ЕЖL-iВАЕмоrо
I ПРОЦЕСС А
L ..,
л
j ОТ
I ДА :ИК I
Z;,c
л I
I V'J I
I I
I I
I
I
I
I
I <Pi-lf1b ТР !:ICt<OPEHL-iЯ
..... J
Рис. 10.9
212
в фильтре отслеживаемых координат
"
Уот==а ц +а с +k vOT1 ZVOТ,
,..
Уот(О)==УотО;
" "
ац==С ц + K voт2 ZVOТ'
ац(О)==О;
(10.85)
"
"
Cц== a.цCц +КvотЗ Zvот'
"
Сц(О)==О.
Здесь
'" '"
L\zvOT==zv Kv(VOT V у) ,
(10.86)
а ас и У у формируются в фильтрах (10.82) и (10.84). Соотношения (10.69),
(10.71), (10.74) и (10.82) (10.87) и определяют aлrоритм функционирования
квазИОПТИМWIьноrо измерителя скорости и ее производных.
Структурная схема, соответствующая этому алrоритму, приведе
на на рис. 10.9, rде УНУ усилитель невязок ускорений; ЗУ и ИУ
экстраполятор и интеrратор фильтра ускорения. Остальные обозначе
ния те же, что и в схеме дальномера на рис. 10.8. С поправкой на KOH
кретный вид фазовых координат для алrоритма и структурной схе fЫ
справедливы все выводы, сделанные в п. 10.6.1.
213
rЛАВА 11. ИЗМЕРИТЕЛИ уrлов
и yr ЛОВЫХ СКОРОСТЕЙ ЛИНИИ ВИЗИРОВАНИЯ
В РЕЖИМЕ СОПРОВОЖДЕНИЯ ОДНОЙ ЦЕЛИ
11.1. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ И КЛАССИФИКАЦИЯ
yr ЛОМЕРОВ
в peJlcw,-tе сац llЗАfерип1елu уzлов u уzловых скоростей ЛВ, ll.Jие/-lуе
мые для простоты уzломерШtU, предназначены для непрерывной пpo
стра1lствеН1l0Й селекции цели u uнфор-",tаЦUОННО20 обеспечения процессов
наведеllUЯ ЛА. Анализ алroр тмов тpaeIcropHoro управления, pa
ссмотренных в п.п. 7.3.1, 7.3.2, 7.4, п.п. 7.5.2 7.5.5, показывает, что в об
щем случае в уrломерах должны формироваться оценки уrлов, yrловых
скоростей ЛВ и поперечных ускорений цели в плоскостях управления.
Все перечисленные задачи решаются в уrломерах с помощью KO
мплексной следящей системы, в состав которой входят чувствительный
элемент (пеленrатор), управитель, исполнительное устройство (привод
антенны), датчики и вычислитель корректирующих сиrналов.
Автоматическая селекция цели по направлению выполняется за
счет направленных свойств чувствительных элементов (например Ha
правленных антенн), которые с помощью специальной следящей систе
мы сопровождают цель по уrловым координатам. При этом на вход
ПРМ поступают сиrналы, отраженные лишь от целей, расположенных в
пределах диаrpаммы направленности антенны, что, собственно, и по
зволяет обнаруживать эти цели и измерять их координаты.
Уrлы, уrловые скорости и поперечные ускорения целей oцe
ниваются либо в управителях следящих систем, либо в специальных
фильтрах, которые Moryт выполняться как аппаратурно, так и алrорит
мически в БЦВМ.
В yrломере пеленraторы вырабатывают сиrналы, пропорциональные
yrловой ошибке сопровождения цели чувствительным элементом. На рис.
11.1 эта ошибка в вертикальной плоскости определяется yrлом L\<pas ме)l(Ду
равносиrнальным направлением (РСН) антенны и направлением на цель.
На этом рисунке Оа И Оц точки расположения ОУ и цели в невращающейся
системе координат ХоОа у о, связанной с антенной; ОаХо у продольная ось
ЛА; ОаХа равносиrнальное направление; Ев И <РЦ8 уrол визирования и
214
бортовой пеленr цели; <P lB уrол \/
то
поворота антенны относительно
продольной -оси ЛА; t} уrол
танrажа. Управители, наряду с
формированием оценок, преобра
зуют сиrналы пеленrаторов в
управляющие сиrналы, с помощью
которых привод (исполнительное
устройство) поворачивает чувст
вительный элемент до тех пор,
пока не выполнится условие
L\<pB==O. Рис. 11.1
В уrломерах Дl(C обеспечивают: развязку антенны от yrловых коле
баний ЛА; улучшение динамических свойств следящей систеl\1Ы; формиро
вание оценок yrловой скорости ЛВ при маневрировании ОУ. В качестве
Дl(C чаще Bcero используются rироскопические приборы и датчики пара
метров собственноrо движения (ДПСД), к которым относятся измеритель
путевой и воздушной скорости, а таюке акселерометры.
СУlпь развязкu сосп10ип1 в lnOAt, что незавUСUАtО от У2ловых коле
"11
банuй ПА теЛI или ИllblА1 способом сохраllяеЛ1СЯ nространственная opu
ентацuя антеНltы, а соответствеиlLО и вОЗМО:JIсность nолучеlLUЯ oп1
pa:JICelLHblX СU2НШlов 01п вполне определенuоЙ цели.
Улучшение динамических свойств следящей системы при введении
корректирующих сиrналов обусловлено повышением ее чувствительности
к малым входным воздействиям, снижением перереryлирований в процессе
их отработки и расширением диапазона yrловых скоростей, в котором yr
ломер обеспечивает бессрывное сопровождение целей.
Необходимо отметить важную роль rироскопических приборов в
формировании оценок yrловой скорости ЛВ маневрирующих ЛА. Из
рис. 11.1 видно, что r.в==<pцв +t}. Тоrда уrловая скорость линии визирования
Ю в = Ё в = Фцв + t} = Ю цв + Юд .
Ха
х O
Оа
Ха
(11.1)
Если наводимый ЛА не маневрирует, то t}==const, t} ==ООд==О и
ООо==ffiци можно измерить уrломером без rироскопических приборов. Если
же ОУ маневрирует, то t};tconst, t} == :;t0 и в уrломере обязательно
должна учитываться составляющая , измеряемая (оцениваемая) с
помощью rироскопа. Аналоrичный вывод можно сделать и для rоризон
тальной плоскости. В вычислителе корректирующих сиrналов все сиr
налы коррекции пересчитываются в соответствующем масштабе к сис
теме координат, принятой в уrломере.
215
Уrломерные устройства классифицируют по типам пеленrаторов,
приводов и ДКС. ПО типу пеленrаторов выделяют радиолокационные,
тепловые, лазерные и телевизионные уrломеры [47]. Среди радиолока
ционных различают пеленrаторы с последовательным и параллельным
способами формирования РСН. В последнем случае пеленrаторы часто
называют моноимпульсными.
Приводы антенн бывают электромеханическими, rидравлически
ми и rироскопическими. Электромеханические приводы представляют
собой двиrатели переменноrо или постоянноrо тока, функционирующие
совместно с порошковыми муфтами. rидравлические приводы, позво
ляющие реализовать очень большие усилия, дают возможность обеспе
чить очень высокое быстродействие. Их недостатками являются слож
ность эксплуатации и низкая живучесть, обусловленные наличием TPy
бопроводов (шланrов) с рабочей жидкостью. rироскопические приводы
обеспечивают хорошую стабилизацию антенны в пространстве при yr
ловых колебаниях ЛА, однако Moryт поворачивать антенны лишь с Ma
лой массой инебольшими rабаритами.
В зависимости от вида корректирующеrо сиrнала, используемоrо в
yrломере, р личают позиционную (по yrлу) и скоростную (по yrловой
скорости) виды коррекции. В первом случае источником информации об
yrловом положении ПА является позиционный rироскоп, измеряющий
yrлы 'д' и '1' танraжа и рыскания (см. рис. 11.1). Во втором случае CKOpOCТ
ной rироскоп, называемый также датчиком yrловой скорости, который
измеряет ОО(}== 'д' и eцv== \if . Если позиционный rироскоп выполняет функции
лишь измерителя (индикатора) i} и '1', то roворят о позиционной коррекции
с индикаторной стабилизацией. Если rироскоп иrpает еще и роль привода
антенны, то имеет место силовая стабилизация. При скоростной коррекции
обычно используется индикаторная стабилизация.
Поскольку по своей конструкции и динамическим свойствам yr
ломеры, работающие в различных плоскостях, идентичны, то уrломер
ные каналы будем рассматривать для одной плоскости.
11.1.1. УrЛОМЕР с ПОЗИЦИОННОЙ КОРРЕКЦИЕЙ
И ИНДИКАТОРНОЙ СТАБИЛИЗАЦИЕЙ
Обобщенная структурная схема TaKoro уrломера показана на
рис. 11.2. В этом уrломере в качестве ДКС используется позиционный
rироскоп (пr), измеряющий уrловое положение продольной оси ЛА в
невращающейся системе координат, и датчики параметров собственно
ro движения ДПСД. Функции вычислителя корректирующих сиrналов
выполняют преобразователь, преобразующий измеренный пr уrол i}и
('VII) в напряжение ид (и",), и вычислитель, пересчитывающий измерен
216
АДТЧi-IКi-I i-I еЫЧi-IСf1i-1ТЕе1i-1 KOPPEKTi-IР ЮiЦi-IХ Ci-lПiД(106
(I.q J
пr
ПРЕОБРД30
ВДТЕ(JЬ
6ЫЧi-IС(Ш
TE(Jb
.апс.а
: ПДР МЕТРЫ
I C06CTBEH
I HOrO
r110eOE
ПОl10ЖЕНИЕ
I Д ЖЕН Я
O
yr110f,OE
ПО(10ЖЕНИЕ
tl w
(1В
1
1 1 - - - - - - - - - - - - - - U oc 11 tl
11 tP
11 ..JL..
I I .аос ., r д п
I L !
L..
ПРД6i-1ТЕI1Ь
Рис. 11.2
ные параметры собственноrо движения в напряжение U Л8С , пропор
циональное уrлу поворота ЛВ за счет собственноrо перемещения ОУ. В
качестве пеленrатора обычно используют моноимпульсные устройства,
позволяющие MrHoBeHHo сформировать напряжение и , пропорциональ
ное уrлу отклонения цели от РСН. На рис. 11.1 этот уrол характеризует
ся величиной d<P8. Особенности построения пеленrаторов различных
типов подробно рассмотрены в [22].
Управитель, состоящий из одноrо или двух интеrраторов И и
сумматоров 1, 2 иЗ, определяет порядок астатизма следящей системы, а
соответственно и ее возможности сопровождения маневрирующих цe
лей, в том числе и при кратковременном пропадании входных радио
сиrналов. Привод включает в себя усилитель мощности (УМ), двиrатель
ДВ и датчик сиrналов обратной связи (ДОС).
в зависимости от частных решаемых задач в уrломере можно
выделить контуры автосопровождения цели и стабилизации.
В состав контура автосопрово ения BXO T последовательно co
единенные пеленraтор, управитель и привод антенны. При отклонении
цели от РСН на выходе пеленrатора появляется напряжение рассоrласова
ния и . Это напряжение через управитель поступает в привод антенны,
который поворачивает антенну так, чтобы и .......)O. Двойными штриховыми
линиями на рис. 11.2 и далее отображаются механические связи.
Контур стабилизации предназначен для развязки антенны от yr
ловых колебаний ЛА и улучшения динамических свойств уrломера в
целом. В состав этоrо контура входят датчики и вычислители корректи
рующих сиrналов, сумматоры 1, 2 и 3 и привод антенны. При повороте
217
корпуса ПА в той или иной плоскости управления (например, верти
кальной) пr сохраняет ориентацию своих измерительных осей в про
странстве. Это дает ВОЗМО)I(НОСТЬ измерить MrHoBeHHoe приращение
уrлов, характеризующих пространственное положение продольной оси
ОУ. Измеренные значения приращений (например, 'д и ) преобразуются в
напряжения (ид) в масштабе, принятом в контуре автосопровождения.
Это напряжение усиливается в УМ и поступает в ДВ, который повора
чивает антенну на уrол, равный приращению уrла поворота корпуса ЛА,
но в противоположную сторону. В результате антенна сохраняет свою
пространственную ориентацию несмотря на уrловые колебания ОУ.
Динамические свойства уrломера улучшаются также за счет дo
полнительных корректирующих сиrналов U лис и lloc, вводимых В контур
автосопровождения через сумматоры 2 и 3. Под действием U л8с двиrа
тель поворачивает антенну на уrол <PJIВC изменения положения линии
визирования, обусловленный собственным движением ОУ. Это позво
ляет отслеживать в контуре автосопровождения не бортовые пеленrи
цели, а только их приращения относительно уrлов <РЛ8С. В результате при
той же полосе пропускания этоrо контура МО)I{НО уменьшить динамиче
скую ошибку. Поскольку двиrатель ДВ по своим свойствам адекватен
интеrратору, то с помощью и ос , сформированноrо в ДОС, можно сни
зить порядок астатизма следящей системы, а соответственно повысить
устойчивость слежения.
Следует отметить, что скорость уrловых колебаний ЛА существенно
превышает СI(ОРОСТЬ изменения уrловоrо положения ЛВ. В связи с этим
полоса пропускания контура стабилизации может достиrать 11...20 rц, на
порядок превышая полосу пропускания контура сопрово)кдения.
В рассмотренном уrломере инq)ормация об уrловом положении
цели снимается с датчика уrловоrо положения (ДУП) антенны в виде
напря)кения Uq>, а информация об уrловой скорости ЛВ со входа УМ в
виде напряжения и ro . Нужно отметить, что формирование информации,
необходимой для потребителей, в контуре автосопровождения с после
довательным соединением чувствительноrо элемента (пеленrатора),
управителя и исполнительноrо устройства (привода антенны) приводит
к появлению существенных недостатков, причины и суть которых pac
смотрены во вступительной части 10.6. Уrломерные устройства TaKoro
типа чаще Bcero используются в prc ракет «в п» и в БР ЛС обзора зем
ной поверхности [47], которые обладают массивными антеннами боль
ших размеров. В таких уrломерах аппаратурно реализуются дкс, пе
ленrатор и привод антенны, в то время как все друrие узлы MorYT быть
реализованы алrоритмически в БЦВМ.
218
11.1.2 УrЛОМЕР СО СКОРОСТНОЙ КОРРЕКЦИЕЙ
И ИНДИКАТОРНОЙ СТАБИЛИЗАЦИЕЙ
Принц п построения TaKoro уrломера (рис. 11.3) аналоrичен
принципу построения уrломера с позиционной коррекцией, paCCMOT
peHHoro в п. 11.1.1. Отличие состоит только в том, что в качестве ДКС,
измеряющеrо параметры уrловых колебаний ЛА, используется ДУС,
устанавливаемый на антенне. При этом ДУС, измеряющий (оцени
вающий) скорость уrловых колебаний ОУ, может представлять собой
либо скоростной rироскоп, либо совокупность позиционноrо rироскопа
и устройства дифференцирования ero измерений. Применение KoppeK
тирующеrо сиrнала по уrловой скорости позволяет улучшить точность
слежения за маневрирующими целями, а корректирующее звено в упра
вителе улучшить устойчивость слежения.
- - - - - - - - - - - - - - - - - - - . - - - - .: ПАРАf'1EТРЫ
ДАТЧИКИ " ВЫЧИС(J"Т[(1И КОРРЕКТИР ЮWИХ сиrНАr10В
: СОБСТВЕН
ULJ ВЫЧИСr1И : Horo
TE(Jb .arc.a
дВ....жЕН....я
r(JOBoE
ПО(JОжЕН....Е
. . - - - I I - - - - - - - - - - -
11
11
O
(1В
и
· " КОРР. зв[но
I
I
.
11: nPAB....TE(Jb I 11 U
11 ._- --- - -- . - - -_. 11
1 L... 1.... д u п
J
Рис. 11.3
в режиме стабилизации уrловые колебания ЛА передаются aH
тенне, rде они воспринимаются ДУС. В результате прецессии rироскопа
возникает напряжение, которое для вертикальной плоскости характери
зуется соотношением (см. рис. 11.1)
и ro == kd( <Ран + 'д)/d t ,
rде k коэффициент пропорциональности.
Напряжение и ro , усиленное усилителем мощности УМ подается в
двиrатель, который поворачивает антенну в сторону, противоположную
стороне отклонения оси ЛА. При точно функционирующем контуре
автосопровождения (<Рав==<Рцв) напря)кение 11(1), поступающее к потребите
лям информации, будет соответствовать уrловой скорости ЛВ. Ин(l)ор
мация о бортовом пеленrе цели, как и ранее, снимается с ДУП в виде
напряжения иЦ).
219
Уrломеры со скоростной коррекцией обладают ЛУЧlllей CTa
билизацией антенны при быстроизменяющихся небольших уrловых
колебаниях, которые характерны для истребителей и ракет различноrо
назначения. Недостатком является плохая чувствительность контура
стабилизации к большим, но медленно изменяющимся уrловым колеба
ниям ОУ, которые имеют место в тяжелых самолетах. Индикаторный
принцип построения контура стабилизации не накладывает оrраниче
ний на размеры и массу антенны. Поэтому уrломеры со скоростной
коррекцией и индикаторной стабилизацией llIИРОКО употребительны в
БР ЛС истребителей и prc ракет различноrо назначения.
11.1.3. УrЛОМЕР С ПОЗИЦИОННОЙ КОРРЕКЦИЕЙ
И СИЛОВОЙ СТАБИЛИЗАЦИЕЙ
Особенностью TaKoro уrломера (рис. 11.4) является то, что aH
тенна устанавливается на rиростабилизаторе (rC) или укрепляется в
связанном с ним карданном подвесе. При зтом развязка антенны от yr
ловых I(олебаний ЛА обеспечивается способностью rc сохранять неиз
менным свое пространственное положение, причем rc одновременно
выполняет q)ункции привода антенны.
ВЫЧИС(I
Т[а1Ь
апс.а
Параметр ы
собсmенноf'О
движения ОУ
Уrловое
положение
лв
Uw
ПЕ(lЕнr т ОР
" M
U 6
11 11
= = = = = = = = = = = = = = = J = = 9д пl UI/I..
Рис. 11.4
Если ЛВ не совпадает с РСН на уrол <Po (см. рис. 11.1), то Ha
пряжение и6 на выходе пеленrатора пропорционально зтому рассоrла
сованию. Это напряжение и , усиленное в УМ, подается на MOMe THыe
двиrатели rc, под действием которых rc совместно с антенной нач
нет прецессировать в сторону уменьшения ошиБI(И сопровождения. У c
транение ошибки приводит к тому, что рсн с той или иной точностью
сопровождает ЛВ.
Корректирующий сиrнал, обусловленный собственным движени
ем ОУ, учитывается так )f(e, как и в рассмотренных ранее уrломерах с
индикаторной стабилизацией. Необходимо отметить, что rc по своим
220
свойствам адекватен интеrрирующему звену. В связи с этим оценка
уrловой скорости в виде напряжения и(1) снимается с выхода УМ. OцeH
ка бортовоrо еленrа цели в виде напряжения и'Р поступает к потребите
лям от датчика уrловоrо положения антенны.
Поскольку rироскопические приводы не MorYT развивать боль
шой мощности, то уrломеры с силовой стабилизацией чаще Bcero ис
пользуются в prc ракет «B B» с малоразмерными леrкими антеннами.
11.2. уrЛОМЕР БРЛС ПРИ КВАЗИНЕПРЕРЫВНОМ сиrНАЛЕ
ПОДСВЕТА ЦЕЛИ
в режиме сопровождения одной воздушной цели уrломер, входя
щий в состав импульсно доплеровской БРЛС, решает следующие задачи:
обеспечивает непрерывную пространственную селекцию цели,
позволяющую получать отраженный от нее сиrнал;
непрерывно оценивает уrлы пеленrа <l'r и <1'8 И уrловые скорости
Щ. и <.t>u в rоризонтальной и вертикальной плоскостях, знание которых
необходимо для реализации алrоритмов наведения (7.4), (7.22), (7.23) и
выдачи команд целеуказания в ракету «B B»;
оценивает уrол у крена антенны и скорость Ы х ero изменения,
которые используются для стабилизации антенны в пространстве.
Решение последней задачи позволяет предотвратить потерю соп
ровождаемой цели при выполнении истребителем маневров с креном.
Кроме Toro, стабилизация антенны обеспечивает максимально возмож
ную дальность наведения ракет с полуактивными радиолокационными
rоловками самонаведения. Следует, однако, подчеркнуть, что для реше
ния этой задачи необходимо также стабилизировать в пространстве и
антенну ракеты, rарантируя наиболее блаrоприятные условия приема
радиоволн с определенной поляризацией. Стабилизация антенны БР ЛС
в пространстве необходима и при передаче на борт наводимой ракеты
команд радиокоррекции.
Структурная схема уrломерноrо канала импульсно доплеровской
БР ЛС, ПОЗВОЛЯlощеrо решать перечисленные задачи, показана на рис. 11.5.
Особенностями этоrо канала являются: применение скоростной KoppeK
ции с индикаторной стабилизацией; моноимпульсная пеленrация целей
с исп льзованием квазинепрерывноrо сиrнала их подсвета; алrоритми
ческий способ решения широкоrо класса частных задач с помощью
БЦВМ. В связи с тем, что общие принципы таких уrЛОl\1еров были уже
рассмотрены в п. 11.1.2, основное ВНИ 1ание обраТИ1v1 на особеннос ти
функционирования моноимпульсноrо пеленrатора и решение HeKOTO
рых задач уrломера с помощью БЦВМ.
221
U CT2
ПЕ Енr Ц ОННОЕ СТРОйСТВО
rL-i(П), BL-i(n), 'YL-i(n)
л А Л А А А
r(n) у B (п) . 'у (п), UJ r(n)' UJ B (п) . UJ Х (п)
Рис. 11.5
Контур стабилизации уrломера функционирует следующим обра
зом. Возникающие в процессе колебаний самолета уrлы рыскания (KYP
са) '11, танrажа 'б и крена у измеряются позиционными rироскопами пr,
преобразуются в АЦП в цифровые коды 'II(n), 'д(п) и у(п) для каждоrо п
ro такта измерений и затем поступают в БЦВМ. На основе поступаю
щих значений 'II(n), 'д(п) и у(п) БЦВМ формирует их производные W (п),
t} (п) и у (п), которые после преобразования в циq)роаналоrовом преоб
разователе ЦАП в непрерывные сиrналы скоростной коррекции посту
пают в привод (двиrатель) антенны (ПА). Привод разворачивает aHTeH
ну на уrлы, равные приращениям '1', t} и у, но в стороны, противополож
ные первоначальным уrловым колебаниям самолета. В итоrе антенна
сохраняет свое прежнее положение в пространстве. Для TOrO., чтобы
этот контур отрабатывал все возможные колебания истребителя., 'ero
полоса пропускания должна составлять десятки rерц.
В состав контура СОПРОВО)l(дения цели входят: пеленrационное
устройство, АЦП, БЦВМ, ЦАП, ПА и аналоrо ци(l)ровой преобразова
тель уrлов (АЦI1У). в современных уrломерах широко применяются
пеленrаторы моноимпульсноrо типа [22, 45]. В составе таких пеленrа
торов должны использоваться мноrоканальные устройства приема и
222
обработки сиrналов с высокой идентичностью каналов. Требования к
идентичности можно снизить, использовав различные способы уплот
нения сиrналов.. На рис. 11.5 приведена схема уrломера с модуляцион
ным уплотнением.
Антенная система (АнС) формирует суммарный Е! и два разностных
сиrнала: Е&- в roризонтальной и E в вертикальной плоскостях, причем
Е L\r == Е L\rO cos\jI р == k I (<f>I' <Par )cos\jI р;
Е L\B == Е L\BO cos\jI Р == k I (<Рв <Рав )cos\jI р.
( 11.2)
Здесь <Par И <Рав проекции уrла между рсн и продольной осью ЛА в
rоризонтальной и вертикальной плоскостях; Е дrO И Е дво амплитуды
сиrналов; k( коэфq>ициент пропорциональности; 'V p текущая фаза
принятоrо радиосиrнала. В модуляторе (М) оба разностных сиrнала
складываются и образованная сумма Ед==ЕДJ.+Едв модулируется по aM
плитуде синусоидальным напряжением с частотой Q, определяемой
частотой вращения двиrателя модуляции (ДМ). В суммарно разностном
устройстве (СРУ) формируются два сиrнала Еr+Е д и Еr Ед, которые
усиливаются в двух приемных каналах. Поскольку в ка)l(ДОМ из них
усиливаются одновременно и суммарный и разностный сиrналы, то
требования к идентичности каналов снижаются. В смесителях СМll и
СМ21 сиrналы преобразуются на промежуточную частоту [npl (10.1), после
чеro поступают в усилители промежуточной частоты УПЧl и УПЧ2.
Следует отметь, что из за
недостаточно узкой диаrраммы Уа
направленности АнС пространст
венная селекция может оказаться
неэф{рективной, поскольку в Te
лесном уrле + 8/2, rде е ширина
диаrраммы направленности, MOryT
одновременно находиться He
СКОЛЬКО целей. Такая ситуация для
вертикальной плоскости ХоОаУ о
показана на рис. 11.6 для двух
целей Цl и Ц2. В связи с этим,
прежде чем с( ормировать сиrнал
управления антенной так, чтобы РСН была направлена на нужную цель
(например, Цl), необходимо ее проселектировать по друrим признакам.
Квазинепрерывный СПЦ позволяет выполнить указанную селекцию и
по дальности и по скорости. Сиrнал нужной цели по дальности выделя
ется каждым приемным каналом в селекторах дальности СД 11 и СД21 с
)
Ха
Оа
РIIС. 11.6
223
помощью строба tl cT 2 (см. рис. ] 0.3, В)'I сформированноrо в измерителе
дальности и скорости (см. рис. ] 0.2). Сиrналы по доплеровской частоте
(скорости сбли)кения) выделяются узкополосными фильтрами УФ]l и
УФ21 (см. рис. 11.5) после преобразования на вторую проме)куточную
часто ту f пр2 (10.2).
В процессе преобразования частота [у.' наПРЯ)l(ения и у " управляе
Moro rетеродина ИЗ lеняется так, что ее приращения равны изменениям
доплеровской частоты принятых сиrналов. Сиrнал U yr С требуемой час
тотой f yr формируется в канале сопровождения цели по скорости (см.
рис. 10.5). Выделенные в уф 11 и УФ21 непрерывные сиrналы (см. рис.
10.4) поступают в лоrарифмические усилители ЛУ11 и ЛУ21 с лоrа
рифмической амплитудной характеристикой, для которых амплитуда
U ВЫХ сиrнала на выходе связана с амплитудой U BX входноrо сиrнала co
отношением Uвых==kлуlgUвх, rде k лу ко::)(l)фициент усиления.
С помощью операции лоrарифмирования мо)кно реализовать так
называемую нормировку сиrналов. Суть ее состоит в исключении зави
симости сиrналов уrломерноrо канала от мощности принимаемых сиr
налов (дальности до цели). В общем случае сиrналы (1 1 .2) определяют
ся не только ошибками пеленrации <PU <P&lB И <Рr <Рш', но И коэq)(vициентом
k 1 , который зависит от мощности принимаемых сиrналов. При прочих
равных условиях мощность увеличивается по мере уменьшения дально
сти. В такой ситуации вариации Е дr и Е дв (см. рис. 11.5) за счет измене
ния дальности воспринимаются пеленrационным устройством I(3I( из
менения уrлов, что приводит к поrрешностям их измерения. Процесс
устранения зтих ошибок путем НОРМИРОВI(И сиrналов поясняется НИ)l(е.
Продетектированные в аivlПЛИТУДНЫХ детекторах АД11 и АД21
сиrналы, пропорциональные лоrарифмам от амплитуд Еrо+Е до и Еrо Едо,
поступают на вычитающее устройство ВУ. Символами Ero и E o обо
значены амплитуды на входе суммарно разностноrо устройства. При
нимая во внимание то, что разность лоrарифмов есть лоrари(рм частно
ro, находим амплитуду сиrнала на выходе ВУ:
[ ] Е1:0 + E o 1 + Е до /Е1:0
U By == К ву 19(&:o + Е до ) 19(&:o Е до ) = ylg = у Ig ,
Е1:0 Е до 1 Еде/Бm
( 11.3)
rде Едо«Е rо , а К ву козффициент передачи ВУ. Алrебраическое CYM
мирование ELO + E o позволяет избе)кать отрицательных значений сиrна
лов, для которых операция лоrари(l)1\-lирования не имеет смысла. ДOM
ножив числитель и знаменатель дроби в (11.3) на 1 +Едо!Е rо и пренебре
?
rая величинами (Едо/ЕI:О) BToporo порядка малости, имеем
224
U ву == KBylg( 1 + 2Е L\o/E o) . (] ] .4)
Из (11.4) следует, что ин(рормация об уrловом положении цели;
заключенная в Е до , переходит в нормированное соотношение Едо!ЕI:О.
При изменении дальности до цели Е до и EI:O изменяются примерно в
одинаковое число раз, а их соотношение остается практически неизмен
ным. Это и позволяет исключить зависимость сиrналов уrломерноrо
канала от дальности до цели.
Сиrнал вычитающеrо устройства определяется соотношением
Uву==Uиуsin(Qt+<Ре), rде U By , вычисляемое по (11.4), характеризует уrловое
рассоrласование РСН и ЛВ цели, а фаза <Ре указывает направление этоrо
рассоrласования. Модуляционная частота Q зависит от скорости враще
ния двиrателя модуляции ДМ. В фазовых детекторах фдr и ФДВ сиr
нал иВУ преобразуется в два напряжения постоянноrо тока:
UАrи == КА UByCOS<Pc;
UАви == КА U 8ysin<pc.
Здесь К д весовой коэффициент, а U Дrll И и ДВII характеризуют
ошибки сопровождения по уrлу в rоризонтальной и вертикальной плос
костях. В качестве опорных для фдr и ФДВ используются сдвинутые
по фазе на 900 сиrналы с модуляционной частотой а, которые форми
руются reHepaTopoM опорных напряжений [ОН под действием двиrате
ля модуляции ДМ.
Измеренные значения рассоrласований U Дrli И и ДВIf поступают в
АЦП, rде преобразуются в соответствующие коды L\rH(n) и L\ви(п), после
чеrо подаются в БЦВМ, которая в составе уrломера решает следующие
зада чи:
вычисляет корректирующие поправки по сиrналам rироскопиче
ских измерителей;
оценивает уrлы <pr, <Р8 И уrловые скорости 00." ООВ ЛВ, которые He
обходимы для самонаведения истребителя;
вычисляет сиrналы управления для привода антенны ПА, обеспе
чивающие сопровождение цели по направлению (пространственную
селекцию );
rарантирует функционирование следящей системы в режиме «па
мять» при кратковременных пропаданиях сиrналов.
Для сокращения выкладок рассмотрим алrоритмы решения пере
численных задач только в вертикальной плоскости, поскольку для rори
зонтальной плоскости они имеют тот же смысл.
Сиrнал коррекции, с помощью KOToporo стабилизируется антенна
при уrловых колебаниях истребителя в вертикальной плоскости, опре
(] 1.5)
8 3806
225
деляется численным дифференцированием результатов измерения TaH
rажа в двух соседних тактах
U Ь (п) == (К б/Т т ) [ t}( п) t}( n 1 )] , ( 11 .6)
rде К д коэффициент передачи rироскопа, ТТ период обращения к
БЦВМ. В приводе антенны, выполняющем функции интеrратора, KOp
ректирующие сиrналы (11.6) преобразуются в отклонения антенны,
позволяющие стабилизировать в пространстве ее РСН.
Оценки ООн (п) уrловой скорости 0)8 MorYT формироваться на oc
нов е различных способов, включая алrоритмы а, фильтрации, KOTO
рые были рассмотрены в 9* 10.3 и 10.4. Рассмотрим способ, основанный
на использовании следящей системы с двумя интеrраторами. ФУНКЦИИ
одноrо из них выполняет двиrатель (привод антенны) (рис. 11.5), а BTO
рой воплощается алrоритмически в БЦВМ путем численноrо решения
уравнения d l ==K lI d B , rде К Н КОJq>q)ициент усиления интеrратора, а d"
результат потенцирования (антилоrари(l)мирования) рассоrласования
(11.5). Производную d l сиrнала d l приближенно можно представить в
виде (dl(п) dl(п I»/Тт==Киd8(п I). Отсюда можно получить дискретный
алrоритм интеrрирования
1 (n) == 1 (n 1) + К и Т T В (n 1) , ( 11.7)
который реализуется в БЦВМ.
В пользу следящей системы с двумя интеrраторами свидетельст
вуют два фактора. В такой системе имеют место динамические ошибки,
обусловленные только второй и более высокими производными отсле
живаемоrо параметра, и OTCYTCTBYIOT вносящие наибольший вклад
ошибки, вызываемые первой производной (в данном случае уrловой
скоростью). Кроме Toro, в системе с двумя интеrраторами достаточно
просто реализовать режим памяти при кратковременных пропаданиях
сиrналов. Следует отметить, что повышение порядка астатизма за счет
введения BToporo интеrратора (11.7) существенно сни)кает запас устой
чивости следящей системы. Во избежание этоrо в БЦВМ вычисляется
сиrнал коррекции
2(n) = KKOp B(n 1). (11.8)
В результате уrловая скорость оценивается алrебраической CYM
мой (11.6), (11.7) и (11.8):
&в (п) == Kro[ l (п) + 2 (n) + и д (n)] . (11.9)
Сформированная таким образом оценка о)в и используется в алrо
ритме самонаведения истребителя в НУТВ (7.22), (7.23). В соотношени
ях (11.8) и (11.9) ККОР и K(J) соответствующие весовые коэq>q)ициенты.
226
Сиrнал управления и ув антенной вычисляется в БЦВМ по алrо
ритму
U УВ (п) 1 (п) + 2 (п) . ( 11 .1 О)
После преобразования в ЦАП он поступает в ПА, вызывая ее пе
ремещение в вертикальной плоскости в сторону уменьшения рассоrла
сования <РВ==<Рll <Рав (см. рис. 11.1), а соответственно и (11.5). Измерен
ные датчиком уrловоrо положения значения уrлов пеленrа <Рав==<Рви И
<Рur==<РI'И' преобразованные в АЦПУ в коды <рви(п) И <Рrи(П), подаются в
БЦВМ. После дополнительной фильтрации оценки H (п) и <1>1' (п) ис
пользуются в алrоритмах наведения (7.4) и (7.22), (7.23).
В процессе функционирования радиоэлектронных следящих систем
всеrда имеют место кратковременные пропадания входных радиосиrналов.
Одной из основных причин TaKoro пропадания является изрезанность диа
rpaMM переизлучения реальных воздушных целей. В результате из за yrло
вых колебаний цели, например за счет турбулентности aTMocq>epbI, сиrналы
на входе приемников БРЛС будут значительно изменяться и даже на KOpOT
кое время пропадать. Отсyrствие сиrнала на входе следящих систем предо
пределит прекращение процесса автосопровождения и соответственно срыв
процесса наведения истребителя. В такой ситуации необходимо возобно
вить режим поиска и захвата цели, что приведет к потере жестко лимитиро
BaнHoro в боевых условиях времени.
Режим автосопровождения цели при отсутствии отраженных от
нее сиrналов, называемый также режимом памяти либо экстраполяции,
в рассмотренном уrломере сохраняется следующим образом. При про
падании входных сиrналов пере стают формироваться ошибки сопрово
ждения (11.5) (t16rи==0, U6ви==0). В такой ситуации dr==O, do==O и в алrорит
мах (11.7) и (11.8) соответственно 1(n)== I(n I), d2(n)==0. Тоrда из (11.9)
и (11.10) следует, что оценки уrловой скорости и сиrнал управления
будут (рормироваться по алrоритмам
ООВ (п) . к (J) [ I (п 1 ) + u () (п)] = ffi( n 1) ; ( 11 . 11 )
и ун (п) == 1 (n 1) , ( 11 . 12)
основанным на сохранении информации об уrловой скорости на момент
пропадания сиrналов.
Следовательно, несмотря на отсутствие входных сиrналов aHTeH
на по прежнему будет поворачиваться в пространстве с той же уrловой
скоростью, а в алrоритмы TpaeKTopHoro управления по прежнему будут
А " " "
поступать теперь уже экстраполированные оценки <Рн' q>1' И (ОН' 00".
Однако экстраполяция по закону (11.11) и (11.12) выполняется с ошиб
ками и время ее выполнения (время памяти) оrpаничивается накоплением
227
ошибок до значения примерно paBHoro половине ширины диаrpаммы Ha
правленности антенны. Если это условие соблюдается, то при появлении
отраженных сиrналов начинают q)ормироваться поправки (11.5) и процесс
автосопровождения продолжается. Если же ошибки экстраполяции превы
сят половину ширины диаrpаммы направленности, то при появлении OTpa
женных сиrналов режим слежения уже не возобновляется. В такой ситуа
цИИ БРЛС переводится в режим обзора и повторноrо захвата цели с cooт
ветствующей потерей времени. Следует отметить, что аналоrичным обра
зом yrломер будет q)ункционировать и при наличии активных радиопомех.
11.3. уrЛОМЕР pre при IIЕПРЕРЫВНОМ еиrIIАЛЕ
"одеВЕТА ЦЕЛИ
Сопровождение воздушной цели по направлению антенной полуак
тивной prc, выполняемое радиолокационным следящим уrломером, по
зволяет принимать отраженные сиrналы и, обрабатывая их, формировать
оценки уrлов 1 2 И приращений dЮ 1 2 уrловой скорости ЛВ в плоскостях
, ,
управления, которые используются в алroритмах траекторноrо управления
(7.32), (7.33), (7.48) и (7.67), (7.68). Напомним, что при пространственном
сопровождении цели слежение за ней производится в двух взаимно перпен
дикулярных плоскостях, совпадающих с плоскостями управления 1 1 и 2 2
(см. рис. 7.9). Поэтому следящий уrломер prc содержит два идеНТИЧНbIХ
канала слежения. Структурная схема одноrо из ВОЗМО)I(НbIХ типов KOM
плексноrо следящеrо уrломера с моноимпульсным пеленrатором и силовой
стабилизацией антенны ДЛЯ плоскости 1 1 приведена на рис. 11.7.
А
ч> i - - - - -моноимii ьёНЬIЙ'
I Y I U ПЕ(lЕнrАТОР
I II U I
: 11 6 RCC
11
...
L\ W 1,2
WI 2 J al ,2
v
Vi.a . Ц!:l1,2
вычt.-lС(lt.-lТЕI1Ь KOPPEKTt.-IР ЮЫI..4Х :
C rH (I0B :
.............................................................................................. ..
Рис. 11.7
228
Силовая стабилизация (см. п. 11.1.3) основана на том, что aHTeH
на, располаraясь на rироплатформе, стабилизируемой в пространстве
трехстепенным rироскопом, практически не подвержена влиянию уrло
вых колебаний ракеты и ее вращений BOKpyr продольной оси. Это по
зволяет не только повысить точность слежения и формирования оценок
1,2 и rol,2, но и увеличить дальность обнаружения и сопровождения
цели за счет соrласования поляризационных характеристик антенны
prc и передающей антенны БР ЛС, излучающей спц.
Моноимпульсный пеленrатор содержит антенну с четырехлепест
ковой ДН (см. рис. 11.8); устройство суммарно разностной обработки
(УСРО) сиrналов; прмос, анало
rичный рассмотренному в * 10.5
(см. рис. 10.7); устройство норми
ровки И уплотнения сиrналов
(УНУС); широкополосный усили
тель промежуточной частоты
(ШУПЧ); широкополосный час
тотный детектор (ШЧД); фазовый детектор ФДl и )кстраполятор Эl.
Для плоскости 1 1 (см. рис. 7.9) разностный сиrнал
U l == Ul Uз == Kq>Ll<PICOS'I'p' (11.13)
формируемый лучами 1 и 3 (см. рис. 11.8), пропорционален уrлу d<P1
между рсн и направлением на цель (рис. 11.9), по)тому ero можно ис
пользовать в качестве источника первичной информации для уrломера.
В (11.13) U.l11 напряжение на выходе прмос с частотой f пр2 (см.
910.5); 'Vp текущая фаза сиrнала; коэффициент пропорционально
сти, зависящий от усилительных UE(lb
свойств ПРМQС, ширины дн и
принятых по лепесткам 1 и 3 сиr
налов иl и Uз, которые определя
ются дальностью до цели.
В силу своих малых разме
ров антенны prc ракет «B B»
имеют достаточно широкие ДН.
По)тому в зоне захвата по уrлу
(см. рис. 11.6) MorYT одновременно находиться несколько целей, что
затрудняет точную пространственную селекцию одной из них. Для ис
ключения TaKoro недостатка в следящую систему уrломера поступает
сиrнал нужной цели, отселектированный прежде по доплеровской час
тоте в узкополосном фильтре смесителя СМ3, в котором сиrнал и l пре
образуется в сиrнал U ll с третьей промежуточной частотой (10.24).
4 1 \ 1
3
Рис. 11.8
U З
Ц
UI:a
Рис. 11.9
229
Используемый в процессе преобразования
сиrнал U yr управляемоrо rетеродина формиру
ется автоселектором скорости (см. рис. 10.7).
Для исключения зависимости напряже
ния (11.13) от дальности ero подверrают HOp
мировке. Разностный сиrнал и611 сдвиrается
по фазе на уrол О,5л и rеометрически склады
вается с сиrналом UI:2==U пр З cYMMapHoro канала,
поступающим из смесителя СМ3 автоселекто
ра скорости. Векторная диаrрамма результи
рующеrо сиrнала U p l==UL\ll+UI:2, иллюстрирую
щая процесс ero формирования в УНУС
(рис. 11.7), приведена на рис. 11.10.
При малых уrлах L\<PI, что обычно выполняется на практике,
<Pp==L\q>I' rде <Рр уrол между векторами Upl и UI:2. ПО мере приближения
ракеты к цели возрастает интенсивность отраженноrо сиrнала. Это при
водит к тому, что одновременно увеличиваются и UL\II И U1:2 дО значений
u' 611 и п' 1:2, а уrол <Pp==L\<P1 остается неизменным. В результате нормиров
ки информация об уrле L\<PI переводится из амплитуды сиrнала (11.13),
зависящей от дальности, в фазовый сдвиr <Рр сиrнала Upl, инвариантный
к расстоянию до цели.
Необходимо отметить, что при неравенстве коэффициентов уси
ления cYMMapHoro и разностных каналов сиrналы U1:l, п61 будут усили
ваться по разному и появятся поrрешности измерения уrлов L\<p1 и L\q>2.
Поскольку обеспечить идентичность амплитудно частотных характери
стик cYMMapHoro и разностных каналов практичеСI(И невозможно, то
основное усиление всех трех сиrналов выполняется одним широкопо
лосным усилителем ШУПЧ (см. рис. 11.7). Операция по выполнению
усиления трех сиrналов в одном усилителе называется их уплотнением.
В PfC чаще используют частотное уплотнение, при котором сиrналы
UL\II и UL\22 В процессе нормировки в УНУС модулируются по частоте
специальным напряжением с частотами F M1 и F M2 И вместе с немодули
рованным сиrналом п1:2 поступают в ШУПЧ. Полоса пропускания этоrо
усилителя выбирается достаточно широкой для одновременноrо неис
каженноrо усиления всех трех сиrналов.
Усиленные после нормировки сиrналы поступают в широкопо
лосный частотный детектор ШЧД, который HarpY)KeH фильтрами, Hac
троенными на поднесущие частоты F M1 и F M2 . Эти (l}ильтры разделяют
уплотненные и пронормированные сиrналы по каналам слежения 1 и 2.
Выделенный фильтром сиrнал Uq>pl с частотой F M1 поступает в (разовый
U l2
U l1
I
U 2
Рис. 11.10
230
детектор ФДl, в котором U спu
при сравнении с опорным
сиrналом UI:2 в'ырабатывает
ся напряжение U <pl, про
порциональное уrлу L\q>l==<Pp
(рис. 11.1 О) ошибки сопро
вождения цели в плоскости
1 1 (см. рис. 11.9). При пре
рывистом СПЦ (рис. 11.1]) сиrнал и <p1 на выходе ФД 1 будет существо
.
вать только в течение времени t nc подсвета, в то время как для управле
ния приводом антенны и самой ракетой необходимы непрерывно дейст
вующие сиrналы. Поэтому выходной сиrнал ФДl поступает на экстра
полятор Э 1, rде экстраполируется (запоминается) на интервал паузы t n .
Сиrнал :экстраполятора, характеризующий ошибку сопровождения в
плоскости 1 1, подается затем в управитель, выполняющий в данном
случае и функции привода антенны. Под действием управляющих сиr
налов rиропривод будет поворачивать антенну до тех пор, пока РСН не
совпадет с линией визирования.
В рассматриваемом уrломере управитель следящей системы co
держит один интеrpатор, роль KOToporo иrрает rиропривод. В следящих
системах TaKoro типа ошибка сопровождения в установившемся режиме
пропорциональна первой производной отслеживаемой координаты.
Следовательно, сиrнал и <pl будет пропорционален уrловой скорости
ПВ. Подверrнув это напряжение соответствующему масштабированию,
можно получить оценку уrловой скорости ПВ.
Датчики и вычислители корректирующих сиrналов q}ормируют
,..
сиrналы коррекции (01 по уrловой скорости, соответствующей СI(ОРОСТИ
перемещения ЛВ неманеврирующей цели, и обеспечивают режим памя
ти при кратковременных пропаданиях сиrналов. Первичными датчика
ми корректирующих сиrналов являются три акселерометра, размещен
ные на rироплатформе совместно с антенной. Один из них, ориентиро
ванный по РСН, измеряет составляющую jux собственноrо ускорения в
этом направлении, а два друrих ero поперечные составляющие Jul,2,
перпендикулярные j"x. Если ошибки сопровождения Llq>1 малы и цель не
маневрирует, то :эти ускорения соответствуют радиальной и TaH
rенциальным составляющим ускорения сближения. Интеrpирование j"x
В интеrраторах И V и Ид, а jul В И vl , С учетом начальных значений У цу ,
Дцу и V ltyl , поступающих в prc в режиме целеуказаний, позволит экст
,.. "
раполировать оцеНI(И текущей дальности Д и поперечной скорости У 1 .
о
/,
,.. ,.. "...
......
;'
t
tnc t п tпс t n
.
.. .. .. ..
Рис. 11.11
231
Вычисленные по формуле 001 == У 1 I Д оценки уrловой скорости
ЛВ поступают в управитель. Под действием этих сиrналов антенна yr
ломера разворачивается с уrловой скоростью, определяемой оценкой
001 . Если цель не маневрирует, то скорость поворота антенны COOTBeT
ствует уrловой скорости ЛВ и рсн направлена на цель. При маневре
цели оценка 001, полученная на основе обработки результатов измере
ний собственноrо ускорения ракеты, не будет соответствовать реальной
уrловой скорости (0) линии визирования. За счет :>Toro несоответствия
появится уrол L\<PI (см. рис. 11.9) и напряжение рассоrласования U I.
Под действием этоrо сиrнала антенна yrломера изменит свою скорость
на величину L\ 001 ==ool 001' а напряжение U cpl будет пропорционально
значению L\ 001 .
После масштабирования в звене с коэффициентом передачи К(I)
(см. рис. 11.7) напряжение U cpl поступает в виде оценки L\ 001 В алrоритм
TpaeKTopHoro управления (7.48), использующий пропорциональное ca
монаведение со смещением. Оценки 1' при меняемые при наведении
ракеты с постоянным yrлом упреждения (7.49), формируются ДУП aH
тенны, механически связанным с ее осью. При пропадании входных
радиосиrналов процесс сопровождения цели по направлению будет
"
продолжен за счет поворота антенны со скоростью 001, определяемой в
вычислителе корректирующих сиrналов. Аналоrичным образом функ
ционирует уrломерный канал prc и в плоскости 2 2.
При захвате цели на траектории первоначальные ошибки MorYT
оказаться настолько большими, что цель окажется далеко в стороне от
рсн (точка ЦА на рис. 11.9). В такой ситуации коэффициент направ
ленноrо действия антенны по суммарному каналу будет мал и принятый
сиrнал UI2 окажется недостаточным для достоверноrо обнаружения
цели. При таких условиях используется так называемое уrловое обна
ружение, выполняемое по разностным сиrналам U I и и 2, которые при
больших L\<P1.2 достиrают больших значений. Если напряжение
и у ==IU Д 11+IU Д 21 превышает некоторый пороr, то принимается решение
о наличии цели и замыкается цепь слежения по направлению. Уrломер
устраняет начальные большие ошибки L\<P),2, совмещая рсн с направле
нием на цель. В итоrе в АСС возрастает интенсивность cYMMapHoro
сиrнала, осуществляется ero обнаружение и процесс сопровождения по
уrловым координатам осуществляется обычным способом.
232
11.4. уrЛОМЕР ПАССИВНОЙ prc
ОДНОЙ из особенностей функционирования пассивных prc явля
ется то, что решение возлаrаемых на них задач зависит от наличия pa
диосиrналов, излучаемых источниками, располаrаемыми на поражае
мых целях. Прекращение поступления радиосиrналов в prc может быть
в случае выключения наземной (корабельной) рлс, выполняемоrо с
целью самозащиты от ракет «воздух РЛС» при уrpозе поражения, либо
при недостаточной чувствительности приемноrо устройства prc в yc
ловиях работы по обзорным рлс, коrда ракета облучается через боко
вые лепестки диаrраммы направленности поражаемоrо объекта. Поэто
му уrломер пассивной prc наряду с формированием оценок пеленrов и
уrловых скоростей линии визирования в двух плоскостях, необходимых
для TpaeKTopHoro управления ракетой, должен обеспечить слежение
осью антенны за линией визи'рования и при перерывах в поступлении
радиосиrналов в prc с тем, чтобы удержать цель в пределах OCHoBHoro
луча антенны. В результате появившийся сиrнал цели будет проходить
в систему обработки без особых затруднений. Кроме Toro, при пропада
нии сиrналов цели для непрерывноrо управления ракетой по тому же
методу наведения, что и при наличии радиосиrналов цели, необходимо
формировать проrнозируемые значения пеленrов и уrловых скоростей
линии визирования.
Для обеспечения нормальноrо функционирования пассивных
prc широко применяются устройства экстраполяции уrловых коорди
нат целей, получивших название пролонrаторов. Слово пролонrатор
заимствовано из французскоrо языка и в радиоуправлении по смыслу
близко к слову экстраполятор.
Основное назначение пролонrатора состоит в том, что он обеспе
чивает перемещение оси антенны для удержания цели в пределах диа
rpaMMbI направленности в тех случаях, коrда в prc происходит срыв
слежения за сиrналами цели. Блаrодаря этому рсуществляется aBTOHOM
ный полет ракеты по траектории, близкой к той, которую имела бы pa
кета при непрерывном сопровождении сиrналов цели prc.
Принципы функционирования пролонrатора в вертикальной и
rоризонтальной плоскостях аналоrичны. Поэтому работа пролонrатора
излаrается ниже применительно к вертикальной плоскости, в которой в
процессе наведения ракеты наиболее интенсивно изменяется уrол визи...
рования.
В пролонrаторах используется априорное знание закона измене
ния уrла визирования EB(t) во времени. Для ракет воздух поверхность,
наводящихся на неподвижные или малоподвижные цели, обычно берет
ся полиномиальная модель входноrо воздействия. В силу этоrо считает
233
ся, что уrол визирования цели в вертикальной плоскости изменяется по
закону
11 .
Ев (t) = L A i е , ( = 1, п) ,
i=1
rде A j случайные величины, зависящие от условий применения; n
степень аппроксимирующеrо полинома.
В простейшем случае закон изменения €B(t) описывается BpeMeH
ным полиномом первой степени от t
Е в ( t )==Eo+root,
(11.14)
rде Ео и ffio начальные значения уrла и уrловой скорости линии визи
рования в момент времени t==O.
Принцип совместной работы следящей системы yrломера и пролон
[атора заключается в том, чтобы в процессе автосопровождения сиrналов
цели rоловкой оценить параметры закона изменения yrла EB(t), а при пропа
дании сиrналов цели сq)ормировать :экстраполированное (проrнозируемое)
значение En(t) yrла EB(t). Значение Еп(t) используется при потере prc сиrна
лов цели для совмещения оси антенны с направлением линии визирования,
которая изменяет свое yrловое положение в пространстве по мере сближе
ния ракеты с целью. Основным показателем качества работы уrломера с
пролонraтором является время памяти prc.
Рассмотрим работу уrломера пассивной prc. На рис. 11.12 пока
за но взаимное положение ракеты и цели при наведении в вертикальной
плоскости. Здесь введены следующие обозначения: У оОрХо прямо
уrольная невращающаяся система координат, связанная с центром масс
Ор ракеты; ОрХ продольная ось ракеты; Ев уrол линии визирования;
Ч>в пеленr цели в вертикальной плоскости; i} уrол танrажа.
У О
Pllc.II.12
234
с учетом принятых правил отсчета уrлов, выражение для уrла
EB(t) можно записать в виде
EB(t)== B(t) (t).
Изменение уrла EB(t) во времени t обусловлено взаимным пере
мещением ракеты и цели и происходит сравнительно медленно по cpaB
нению с изменением уrла танrажа.
Структурная схема уrломера пассивной prc представлена на рис. 11.13,
на котором изображены следящее уrломерное устройство с позицион
ной коррекцией и силовой стабилизацией, rироскоп, измеряющий уrол
танrажа 'д(t), и пролонrатор, содержащий два интеrpатора и форсирую
щее звено в качестве корректирующей цепи.
I
кл з: п олонrато .
I Ф е
Интеrратор 1 орсирующее Интеrратор 2
: звено I
J
е 8и
Кл 2 Уrловые колебания Позиционный Э- И +
продольной оси mpoa<on
I ,
I Уrломер I
: Кл 1 : (I)
Уrловоеl Пеленra УМ 1 rиростаби eJ:'C I ТIИ
положе 1 то р лизато р 1 r ДYII
иие лв I I
I I I I
: =:: : -: -= : =-:. = ......;, = :: : ; ;; ; ;.
вСУР
Рис. 11.13
Уrломер работает в двух режимах: сопровождения и памяти (про
лонraции), функционирование которых происходит последовательно.
В режиме сопровождения сиrналов, поступающих от радиоизлу
чающей цели, ключи Клl и Кл3 замкнуты, а ключ Кл2 разомкнут. При
отклонении цели от оси антенны пеленrатор вырабатывает сиrналы, под
действием которых ось антенны совмещается с линией визирования
(направлением на цель). Для этоrо выходные сиrналы пеленrатора уси
ливаются в усилителе мощности УМ ! и далее подаются на вход rиро
стабилизатора. В установившемся режиме сиrнал на входе rиростабили
затора ию пропорционален уrловой скорости линии визирования. Уrло
вое положение rиростабилизатора характеризуется уrлом Er, В идеаль
ном случае совпадающим с уrлом Ев. Выходные сиrналы ДУП и усили
235
теля мощности УМ 2 поступают в СУР, rде используются для выработки
сиrналов TpaeKTopHoro управления ракетой, например, по методу после
довательных упреждений (7.51).
При суммировании измеренных значений уrлов пеленrа <Рии И TaHra
жа '611, снимаемых соответственно с ДУП и rироскопа, образуется измерен
ное значение yrла визирования Еви(t), совпадающее с точностью до ошибок
измерения уrлов пеленrа и танrажа с истинным значением уrла EB(t). С
сумматора значение Еви(t) поступает на вход пролонrатора, представляюще
ro собой следящую систему с астатизмом BToporo порядка. В качестве ycт
ройства стабилизации, обеспечивающеrо структурную устойчивость про
лонrатора, используется форсирующее корректирующее звено.
На выходе пролонrатора, отрабатывающеrо входное воздействие
Еии(t), формируется выходной сиrнал E,,(t). Так как пролонraтор имеет acтa
тизм BToporo порядка, то он обладает памятью входной величины и ее пер
вой производной, что И используется в режиме памяти (пролонraции).
Если входное воздействие изменяется с постоянной скоростью
(11.14), то в установившемся режиме динамическая ошибка равна нулю
и выходной сиrнал En(t) равен входному Еви(t). Если Еиll(t) изменяется с
постоянным ускорением, то в установившемся режиме будет иметь Me
сто динамическая ошибка по ускорению
EBДY== 000 I ка ,
rде ка коэффициент передачи пролонrатора по ускорению, равный
произведению коэффициентов передачи первоrо и BToporo интеrрато
ров и корректирующеrо звена; 000 уrловое ускорение линии визирова
ния в момент времени t==O.
В случае потери сиrналов цели в prc yrломер переходит в режим
памяти, при этом ключи кл 1 и Кл3 размыкаются, ключ Кл2 замыкается и
вход первоro интеrpатора обнуляется. Пролонrатор, запоминая входную
величину и ее первую производную в момент прекращения автосопровож
дения сиrнала цели, будет продолжать выдавать сиrнал по закону
Е п ( t) =Е n ( 'Т) +Ё: 11 ( 't ) (t 'Т) ( 11 . 15)
rде t момент пропадания сиrналов цели; Е н ('!) и Ё" ('t) значения yrла и
yrловой скорости линии визирования в пролонrаторе в момент времени '!.
В режиме памяти задающим воздействием для уrломера является
уrол Еп, значение KOToporo должно теперь отслеживаться антенной. На
rиростабилизатор поступает сиrнал, равный разности между уrлом En(t),
выдаваемым пролонrатором, и уrлом Еиll(t), поступающим с сумматора.
В результате rиростабилизатор поворачивает антенну таким образом,
чтобы разность уrлов (Еп(t) Еви(t)) стремилась к нулю. При этом ось aH
236
тенны продолжает «следить» за вычисляемым (экстраполируемым) зна
чением линии визирования ракета цель. В результате ось антенны COB
падает с проrнозируемым положением линии визирования, которое в
значительной степени адаптировано к конкретным условиям пуска и
полета ракеты. С ДУП и со входа rиростабилизатора сиrналы поступа
ют в сур для управления ракетой. Входной сиrнал rиростабилизатора в
установившемся режиме пропорционален проrнозируемому значению
уrловой скорости линии визирования.
Характерной особенностью данной схемы уrломера в режиме
памяти является компенсация ошибок rироскопа в случае, если они
постоянны или нарастают по & эк
линейному закону. Покажем
справедливость данноrо YT
верждения. Для этоrо pac
смотрим структурную схему
уrломера в режиме памяти
при совместной работе rиро
стабилизатора и пролонrатора (рис. 11.14). Для простоты в качестве
математической модели rиростабилизатора используется интеrрирую
щее звено с коэффициентом передачи Krc.
Если ошибку 'д'II(t) rироскопа можно аппроксимировать поли
номом первой степени от t, то пролонrатор в режиме сопровождения
отрабатывает ее без искажений. Следовательно, выходной сиrнал про
лонrатора в установившемся режиме можно представить в виде:
Krc
р
Рис. 11.14
Еп( t )==Еп6 д( t)+ t}и( t),
( 11.16)
rде Еп6 д(t) выходной сиrнал пролонrатора при пренебрежении ошиб
ками измерения yrла танrажа.
При переходе prc из режима сопровождения в режим памяти
пролонrатор выдает сиrнал En(t), равный сумме экстраполированноrо
положения ЕпБL\д(t) уrла линии визирования и оценки t}и(t) проrнози
руемой ошибки rироскопа. Из структурной схемы (рис. 11.14) видно,
что в режиме памяти при формировании сиrнала управления rиростаби
лизатором (En(t) E811(t)) ошибка rироскопа вычитается из отслеженной
пролонrатором ошибки rироскопа. Отсюда следует, что ошибка rиро
скопа не влияет на значения пеленrа и уrловой скорости линии визиро
вания, поступающих из уrломера в режиме памяти в сур ракеты.
Этот вывод можно получить и cтporo математическим пyrем. Дейст
вительно, так как следящая система линейная и, следовательно, справедлив
принцип суперпозиции, то на основании рис. 11.14 можно записать Bыpa
жение для измеренноrо значения пеленrа в режиме памяти
237
1 1 Р
(n = Е. 'д' 'д' ( 11 1 7 )
'У811 Тр + 1 11 Тр + 1 1I Тр + 1 ' .
rде р символ дифq>еренцирования, а T==I/K rc постоянная времени
следящей системы уrломера в реJl(име памяти.
В (11.17) первое слаrаемое обусловлено выходным сиrналом про--
лонrатора, второе сиrналом с rироскопа, а третье уrлом танrажа.
Подставляя в (11.17) значения уrла (11.16) и измеренное значение уrла
танrажа t}н(t)==t}(t)+ 'д'It(t), получим
<Рв" = 1 (Е llБМ + Llt},,) 1 (t}+ Llt}I') Р t} = 1 ЕllБМ t}.
Тр + 1 Тр + 1 Тр + 1 Тр + 1
(11.18)
Таким образом, если в режиме сопровождения постоянная или
нарастающая по линейному закону ошиБI(а rироскопа отслеживалась
пролонrатором без ошибок, то в реJl(име памяти ошибка rироскопа KOM
пенсируется.
Аналоrичные соотношения MOJl(HO получить и для уrловой CKOpO
сти линии визирования.
С появлением сиrналов цели уrломер переходит в режим сопро
вождения.
Выше был рассмотрен случай изменения уrла Eo(t) во времени по
линейному закону. Однако этот уrол может изменяться по закону, KOTO
рый описывается полиномом второй степени от t. В этом случае в pe
жиме сопровождения будет иметь место динамическая ошибка при
формировании пролонrатором уrла Еп. Кроме Toro, отсутствие в системе
с двумя интеrраторами памяти по ускорению приведет к тому, что в
режиме памяти разность между значением уrла Е п И истинным значени
ем Ев уrла визирования будет нарастать и цель может выйти из OCHOBHO
ro лепестка диаrраммы направленности антенны prc. Время памяти
будет в этом случае небольшим.
Возможны различные варианты устранения данноrо недостатка. В
частности, в режиме памяти целесообразно на вход первоrо интеrpатора
пролонrатора подавать сиrнал проrpаммноrо yrловоrо ускорения, завися
щеrо от дальности до цели, высоты полета и дрyrих факторов и в идеале
paBHoro истинному значению yrловоrо ускорения уrла визирования Ев.
11.5. КВАЗИОПТИМАЛЪНЫЙ уrЛОМЕР
ДЛЯ СОПРОВОЖДЕНИЯ ИНТЕНСИВНО МАНЕВРИРУЮЩИХ
ЦЕЛЕЙ
Появление на вооружении ряда стран сверхманевренных самоле
тов [9, 11,29,30] предъявляет существенно более высокие требования I(
238
точности, быстродействию и устойчивости сопровождения целей сле
дящими уrломерами. Однако принципы функционирования paCCMOT
ренных уrломерных устройств, основанные на формировании оценок
уrлов и уrловых скоростей ЛВ в одном контуре, в котором OДHOBpeMeH
но решаются и задачи сопровождения цели антенной, не позволяют
одновременно улучшить все перечисленные показатели (см. 10.6).
Кроме Toro, с помощью традиционных уrломеров нельзя сформировать
оценки поперечных ускорений цели, необходимые для реализации алrо
ритмов TpaeKTopHoro управления (7.67), (7.68). И более Toro, для уrло
меров с механическим приводом антенн весьма актуален вопрос эконо
мии энерrетических затрат на управление.
При синтезе РЭССН, в которых можно существенно снизить OT
меченные недостатки, перспективно использование алrоритмов СТОУ,
на основе которых можно синтезировать мноrоконтурные системы,
совместно наилучшие как по точности и быстродействию, так и по yc
тойчивости И экономичности сопровождения. Рассмотрим пример син
теза уrломера, предназначенноrо для информационноrо обеспечения
процесса наведения на, интенсивно маневрирующую воздушную цель,
при следующих допущениях:
уrломер входит в состав БР ЛС истребителя, вооруженноrо paKe
тами «B B» с APrC, причем и самолет, и ракеты используют алrоритм
TpaeKTopHoro управления (7.67), (7.68);
в составе БРЛС имеется измеритель (см. п. 10.6.1), форми
А
рующий достаточно точные оценки дальности Д и скорости сближения
д с интенсивно маневрирующей целью;
каналы уrломера не влияют друr на друrа и решают идентичные
задачи, в связи с этим ниже будет рассматриваться синтез уrломерноrо
канала только в вертикальной плоскости;
в качестве чувствительноrо :элемента используется моноимпуль
сный пеленrатор с суммарно разностной обработкой сиrналов;
в состав привода антенны входят инерционный усилитель мощ
ности и электродвиrатель, в совокупности аппроксимируемые переда
точной функцией .
Wnp(p) == Ь/р(Тр+l); (11.19)
датчиками корректирующих сиrналов являются позиционный rи
роскоп и акселерометр, измеряющий нормальное ускорение ЛА.
11.5.1. ВЫБОР и ОБОСНОВАНИЕ ИСХОДНЫХ МОДЕЛЕЙ
При выборе исходных моделей состояния необходимо принимать
во внимание следующие обстоятельства.
239
Для информационноrо обеспечения алI"ОрИТМОВ TpaeKTopHoro
управления (7.22), (7.23) и (7.74), (7.75) и выдачи команд целеуказаний
в ракету, наводимую по закону (7.67), (7.68), в уrломере должны фор
мироваться оценки бортовоrо пеленrа <Ро, уrловой скорости линии ви
зирования ООН' нормальных ускорений цели juu и истребителя jH.
Модели состояния должны обеспечить достаточно высокую точ
ность экстраполяции оцениваемых координат в различных условиях
применения с учетом изменения дальности, скорости сближения и Ma
невров цели и истребителя.
Набор. фазовых координат, входящих в состав модели, должен
позволить высокоточно стабилизировать антенну, для чеrо желательна
не только позиционная, но и скоростная коррекция.
Привод антенны, наряду с вращением антенны, должен обеспе
чивать память по уrловой скорости при пропаданиях входных радио
сиrналов и учитывать в законе формирования сиrнала управления
ошибки не только по уrлу, но и по уrловой СКОРОСТИ. Последнее ПрИН
ц пиально необходимо для бессрывноrо сопровождения интенсивно
маневрирующих целей.
С учетом всех этих особенностей обобщенный вектор состояния
можно представить в виде совокупности фазовых координат:
.
Ев = (00 ' Ев (О) == Е во ; (11.20)
. 2Д 1. .
(00 = (00 + (JltB Jo) , (ОВ (О) == 0)00 ;
Д д
(11.21)
.
jLtD == a. jjLto + jLt , jцв (О) == jLtoO;
(11.22)
j о == j в ' j в (О) == j вО
(11.23 )
t} = (O '
ro == a. (O + Ы ,
i}(0) == t}o ;
(11.24)
( 11.25)
(11 :26)
<Рао = (Оав '
O) (О) == OO o ;
<Рао (О) == <Равв;
. 1 Ь
(Оао = (Оав + и о) + '-,0) , (Оао (О) == О)аво .
т т
в соотношениях (11.20) ( 11.27) Ев и 0)8 уrол визирования цели и уrло
вая скорость ЛВ; Д и Д дальность до цели и скорость ее изменения;
jItB И jB нормальные ускорения цели и истребителя; <Xj коэфq}ициент,
( 11.27)
240
учитывающий маневренные свойства цели; f} и (О" уrол танrажа и
скорость ero изменения; а" коэффициент, характеризующий ирину
спектра уrловых колебаний ЛА; <Рав И (Оав уrол поворота антенны и
скорость ее вращения; и ro сиrнал управления приводом; Ь и Т коэф
фициент усиления и постоянная времени привода; ju, jB' ro" И ro цeH
трированные белые шумы с известными односторонними спектральны
ми плотностями G ju , G jB , G и G(J)a.
rеометрические соотношения между уrлами, поясняющие смысл
уравнений (11.20), (11.24) и (11.26), показаны на рис. 11.1. Уравнения
(11.21) и (11.26), (11.27) получены на основе соотношений (7.44) и
(11.19). Для описания эволюций jUB И (О" использована известная модель
Зинrера [76].
Первичные измерители (формирователи наблюдаемоrо процесса)
должны rарантировать формирование оптимальных оценок всех фазо
вых координат вектора состояния (11.20) ( 11.27). Возможность такой
rарантии может быть определена на основе критерия наблюдаемости
(2.23) 2.25). Из этоrо критерия следует, что в любой rpуппе функцио
нально связанных координат, подлежащих оцениванию, должны как
минимум наблюдаться нулевые производные оцениваемых координат.
В нашем случае к таким координатам относятся Ев, f} И <Рав. Следует
отметить, что i} может наблюдаться позиционным rироскопом, <P 'B
датчиком уrловоrо положения антенны, а Ев совокупностью rироско
па, ДУП и моноимпульсноrо пеленrатора (см. рис. 11.1). Кроме Toro,
" "
для раздельноrо формирования оценок jU8 И j8 необходимо измерять
хотя бы одну из этих фазовых координат. Ускорение jB проще Bcero
определить акселерометром. С учетом сделанных замечаний и приня
тых допущений модель наблюдений описывается соотношениями:
Zl == K (Ев 1з- <Рав )COS'V р + ; (11.28)
Z2 == К jjB + jви; (11.29)
Z3 == Кt}1З- + ди ; (11.30)
Z4 == Kq><PaB + q>и . (11.31)
в этих соотношениях Zl, ZЪ Z3 И Z4 соответственно напря)кения
на выходах моноимпульсноrо пеленrатора, акселерометра, позиционно
ro rироскопа и датчика уrловоrо положения антенны; KL\, Kj, К" и кр
их коэффициенты передачи; 'Vp текущая фаза сиrнала промежуточной
частоты на выходе приемника разностноrо канала пеленrатора; L\, jB1f'
"H И <РИ центрированные белые шумы измерений с известными OДHO
241
сторонними спектральными плотностями a , Оон, Од1l И G<pll. Проверка
(11.20) (11.27) и (11.28) (11.31) по критерию наблюдаемости (2.25)
показывает, что выбранная пара «состояние наблюдение» полностью
наблюдаема.
Поскольку исходные модели (11.20) ( 11.31) линейные, возмуще
ния rауссовские, то при квадратичных функционалах качества задачи
синтеза оптимальноrо фильтра и оптимальноrо реrулятора MorYT pe
шаться раздельно (п. 2.1.3).
11.5.2. СИНТЕЗ ОПТИМАльноrо РЕrУлятоРл
Оптимальный реrулятор в составе уrломера должен:
вырабатывать сиrнал управления, обеспечивающий бессрывное
сопровождение антенной интенсивно маневрирующей цели;
формировать сиrнал комбинированной обратной связи в опти
мальный фильтр (см. рис. 3.6);
обеспечивать высокоточную стабилизацию антенны в простран
стве при уrловых колебаниях ЛА.
ДЛЯ решения JТИХ задач необходимо, чтобы для приво:да (11.26),
(11.27), предназначенноrо для отсле)кивания процесса (11.20), (11.21)
при наличии наблюдений (11.28) ( 11.31), был СфОр lирован сиrнал
управления 11(J), оптимальный по минимуму (РУНКЦИОНaJIа качества (1.5):
1 == М у {[ En = <l'ao ] T [ QII Ql2 1 Ео = <l'ао ] + f U udt } . (11.32)
(Оав q21 Q22 0\ Щш о .
в (11.32) qll, q12==q21 и q22 коэффициенты штрафов за точность слеже
ния по уrлу и уrловой скорости, а k il коэффициент штрафа за сиrнал
управления l1оо.
Сравнивая (11.20), (11.21) и (11.26), (11.27) с (2.8) и (2.7), а
(11.32) с (1.5), получаем
Х Т = [Ев t} (ОВ (Од!, Ху = [<Рап
J I'
О)ав '
U == Н оо '
FT [ 211Д]' Fy [ l T]'
Ву [ b T ]. Q [ : : : :] , к ku .
Подставив (11.33) в (3.35), найдем сиrнал управления
(11.33)
242
bq21 " "" bq22 " "" ro
U = ( E ..i} <p ) + « (., 00_a. 0) ) ==K<P <p +K OO ( 11.34 )
ro Tk в ав Tk ""'8 v ав '
u u
rде
"" """
Д<р = Ев .. f} .. <Рав , доо = ООн ...... ОО'д ...... ООан (11.35)
ошибки сопровождения по уrлу, уrловой скорости и стабилизации, а
к<Р = bQ21/(Tk u ), к ro == bQ22/(Tk u ) (11.36)
коэффициенты ошибок сопровождения.
Из (11.34) (11.36) следует, что:
реrулятор представляет собой систему с ООС по всем управляе
мым и стабилизируемым координатам;
сиrнал управления зависит как от ошибок сопровождения по yr
лу, так и по уrловой скорости;
вес ошибок в сиrнале управления определяется динамическими
свойствами привода (ЫТ) и соотношением штрафов на точность и ЭI<О
номичность (q21/ku и Q22/ku);
для функционирования реrулятора необходимо иметь фильтр,
"
формирующий оптимальные оценки Ев, t}, <Рав и ООН' OOt), ООан.
"
11.5.3. ВЫБОР КОЭФФИЦИЕНТОВ ШТРАФОВ ФУНКЦИОНАЛА КАЧЕСТВА
Выбор коэффициентов штрафов функционала качества (11.32),
позволяющих обеспечить максимально высокую (допустимую ) точ
ность реrулятора в установившемся режиме при заданных оrраничениях
на величины сиrнала управления uro=s;Uощ и постоянной времени Т <p T <рд
процесса отработки ошибок захвата
"
"" """
CPo = Е во i}o <РавО ' (OO = ООвО 0000 (ОавО (11.37)
про ведем по методике, изложенной в п. 3.5.1. При этом будем полаrать,
что выполняются следующие условия:
в момент захвата цели имеют место максимально возможные
ошибки <Po = <Рl11ах' L\ooo = L\ool11ax одноrо знака;
известны допустимые значения сиrнала управления U roд И посто
янной времени Т <рд;
все виды возмущений в моделях (11.20) (11.31) отсутствуют, в
результате чеrо Ев ==Е в , i}. ==i}., a8 ==<Рав И ООН ==ООIН ООд ==00", ООаН ==ООiШ;
закон изменения Ев определяется rипотезой ООн ==0 и ООд ==0, что не
принципиально и предназначено для упрощения процедуры вычисления
ошибки слежения по уrлу в установившемся режиме.
243
При точном наведении самолета по закону (7.68)
. ЗДо V . N Д . .
JB == сб (ов + JUB == 01 (ов + Jцв, (11.38)
До Дк
rде N 01 = 3До I(До дк) .
Используя (11.38) в (11.21), получаем уравнение
<ОВ = Д (N 01 2)ООв, ООВ (О) = ООвО . (11.39)
Д
Тоrда на основании (11.20), (11.24), (11.26) и (11.39), (11.25),
(11.27), (11.34), (11.36) ошибки сопровождения цели по уrлу и уrловой
скорости будут определяться соотношениями:
Llin = (о (O_1l (о = Д(О .
в v ав '
(11.40)
. . . . д 1 Ь <р Ь (J)
Ll(O (ов C% (OaB (Nol 2)(Ов + (X-дС% + (OaB К Ll<p К Д(O
Д т т т
[ " ] ( r ( }
Д 1 1 Ь Ь (J) 1
= Д (N 01 2) + т ООВ + <Х1') Т 1') т к ер Д<Р Т К + т 00.
( 11.41)
При получении (11.41) принято во внимание, что OOaB==Ыв" o}'OOд
(см. рис. 11.1). Продифференцировав (11.40) по времени с учетом
(11.41), найдем
.. ( ь ro 1 Iл . ь ер [ Д 1 ] ( 1 \.,
Д<Р+ Т К + т r<P+ T K Д<Р= д (NОI 2)+ т оов+ <X1') T r1').
( 11.4 )
Из этоrо уравнения следует, что устойчивость сопровождения
определяется только параметрами заданной части (Ь, Т) и реryлятора
(К ОО , K<I». В то же время точность сопровождения цели равносиrнальным
направлением зависит как от параметров заданной части и реryлятора
(Ь, Т, К Ю , К<Р), так и от условий применения (Д, Д, ООв, Юд) и
N 01 = 3До I(До ДK) .
Переходные процессы в реrуляторе можно исследовать в процес
се анализа решения
Д<р = С 1 еХР(Л 1 t) + С 2 еХР(Л 2 t)
( 11.43)
244
однородной части (11.42), в котором Сl и С2 определяются начальными
ошибками <Po и (oo, а л'1 и л'2 находятся из соотношения (3.49):
"'1 = ,( ьк + 1 )+ 0,5 (ьк + 1 J 4 b Ip ;
( 11 .44)
"'2 = ,( ьк + 1 ) 0,5 (ьк + 1 J 4 b Ip .
(11.45)
Анализ (11.43) ( 11.45) позволяет сделать следующие выводы.
Решение (11.43) rоворит о том, что для устранения начальных
ошибок захвата достаточно выполнить условия л'1<0 и л'2<0.
Во избежание перереryлирования в процессе отработки началь
ных ошибок захвата необходимо, чтобы корни л'1 и л'2 были веществен
ными, т.е. (ЬК ro + 1 )2>4bTK<I>. Тоrда справедливо неравенство л'1< л'2. В
этих условиях постоянная времени T реrулятора с достаточной для
практики точностью определяется наименьшим по модулю корнем
Лl =l/T<p'
( 11.46)
значение KOToporo зависит от параметров заданной части и реryлятора.
Следует учесть, что величины K и К ro должны быть такими, что
бы (11.34) удовлетворял условию (3.50). Используя наихудший случай
и ro Uroд, т ==T <l>Д' <P== <Po и or (Oo, получаем
К ю = (U юд ..K<P cpo)1 Llro o . (11.47)
Подставляя (11.46) и (11.47) в (11.44), находим
Т<рд bU юд + (Т<рд .. T)Llro o
к<р= ;
Т <р д Ь(Т <р д юо + Llq>o )
К ю = T д bU юд (ТIpД T) q>o .
Т<рдЬ(Т<рд Юо +дсро)
( 11.48)
( 11 .49)
Анализируя (11.48) и (11.49), можно сделать следующие выводы.
В рассматриваемом уrломере можно реализовать только ПОСТО
янные времени Тq)Д>Т (ОJ(ЬUroд+ (Оо). Поэтому для повышения быстро
действия отработки ошибок захвата необходимо увеличивать Ь и U<ОД.
245
Кроме Toro, необходимо уменьшать первоначальную ошибку захвата по
уrловой скорости Llrooo
Величина коэффициентов усиления кер и КО) ошибок сопровожде
ния цели по уrлу и уrловой скорости зависит не только от параметров
уrломера, но и от точности устройств захвата цели по направлению,
реализующих начальные ошибки Llq>o и Llrooo
Значения ошибок сопровождения цели по yrлу и уrловой CKOpO
сти в установившемся режиме определяются только частным решением
неоднородноrо уравнения (11.42). Это обусловлено тем, что уже при
t>3Тq>д собственные ошибки следящей системы, вычисляемые по фор
муле (11.43), практически равны нулю. Отыскивая частное решение
неоднородноrо уравнения (11.42) в классе функций
CPycт = АЕ в + 8оо в + Ct} + D 1 rot} ,
<PYCТ = ooycт == Аоо в + сы д '
<Pycт = cOy(.."Т == о ,
на основании (11.42) получаем равенство
( 11.50)
( ЬК ОО +l } Ь
0+ т +%)+ т К'Р{АЕо + + О'} + D1C%)=
= [ (NOl 2)+ ]000 +( a ) .
Из этоrо равенства находим
А == О, с == О,
[д +(N 01 2)Дт]
В == , DI
Д ьк<Р
(l T)
ькР '
[д+(N О1 2)ДT] (l aдT)
Ll<p уст == 008 + ООд .
Д ькч> ЬКЧ>
(11.51)
Необходимо подчеркнуть, что решение (11.51) является прибли
женным, поскольку основано на представлениях (11.50) в рамках rипо
тезы о замороженных коэффициентах.
Из (11.51 ) следует, что L\<PYCT зависит от параметров уrломера (ь,
, Т), параметров системы самонаведения (N 01 ) и условий применения
(Д, Д, О>а, ООд).
246
Если установившаяся ошибка <PYCT' вычисляемая по (11.51), пре
вышает допустимое значение, то по (11.48) и (11.49) вычисляются HO
вые значения ,К<Р и к оо , для которых затем определяется время Т <р пере
ходных процессов, новые значения <PYCT И т.д. до получения приеl\1ле
Moro результата.
11.5.4. СИНТЕЗ КВАЗИОПТИМАльноrо ФИЛЬТРА
Фильтр уrломера будем синтезировать на основе моделей
(11.20) ( 11.31) обобщенноrо вектора состояния
х т = [Ев ОО В Jцв JB 'б Щ'} <Рав оо ав ] (11.52)
и вектора наблюдения
z т = [ZI Z2 Z3 Z4]
в предположении, что Д и Д в (11.21) оцениваются в отдельном изме
рителе дальности и скорости (п. 10.6.1).
Поскольку исходные модели линейные, а шумы белые, то для
синтеза фильтра можно использовать алrоритм оптимальной линейной
фильтрации (3.61) (3.63), для реализации KOToporo необходимо решать
систему уравнений размерностью (3.65)
N y =N+O,SN(N+l)=8+0,S.8.9=44, (11.53)
rде N размерность вектора состояния х (11.52). Решение системы
уравнений такой высокой размерности в реальном масштабе времени
предъявляет достаточно жесткие требования к быстродействию и объе
му памяти БЦВМ. Поэтому используем принцип декомпозиции исход
Horo вектора состояния (11.52), позволяющий сформировать квазиоп
тимальные оценки всех фазовых координат при существенно меньших
вычислительных затратах ( 4.3). На основе этоrо принципа в составе
векторов состояния (11.20) ( 11.27) и наблюдения (11.28) ( 11.31) можно
выделить rруппы подвекторов, которые позволят раздельно оценить
фазовые координаты. В состав таких rрупп можно включить следующие
уравнения:
jB == jB' jB(O) == jBO; (11.54)
z2 == К jjB + j8И' (11.55)
позволяющие синтезировать фильтр собственноrо ускорения;
.
i} = Юt),
Юд == аt)Юt) + ooд'
'f}{O) == it o ,
Юt) (О) == ЮдО;
( 11.56)
247
Z3 == Кдi}+ 'дИ '
(11.57)
"
дающие возможность сq)ормировать оценки t} и со в q)ильтре KoppeK
тирующих сиrналов;
<Рав = ы ав '
. 1 Ь
ы ав = ы ав + и ro + roa' ы ав (О) == Ы авО ;
т т
<Рав (О) == <РавО;
(11.58)
Z4 == Kq><PaB + q>и ' (11.59)
" "
обусловливающие q)ормирование оценок <l'а8 и ООав В фильтре привода
(управителя) ;
Ев = ы в '
Ев (О) == Е во ;
"
. 2Д 1. ) .
ы в ы в +" (Jцв J B ' Ы В (О) Ы вО '
Д д
(11.60)
jцв == a jjцв + jlt'
j Ц8 (О) == jцвО;
"
ZOT =zl + Кдi}соs'V р + K <PaB cos'V,p = КдЕ в cos'V p + I' (11.61)
"
определяющих возможность получения оценок Ев, сО а и jUIJ В q)ильтре
отслеживаемых координат. Здесь (11.60) и (11.61) записаны с учетом
"
А. . А. "
оценок Д, Д, jB' t} И aB' сформированных в друrих фильтрах; I
центрированный rауссовский шум с односторонней спектральной плот
ностью G dl . G d + G + G aH' rде G и G aB односторонние спек
тральные плотности ошибок оценивания процессов t} и <I'"н.
Разбив оптимальный q)ильтр уrломера на четыре подфильтра,
можно уменьшить число решаемых уравнений по сравнению с (11.?3):
1.2 2.3 2.3 3.4
N yl =1 +2+2+2+2+2+3+2=2+5+5+9=21
и тем самым ослабить требования к объему памяти и быстродействию
БЦВМ.
Сопоставив (11.60) и (11.61) с (2.13) и (2.16), получим
Хот = [Ев 00 в jцвf, u == JB' Z == ZOT ,
248
О 1 О О КдСОS'V р
"
.. " " "
F OT = О 2Д/ Д l/Д В== l/Д т О ( 11.62)
, , н =
О О a.. О О
J
Подставив (11.62) в (3.61) (3.63), сформируем алrоритм оценивания:
"
Ев = ООн + К от1 cos'V T ZI '
Ев (О) == Е во ;
(11.63)
"
" 2Д . 1""
сОв = &в + : (jцо jo) + К от2 COS'VT ZI' &в (О) == &00; (11.64)
Д Д
"
. "
juo == ..а. jjUB + К ОТ З cos'V T Z 1 '
j цв (О) == О ;
(11.65)
"
Llz 1 = ZOT KL\EBCOS'J1 p == Zl KL\ (Ев i} aB)COS'J1p; (11.66)
К от1 == 2D 11 К д /О дl '
К от 2 == 2D 21 К д /О Дl '
К от з == 2D31Кд/ОДl;
.22
D 11 =2D21 DIIКд/ОДI'
(11.67)
Оl1(0)==ОI10;
"
. 2Д 1
D 21 = 2D 22 D21 + D31
Д Д
2
D21DIIКД D ( О ) == О .
О ' 21 '
дl
"
. 2 2
. 2 4Д D21KL\
D 22 = D32 D22 ,
д д ОДl
2
. D31DI1КД
D 31 = D 2З a.jD31
ОДl
D 22 (О) == D 220 ;
О 31 (О) == О ; (11.68)
"
. 1 2Д
О 32 = Dзз +a.j
Д Д
32
2
D31D21KL\
ОДl
D 32 (О) == О ;
D 2 2
. 31 К Д
D33 = 2a. j D 33 + 0,50 ju'
ОДl
О33 (О) == D ззо .
249
При получении (11.68) были учтены следующие обстоятельства: по
скольку матрица D симметричная, то D I2 ==D 21 , 01з==031; 01з==032; при
H==[K cos'Vp О О] слаrаемое 2DH.IG IIHD в (3.63), содержащее CBepXBЫ
.,
сокочастотные составляющие cos 'Vp, было усреднено на основе paBeH
ства cos 2 'Vp==0,5+0,5coS2'Vp. При этом слаrаемые 0,5соs2Ч1 р были исклю
чены из процесса вычисления (11.68).
Правомочность усреднения Oij (i == 1,3 , j == 1,3 ) обусловлена двумя
причинами. Во первых, матрица D характеризует точность оценивания
медленно изменяющихся траекторных параметров Ев, 000 И jЩI. Bo
вторых, современные БЦВМ еще не обладают быстродействием, позво
ляющим учитывать при вычислениях Oij сверхвысокочастотные слаrае
мые, содержащие соs2Ч1р'
Особе.нностью алrоритма (11.63) (11.68) является необходимость
текущеrо вычисления коэффициентов матрицы D (11.68), поскольку их
"
значения зависят не только от времени, но и от значений Д и Д, по
ступающих из автоселектора дальности и скорости.
Аналоrично мо){(но с(l)ормировать алrоритмы функционирования:
для фильтра собственноrо ускорения
"
jB = КФjДZj'
jB (О) = Z2 (О) / К j ,
(11.69)
дz j == Z 2 К j j 8 ;
(11.70)
для q)ильтра корректирующих сиrналов
"
tt= сОд + Кф1\}lДZ1'},
"
cOt} = t}cOt} + Кфt}2ДZt},
"
1З(0) = Z3 (О) / Kt},
сОд(О) = О,
(11.71)
"
ДZt} == Z3 Kt}1}
(11.72)
и для фильтра привода
1'\
Фав = &ав + Кфq>l <P '
" 1 Ь
сО а8 = сО ав + и ы + Кф<р 2 .1zq> ,
Т Т
<Рав (О) = Z4 (О) / Kq>'
&а8 (О) == (0380'
(11.73)
ДZ<р == Z4 Kq><PaB '
(11.74)
250
rде иоо формируется в реrуляторе (11.34). Здесь КФj, КФiН, Кфд2 И Кфсрl,
к. cp2 коэффициенты усиления невязок (11.70), (11.72) и (11.74), опре
деляемые по стцндартным формулам (3.62), (3.63). В общем случае их
можно вычислить один раз и запомнить в БЦВМ при алrоритмическом
способе реализации фильтров, либо реализовать в виде усилителей с
переменным коэффициентом усиления при аппаратурном воплощении.
Совокупность уравнений (11.63) (11.74) и определяет алrоритм
функционирования квазиоптимальноrо фильтра уrломера. Квазиопти
мальность фильтра обусловлена следующими причинами. ,
Коэффициенты усиления всех невязок вычисляют для вполне оп
ределенной априорной статистики. При изменении условий функциони
рования, связанных с изменением типа сопровождаемой цели, видов ее
маневров и статистики возмущений, коэ(рфициенты усиления не вязок
будут отличаться от их оптимальных значений, что и приведет к yxyд
шению точности фильтрации.
В результате декомпозиции исходноrо вектора состояния в полу
ченных фильтрах малой размерности были утрачены взаимные связи
и корректирующие поправки, обусловленные невязками (11.70), (11.72)
и (11.74).
11.5.5. СТРУКТУРНАЯ СХЕМА уrЛОМЕРА
Структурная схема синтезированноrо уrломера, приведенная на
рис. 11.15, получена на основе моделей первичных измерителей (11.28)
(11.31), заданной части (привода) (11.26), (11.27), алrоритмов вычис
ления сиrнала управления (11.34) и квазиоптимальных оценок (11.63)
(11.74). Особенностью схемы является то, что УСРО вырабатывает сиr
налы ZI и Z1:, при этом сиrнал ZI используется для получения невязки Llzl
(11.66), а Z1: только В качестве опорноrо сиrнала для модулятора М и
фазовоrо детектора (ФД). Модулятор М формирует в (11.66) проrноз
"
наблюдения KL\ (Е t) aB) COS'I'p путем модуляции сиrнала cYMMapHoro
канала Z1: сиrналом разности оценок ( Е t) aB ). Фазовый детектор pea
лизует в (11. 63 ) ( 11.66) операцию умножения COS'I'P и Llz 1. Возникаю
щие при этом составляющие удвоенной частоты от(рильтровываются
низкочастотным фильтром ФД и дальнейшеrо участия в формировании
оценок не принимают. Сиrналы с выхода ФД усиливаются с коэффици
ентами KoTi (i == 1,3) и поступают в каналы вычисления оценок Ев, Юfj и
jЦfj, rде ИЕ, И(J) и И jц соответствующие интеrраторы. Коэффициенты
" .
KoTi усиления невязок, зависящие от текущих оценок Д и Д (11.67),
251
(11.68), невозможно определить заранее и следует вычислять в процессе
формирования оценок. Это обстоятельство отличает полученный
q)ильтр отслеживаемоrо процесса от традиционноrо фильтра Калмана.
Начальные условия Е во и ООвО формируются В БР ЛС в режиме захвата.
РЕr f(1ЯТОР
"
Ip
цв.
л
Ws
"
j цв.
HKC
3КС
KC
а
CP&.ff1b тр
KOPPEKT&.fP.
C&.frH MOB
Рис. 11.15
Невязка L\zcp для фильтра при вода (управителя) вычисляется по
правилу (11.74). Усиленная в УНУП в Кфсрl и K Hp2 раз (11.73), она CYM
А 1 А ь'
мируется с результатами проrноза Ыав И roa8 + иro' формируемы
т т
ми в эуп. Вычисленные таким образом правые части (11.73) интеrри
руются в ИУП, В результате чеrо и образуются оценки aB и ООа8. Из
меренные пr MrHoBeHHbIe значения z3 используются для определения
невязки (11.72). После усиления в усилителях невязок корректирующих
сиrналов (УНКС) в Кфдl и Кфд2 раз (11.71) она суммируется с результата
ми проrноза OOt} и <Xt}IO i} , формируемыми в экстраполяторе корректи
РУIОЩИХ сиrналов (ЭКС). Интеrрируя полученную сумму, интеrраторы
252
корректирующих сиrналов (ИКС) вычисляют оценки д- и ОО д . Фильтр
ускорения, вырабатывающий оценку jB по алrоритму (11.69), (11.70),
аналоrичен фильтру, рассмотренному в п. 10.6.1.
"
Оценки <Рцв = SB t} (см. рис. 11.1) и ОО в ' jUB поступают к потре
бителям информации для реализации тех или иных методов наведения,
алrоритмов помехозащиты и определения маневров цели. На основании
"
ошибок Ев t} aB И 008 OOд OOaB В реrуляторе формируется управ
ляющий сиrнал U(J) (11.34), под действием KOToporo привод поворачива
ет антенну так, чтобы РСН совмещалось с направлением на цель.
Если цель отклонилась от РСН, то на выходе УСРО формируется
сиrнал ZI*O и появляется невязка Zl*O. Под действием усиленной He
"
вязки изменяются значения оценок Е 8 , ОО в И jцв. Это при водит К ошиб
кам Ев t} aB
" " "
и ЫВ Ыд Ыав' предопределяющим возникновение
сиrнала управления иы и поворот антенны в сторону, соответствующую
уменьшению сиrнала ZI.
При изменении уrловоrо положения ЛА в пространстве вариации
"
д- измеряются пr, что приводит l( изменению невязки Zi) и оценок д- и
ОО д . Под действием этих оценок сиrнал управления U(J) изменяется так,
что антенна поворачивается в сторону, противоположную отклонению
ЛА, сохраняя тем самым свою пространственную ориентацию.
Спецификой paccMoTpeHHoro способа развязки антенны от уrло
вых колебаний самолета является использование смешанной коррекции
как по положению (позиционной), так и по скорости (скоростной). Это
позволяет улучшить точность стабилизации антенны в пространстве, а
соответственно и точность формирования всех оценок. Еще одной oco
бенностью уrломера является использование корректирующих сиrналов
не только при управлении антенной, но и при формировании невязки
(11.66). Тем самым компенсируются мrновенные изменения Zl, вызванные
"
эволюциями t} и Щз, путем вычитания соответствующих оценок t} и ОО д
независимо от инерционноrо процесса поворота антенны приводом.
Анализ структурной схемы уrломера на рис. 11.15 позволяет cдe
лать следующие выводы. Синтезированный уrломер представляет собой
мноrоrv-Iерную, нестационарную и мноrоконтурную следящую систему.
MU020Alep1l0Cl1lb обусловлена наличием нескольких входных (Zl, Zr, ZЪ
"
Zз, Z4) и нескольких выходных (Ев, и8' Ы В ' jUB' д-, Ыд, <Рав' Ыав' <{>ав,
253
ООав) сиrналов. При этом часть оценок ( <Рцв, Юfj' jЦfj) поступает к потре
бителям инq)ормации, а остальные используются в самом уrломере.
Нестационарносmь уrломера связана с наличием в фильтрах перемен
ных коэффициентов усиления невязок кот), К от 2, кот), КФj, K H H, Кфt}2 И КФ<рI,
Кф<р2 большинство из которых изменяются от своих наибольших значе
ний в момент начала сопровождения до существенно меньших в YCTa
новившемся режиме. Такое изменение этих коэффициентов обеспечива
ет быструю отработку ошибок захвата за счет широкой полосы пропус
кания фильтров. В установившемся режиме узкая полоса пропускания
фильтров позволяет сrладить случайные возмущения. Кроме Toro, He
стационарность фильтра отслеживаемоrо процесса обусловлена пере
А
менными коэфq)ициентами Д и Д модели (11.60), используемой для
проrноза оов. С одной стороны, наличие таких коэффициентов делает
модель (11.60) более адаптивной [( условиям применения, но с друrой
приводит к резкому возрастанию дисперсии О 22 (11.68) ошибок оцени
вания ООн на малых расстояниях Д до цели. Эта особенность, усиленная
ростом интенсивности уrловых шумов (п. 5.2.4), может увеличить даль
ность Дк окончания самонаведения, что нежелательно.
В следящей системе уr'ломера МО)КНО выделить несколько ,пипов
KOIUпypOB. Четыре из них, образованные цепями q)ормирования неВЯЗОI(
ZI (11.66), Zj (11.70), Z1') (11.72) и z<p (11.74), типичны для фильтро
вых систем. Пятый контур замыкается на антенне через ее привод и
реrулятор, а шестой образуется цепями подачи из реryлятора комбини
pOBaHHoro сиrнала иы коррекции в фильтр привода. Особенностью этоrо
сиrнала является то, что он формируется не только по наблюдаемым
координатам Ев, ,з. И <Ран, но и по оцениваемым ООв, 001') И ОО"в.
MHoroKoHTYPHOCTb следящей системы одновременно обеспечива
ет высокую точность, быстродействие, устойчивость и помехозащи
щенность уrломера в целом.
Высокая точность, rарантируемая (l)ильтрами отслеживаемоrо
процесса и корректирующих сиrналов, объясняется следующими при
чинами. Bo пepвыx, к потребителям поступают непосредственно оценки
" "
<{>цв И ООН' а не их запаздывающие аналоrи <РШН ООав, как )то имеет место
в одноконтурных системах. Bo втopыx, оценки Ев, 000 и j,щ (рормиру
юте я по более точным адаптивным моделям (11.20) ( 11.22), в которых
учитываются изменения дальности, СI(ОРОСТИ и маневр не только ОУ, но
и цели, что особенно важно при сопрово)кдении интенсивно маневри
рующих целей. B п1pe/}1bиx, оценки Eu' ООВ и jиц вычисляются по более
254
совершенным алrоритмам калмановской фильтрации, которые отлича
ются от а, алrоритмов переменными коэфqН'Iциентами усиления невя
зок, адаптивными к априорной статистике. В четверп1ЫХ, более высокой
точностью измерений ZI, обусловленной лучшей стабилизацией в про
странстве антенны за счет использования смешанной коррекции. Это
позволяет осуществлять в фильтре отслеживаемоrо процесс а более точную
коррекцию результатов проrноза по исходным моделям (11.20) (11.22)
результатами измерений.
Высокое быстродействие предопределено исключением инерци
oHHoro привода антенны из цепей q)ормирования оценок Е н , ООН И juu,
поступающих к потребителю. Это дает возмо)кность уменьшить посто
янную времени отработки ошибок захвата в фильтре отслеживаемоrо
процесса на 1 2 порядка по сравнению с одноконтурными уrломерами.
Высокая устойчивость сопровождения антенной линии визирова
ния цели обеспечивается инерционным приводом за счет использования
оптимальноrо сиrнала управления (11.34). Особенностью этоrо сиrнала
является то, что в нем учитываются ошибки сопровождения цели не
только по уrлу (E u i) aH)' но И по уrловой СI(ОРОСТИ ((он Юд Ю аU )
при реальных оrраничениях на сиrнал управления и требуемое время
переходных процессов в реrуляторе (11.48), (11.49). Учет в законе
управления (11.34) ошибок по уrловой скорости позволяет бессрывно
сопровождать цели во всем реальном диапазоне изменения уrловых
скоростей ЛВ. Улучшение условий бессрывноrо сопровождения целей
обеспечивается и повышенной развязкой антенны от уrловых колебаний
ЛА. Поскольку ИНфОР lация к потребителям поступает не из управителя
(привода), то к контуру сопровождения цели антенной не предъявляется
требований высокой точности слежения. Вполне достаточно, чтобы
текущая ошибка EB t} <PaB не превышала 8/2 половины ширины диа
rpaMMbI направленности. В такой ситуации на вход УСРО будут посту
пать отра)кенные от цели сиrналы, обеспечивая тем самым устойчивое
формирование наБЛlодения ZI, а соответственно и оценок <Рl11 ' Юн И jUB.
Сопровождение цели будет бессрывным, если максимально возмо){(ная
ошибка сопровождения по уrлу
Ll<ршах = Ев 1} <Рвв = Ll<Pycт + 3 Dll + D + Dq>Ba < е /2 ,
rде А<руст определяется соотношением (11.51), D 11 вычисляется при pe
шении (11.68), а дисперсии D t} и D<р,ш ошибок оценивания TaHra){(a и
уrЛОВОI'О положения антенны при решении соотвеТСТВУIОЩИХ ypaBHe
ний Риккати. Устойчивость q)ормирования оценок <Ран и Ю ан обуслов
255
лена введением в фильтр привода комбинированноrо корректирующеrо
сиrнала иы из реryлятора.
Высокую помехозащищенность уrломера мо)кно обеспечить бо
лее совершенными алrоритмами защиты, основанными на использова
нии очень высокой избыточности ин(рормации. Так, информация об
"-
уrловом положении цели содержится в оцеНI<ах <Рцв == Ев , <РаН И aH' а
об уrловой скорости ЛВ в оценках {О В и {О д + Ю ав .
При кратковременных пропаданиях сиrналов Zt процесс co
провождения цели будет продолжаться за счет использования экстрапо
лированных в фильтре от леживаемоrо процесса оценок Ев и Ы в И за
помненноrо в при воде значения ООан.
В заключение отметим, что в рассмотренном уrломере аппа
ратурным способом реализуются только первичные измерители, MOДY
лятор И (разовый детектор. Все остальные операции MorYT быть выпол
нены алrоритмически в БЦВМ.
r ЛАВА 12. ОБНАРУЖЕНИЕ МАНЕВРОВ ЦЕЛИ
И АДАПТАЦИЯ К НИМ ФИЛЬТРОВ
АВТОСОПРОВОЖДЕНИЯ
Под Jиаllевро,Л,t пОНU'л'tае",ся Лl0бое двU:JIсеllие цеЛll, при которо.А' в
отслеживаеАIЫХ фазовых коорди1lап1ах появЛЯl0п1СЯ проuзводllые втo
рО20 u более высоких порядков. В приЛО:J/сеllИU к канШlа.А1. оцеlluваllия
дальности, СКОрОС111и и У2ловых координат эmо двИ:J/сеlluе с пОСlпоян
IlblAtU либо пepe.klellHbUHU лuнеЙUЫАIU или У2ловЫАlU ускореllUЯ.llIU.
Обнаружение маневра цели очень важно как с тактической, так и
технической точек зрения. Несвоевременное обнаружение начала Ma
невра цели достаточно часто приводит к срыву атаки из за запаздыва
ния адекватноrо изменения пространственноrо положения ОУ. Следст
вием этоrо запаздывания может быть уход цели из зоны возможных
атак и потеря позиционноrо превосходства в бою. В техническом плане
интенсивное маневрирование цели может существенно ухудшить дoc
товерность обнаружения [28], а также точность и устойчивость aBTOMa
тическоrо сопровождения цели следящими измерителями. Причины
этих явлений рассмотрены в п. 5.2.1. В одноконтурных следящих изме
рителях с низким порядком астатизма продолжительный маневр неиз
бежно приводит к срыву автосопровождения из за Toro, что ошибка
слежения превышает половину ширины линейноrо участка дискрими
национной характеристики (см. рис. 3.3). В оптимальных MHoroKoHTYP
ных измерителях такой маневр может либо ухудшить точность оцени
вания в фильтрах отслеживаемоrо процесса (см. рис. 10.8, 10.9 и 11.15),
либо вызвать раСХОДИ?\fОСТЬ процесса оценивания. Оба явления обуслов
лены несоответствием моделей, используемых при синтезе (рильтра,
реальному закону изменения отслеживаемых фазовых координат [76].
Для возникновения расходимости особенно блаrоприятно начало Ma
невра в те МО?\11енты времени, коrда фильтры автосопровождения уже
работают в установившемся режиме с наименьшими коэ(рфициентами
усиления невязок и наименьшей полосой пропускания.
В связи с отмеченными обстоятельствами в состав современных
и перспективных следящих измерителей целесообразно включать спе
циальные устройства (алrОРИТ 1Ы) обнаружения маневра и коррекции
(адаптации) параметров или структуры фильтров в соответствии с pe
9 3806
257
альной обстановкой. Актуальность этой проблемы существенно возрас
тает в связи с расширенным приемом на вооружение передовых стран
сверхманевренных самолетов. Специq>икой этих самолётов является
возможность реализации сложных законов пространственных эволю
ций, при которых возникают производные отслеживаемых координат
высоких порядков.
Анализ процедур сопровождения маневрирующих целей позво
ляет выделить три направления синтеза алrоритмов обнаружения Ma
невров и адаптации фильтров.
К l1epHoAIY направлению можно отнести синтез алrоритмов q)YHI(
ционирования следящих фильтров на основе моделей состояния BЫCO
I(ОЙ размерности (N ) 3), позволяющих оценивать УСI(орения и их произ
водные. Примером таких алrоритмов являются законы q>ормирования
отслеlI(иваемых q)азовых координат, рассмотренные в п.п. 10.6.1, 10.6.2
и * 11.5. Их достоинство состоит в постоянном (онтроле процесса Ma
неврирования сопровождаемой цели по оценкам продольных и попе
речных ускорений и их производных. Кроме Toro, начало маневра цели
не требует изменения параметров и структуры алrоритмов оценивания.
Недостатком указанных аЛI'ОрИТМОВ является большая сложность и
более высокие требования к объему памяти и быстродействию БЦВМ.
Bпlopoe основано на алrоритмах пара fетрической идентифика
ции используемых моделей состояния по результатам измерений фазо
вых координат (п. 3.6.3). Если цель не маневрирует, то результаты иден
тиq)икации параметров моделей практичеСI(И совпадают с их апри
орными значениями. Несоответствие иденти(l>ицированных и априор
ных значений параметров моделей свидетельствуют о наличии маневра.
такой ситуации в алrоритмах q)ильтрации априорные значения пара
метров моделей заменяются идентиq)ицированными, что позволяет
предотвратить расходимость процессов оценивания (п. 3.7.1).
Третье отличает использование специальных обнаРУ)l(ителей
маневра и устройств коррекции параметров либо структуры фильтров.
Такой прием характерен, Kal( правило, для фильтров не выше BToporo
порядка, вполне удовлетворяющих требованиям точности и устойчиво
сти сопровождения неманеврирующих и слабо маневрирующих целей.
В ре)f(име сопровождения неманеврирующих целей эти алrоритмы дoc
таточно просты и не требуют больших объемов памяти и BbICOI(OrO бы
стродействия вычислителей. После обнаружения начала маневра либо
корректируются параметры фильтров (как правило, коэфч>ициенты уси
ления невязок), либо изменяется их структура за счет более СЛО)f(НЫХ
моделей состояния, учитывающих маневр. В последнем случае требова
ния к БЦВМ повышаются только во время маневрирования цели. Наи
258
более известные способы обнаружения маневра цели основаны на aHa
лизе невязки (обновляющеrо процесса).
12.1. 'АлrоРитмы ОБНАРУЖЕНИЯ МАНЕВРОВ ЦЕЛИ,
ОСНОВАННЫЕ НА АНАЛИЗЕ ОБНОВЛЯЮЩЕrо ПРОЦЕССА
Маневр цели является одной из основных причин расходимости
процессов фильтрации, поэтому для обнаружения маневра MorYT быть
использованы все приемы обнаружения расходимости (см. 4.3).
Возможность формирования решающеrо правила, позволяющеrо
в (3.68) достоверно определить начало маневра в процессе анализа
обновляющеrо процесса (невязки)
дz(k) == z(k) Н(k)х эк ' (12.1)
rде Х 1К == Ф(k, k l)x(k 1) + B(k l)u(k 1), основана на следующих
ero свойствах [76]. В линейном оптимальном (рильтре невязка представ
ляет собой центрированный rауссовский белый шум с ковариационной
матрицей
D &z (k) == H(k)D(k, k 1 )Н Т (k) + D 11 (k) .
( 12.2)
с момента начала маневра условия (рункционирования фильтра уже
не будут соответствовать моделям состояния, положенным в основу синте
за. В такой ситуации фильтр Калмана перестает быть оптимальным, а об
новляющий процесс уже не обладает перечисленными свойствами. Следо
вательно, для обнаружения маневра MOryr быть использованы:
отклонения среднеrо значения невязки от нуля М {L\z};eO, являю
щиеся следствием появления смещённости оценки;
отличие закона распределения дz от rayccoBcKoro;
несоответствие реальных дисперсий невязок их теоретическим
значениям, определяемым равенством (12.2).
К настоящему времени известно достаточно MHoro алrоритмов,
основанных на перечисленных особенностях невязки [76]. Рассмотрим
некоторые из них.
Один из самых ПрОСТbIХ aлroритмов основан на свойстве тaYCCOB
ских процессов (12.1) практически достоверно существовать в интервале
3 .JDii < ДZi < 3 .JDii (i == 1,M ) , (12.3)
rде D ii дисперсии (12.2) невязок. Если все составляющие ДZi невязок
удовлетворяют условию (12.3), то с вероятностью Р==О,997 принимается
решение об отсутствии маневра. Если хотя бы одна из невязок l\Zi не
удовлетворяет условию (12.3), то принимается решение о начале маневра.
259
Второй способ основан на вычислении функционала правдоподобия
L =о p( (k)IZ(k), Н()
p( z(k)lz(k), но)
( 12.4)
на основе результатов всех измерений z(k), полученных к моменту Bpe
мени k. В (12.4) p( Z(k)lz(k),Hl) плотность условной вероятности
наличия rипотезы Н I (маневр есть), а p( z(k)lz(k), Но) плотность
условной вероятности существования rипотезы Но (маневра нет). Если
L>л п , rде л п определенный пороr, то принимается решение о наличии
маневра. Процедуру (12.4) можно распространить на (l)УНI<ционалы
правдоподобия, соответствующие rипотезам H j существования вполне
определенных типов маневров. На практике зту процедуру вычисления
часто заменяют более простой процедурой соrласованной фильтрации.
Структурная схема TaKoro обнаружителя для дискретноrо фильтра Кал
мана приведена на рис. 12.1, rде 11j,k (j == 1, М) весовые функции
фильтров, соrласованных с сиrналами определенных маневров. Bыxoд
ные сиrналы фильтров, после возведения в квадрат, поступают в YCT
ройство поиска экстремума УПЭ. Если после прихода очередноrо pe
зультата измерений z(k) наибольший сиrнал, выбранный в Упэ, пре
вышает определенный пороr Л, то принимается решение об обнаРУ)J(е
нии маневра. В такой ситуации изменяются либо параметры q)ильтра
Калмана, либо ero структура за счет УСЛО)J(нения моделей состояния
Ф(k,k 1), или вводится специальный управляющий сиrнал u(k 1).
r l
ОБН Р Ж ТЕпь M HEBP
fv1j::1HEBP
OTC TCTB ET
MRHEBP
ОБНRР ЖЕН
r
I
l(k)1
A ,
Xlk} I
I
I
I
I
CPu..(Jbmp I
Ka(JMaHa
I
L ...
Рис. 12.1
260
Один из наиболее удачных способов обнаружения маневра с по
следующим адаптивным изменением в (3.68) коэффициента усиления
невязки (3.70) основан на использовании алrоритма нерасходящейся s
модификации фильтра Калмана (см. п. 3.7.2). При использовании этоrо
алrоритма начало маневра идентифицируется по выполнению условия
(3.117), а коэффициент усиления невязки (3.70) корректируется по пра
вилу (3.71), (3.116), (3.118). Обобщенная структурная схема TaKoro
фильтра с обнаружением маневра приведена на рис. 12.2.
06н.qР Жi-iТЕ(1Ь
M.qHEBP,q
SB
КОРРЕКТОР
Кер
r
I
Z(k)1
X(k) I
I
I
I
I
qэu.flьmр I
Капмана I
I
L .J
,... ,
ер (k k 1)
Рис. 12.2
Если маневр отсутствует, то S(k)=1 и фильтр функционирует по
типовому алrоритму (3.68) (3.72). При появлении маневра, возрастает
невязка дz, возрастает коэффициент S(k) (3.118) и увеличивается KOp
ректирующее влияние невязки на неточный проrноз.
Следует отметить, что использование рассмотренной процедуры
обнаружения маневра и адаптации к нему фильтра следящей системы
для аналоrовых алrоритмов фильтрации является затруднительным.
Более универсальными с точки зрения применения как в аналоrо
вых, так и дискретных фильтрах являются способы, основанные на KOp
рекции проrноза состояния управляющими добавками (3.35) и (3.124),
(3.125).
Структурные схемы калмановских фильтров с оптимальной KOp
JW
рекциеи проrноза состояния при маневрах для аналоrовых и дискрет
ных систем показаны на рис. 12.3а,б.
Если маневра нет, то эти фильтры работают по типовым алrо
ритмам, формируя оптимальные по минимуму СКО оценки. После cpa
батывания обнаружителей в алrоритмы фильтрации вводятся аддитив
ные управляющие поправки uK(t) [51] или uK(k) [50], что позволяет YTO
чнить проrноз, снизить ошибки оценивания и предотвратить расходи
мость процедур фильтрации.
261
I
I
Фильтр I
Калмана I
L
Обнаружитель
маневра
Формирователь
U K
а)
r ,.., "1
I ){(k) I
Z(k)' I
I I
I
I
I
Фильтр
Калмана :
L J
б)
Рис. 12.3
Ниже будут рассмотрены конкретные примеры синтеза и анализа
различных вариантов адаптивных фильтров сопровождения с обнару
жителями маневров.
12.2. ФИЛЬТР УrЛОМЕРА с ОБНАРУЖЕНИЕМ МАНЁВРА
ПО ОБНОВЛЯЮЩЕМУ ПРОЦЕССУ И КОРРЕКЦИЕЙ
КОЭФФИЦИЕНТОВ УСИЛЕНИЯ НЕ ВЯЗКИ
Целью данноrо раздела является иллюстрация на простейшем примере
возможности обнаружения маневра и адаптация к нему фильтра сопровож
дения yrломера путем коррекции коэффициента усиления невязки. Синтез
фильтра будет выполняться на основе математическоrо аппарата дискрет
ной калмаl:lОВСКОЙ фильтрации при следующих допущениях:
оптимальный реrулятор, формирующий сиrнал (11.34) управления
инерционным приводом, уже синтезирован;
уrловое положение антенны <Ран и скорость ее вращения ООао oцe
ниваются отдельным фильтром при вода (см. рис. 11.15);
для развязки антенны от уrловых колебаний ЛА используется сиr
нал <Од скоростной коррекции, формируемый специальным фильтром
корректирующих сиrналов (рис. 11.15);
262
каналы уrломера независимы и идентичны, поэт-ому в дальней
шем будет рассмотрен только канал сопровождения цели в вертикаль
ной плоскости;
эволюции бортовоrо пеленrа <Рцв И ero уrловой скорости Ю цв оп
ределяются моделью
<pItB(k)== <Рцв(k 1 )+totB{k 1),
ffiuB (k) == (1 t )otB (k 1) + (J)(k 1 ),
<Рцв(О) = <РЦВО;
B(O) = ffiuBO;
( 12.5)
в качестве измерителя используется моноимпульсный пеленrа
тор, формирующий наблюдение
z(k) == к l<Рцв(k) <PaB(k)J+ (k). (12.6)
в моделях (12.5) и (12.6): t интервал дискретизации во времени; I
коэффициент, характеризующий маневренные свойства цели; K крyrиз
на пеленraционной характеристики пеленrатора; ы И центрированные
raуссовские шумы с известными дисперсиями D(t) и D . rеометрические
соотношения между различными yrлами поясняются на рис. 11.1.
Для модели состояния (12.5) при наличии наблюдения (12.6) He
обходимо синтезировать алrоритм формирования оценок <Рцв и Ю цн
(3.68) (3.71) с обнаружением маневра цели по правилу (3.117) и aBTO
матической коррекцией коэффициентов усиления невязок (3.70) по
закону (3.71), (3.116), (3.118).
Преобразуем наблюдение (12.6) к виду
Zy(k) == z(k) + K <PaB(k) == К <Рцв(k) + L\l' (12.7)
более удобному для использования в алrоритмах калмановской фильт
рации. Здесь <Ран оценка уrловоrо положения антенны, формируемая
в фильтре привода; I эквивалентный центрированный дискретный
белый шум с дисперсией DL\I==DL\+ кiDф, в которой D ф дисперсия
ошибок формирования оценки <Ран.
Поставив в соответствие (12.5), (12.7), (2.20), (2.21) и (3.69),
(3.72), получим
k l) [ 1 : } B [ } х=[ :} x =[ }
(12.8)
ОХ = [ 0 О ] , Z==Zy' H==[K 01 и = , D и =D l.
О ООО
263
Используя (12.8) в (3.118), вычислим весовой коэффициент
дz2(k) DД1(k) 5 1
, при >,
SB(k)== K [O'I(k 1)+ 2't0 2 ,(k 1 )+'t2D22(k 1)] ,
1, при s < 1,
(12.9)
rде
Llz(k) == z(k) К д [ <f>цвэ (k) <Рав (k)]
(12.10)
невязка измерений (обновляющий процесс). Априорные ковариации
Oll(k,k 1 )==SB(k 1) [OII(k 1 )+2tD21(k 1 )+-r 2(k 1 )], 011(0)== 0110;
D 21 (k, k 1) == D 12 (k, k 1) == 5 в (k 1 ){( 1.. '((хм) х
х [D 21 (k 1 ) + 'tD 22 (k 1)] } , D 2 1 (О) == о ; ( 12. 11 )
022 (k,k 1)== SB(k 1){(1 't<Xмi[022(k 1)+ 0ro(k 1 )]}, 022(0) == 0220
вычисляются по формуле (3.116), а апостериорные ковариации
D 11 (k) == (1 к Ф 1 К д ) D 11 (k, k 1) ;
О 21 (k) == D I2 (k) == D 21 (k, k 1) Кф2КдDll (k, k 1) ;
D 22 (k) == D 22 (k, k 1) КФ2Кl\D21 (k, k ..1)
(12.12)
определяются по (3.71). Коэффициенты усиления невязки формируются
в соответствии с (3.70):
Кфl == D 11 (k)Кд/D дl' К ф2 == D 21 (k)Кд/D дl .
Подставляя (12.8), (12.1 О) и (12.13) в (3.68) и (3.69), получаем:
<pUB(k) == <f>UB,)(k) + К ф1 LlZ, 4>цв(О) == <РцвО;
Ю цв (k) == Ш цвэ (k) + КФ2 Llz , Ю цв (О) == ОО цвО ;
<f>цвэ (k) == <Рцв (k 1 ) + 'tЮ цв (k 1 );
(12.13)
(12.14)
(12.15)
ООцвэ(k) == (1 't )Юцв(k 1).
Совокупность уравнений (12.9 (12.15) определяет алrоритм функ
ционирования фильтра сопровождения цели по направлению с обнаруже
нием маневра и автоматической коррекцией процесса фильтрации.
264
Структурная схема этоrо фильтра приведена на рис. 12.4, rде КМ
характеризует усилительное звено с коэффициентом усиления
КМ = 1I{ Ki[ 0(1 (k 1) + 281:021 (k 1) + 81: 2 0 22 (k 1)] },
необходимым для вычисления BecoBoro коэффициента 80 (12.9).
А
Фа.в(k)
до
ц) цвэ (k)
.А.
Ф ЦВ (k)
ZCk)
Kl\
Z(k)
д
tp
цво
I
I
I
: 06 наружителъ маневра
л
W U8 (k)
l
1 «
л
Wa- (k)
л
W ЦВ (k 1)
КМ
,
I
I
I
I
I
I
I
I
нд I.-fНДi-Н< ТОР
I
D 1
ДE=I
Рис. 12.4
Приведенная схема отличается от схемы традиционноrо фильтра
Калмана дополнительным контуром обнаружения маневра, в котором
вычисляется и анализируется коэффициент 80. Если цель не маневриру
ет, то 80==1 и фильтрация выполняется по традиционному алrоритму
(3.68) (3.72). После начала маневра закон изменения уrла <Рцо и уrловой
скорости 0Оц0 уже не будет соответствовать модели (12.5), что приведет
к неправильной экстраполяции <Рцо И blцo (12.15), возрастанию невязки
(12.10) и увеличению BecoBoro коэффициента (12.9) до значений 80>1. В
СБОЮ очередь, увеличение 80 приведет к возрастанию коэффициентов
!
l<фl И КФ2 (12.13) и усилению в (12.14) корректирующеrо влияния невязки
(12.1 О) на результаты оценивания. В итоrе оценки <Рцн и ООцн прибли
жаются к своим реальным значениям <Рцо и ООцв, уменьшаются невязки и
коэффициенты 80, Кфl И Кф2 И т.д.
265
Момент, коrда выполняется условие 88>1, считается началом Ma
невра, и с этоrо момента начинается ero специальная индикация. Уrло
вая скорость ЛВ ffiв оценивается путем суммирования Ю Ц8 с сиrналом
Юt) скоростной коррекции.
На рис. 12.5 сплошной и пунктирной линиями по казаны эпюры за
висимости ошибки сопровождения по yrлу маневрирующей цели при ис
пользовании paccMoтpeHHoro выше приема обнаружения маневра с после
дующей коррекцией коэффициента усиления невязки и при ero отсутствии,
а на рис. 12. 12.8 приведены rpафики зависимости КО:Jффициентов Sи и
I, Кф2 от времени. Эти рисунки иллюстрируют ситуацию, коrда до начала
маневра yrловое движение цели соответствует закону (12.5), положенному
в основу синтеза фильтра отслеживаемоrо процесса, а с момента t M ==5c Ha
чала маневра оно определяется rипотезой движения с постоянным yrловым
ускорением. Из приведенных рисунков видно, что коэффициенты усиления
невязок изменяются в реализуемом на практике диапазоне, маневр обнару
живаerся с небольшим запаздыванием, а вызываемая им ошибка сопровож
дения по yrлу эффективно устраняerся.
40
I ,
.
.
I
- . .-
. I I
:
I I
-- I ;.
, ,
,
.
,
.
-- - . -- -- .
, ,
.
. .
. .
-. ..
.
I
I
.- ..... -- ..
I
I
I ,
- ... -- ...
I I
. I
I I
, I
6
140
S
120
, l' ....'
' - -- - . -- - ;- - - - - : - -; - . -. - - . - J -- )i. -
: : : . .J
4 - -- - . - :- - - - > - - н -> - - - - _: - . / \'
.,'"
3 -- ---- -, ",.'-'.
без 5 )IО.!lИфИкацни ' ,
; : '. ,oI !
, I " I '
:. .. :8a .. --: .. r, tl. .. . ..... . . .. .. .. .. .
: : .. '{{: :
, I 11,' С 5- NсшификаUllей
1 -- -:-- --: ; "., ! -: -- I .'. --
: ... " .. I : .
: 1
-- 100
80
2
60
о
:11
t.. 10 15 20 t, с 30
Рис. 12.5
20
1 О
00
tn.
10
Рис. 12.6
15 t, с 20
I ;
,
;. 111 .
.
.
20
I .
. .
__ L _ L - -- - - -. -
. I .
I .
I ,
. ... . - 1. .... ... . .... .. _... ...... а. ..
1 I
.
I
О.В -- - - :
.
I
-. -
I
.
. . .. .. . r- -. .... .. . -- . I .. .. ..
I
.. ... .. -. .. ..
I
К Ф1 .-
0.7 H' :
. I
I
... .. .... ... .е ... ...I
I
.
I
I I
I ·
.
.
I
1 -
.. .. ... .. ...
I
0.6
0.5
0.4
I
I
- - -- I
I
, .
I
8
:
I
I
.. I .
.
.
. .. ..
I
1 ... .... .......I... ......
0.3 - - -- : -
,
I
.
0.2 - -- : -- - --
- ,
.
е - :- ----I . -
I . I t : .
4" .. .... -. ... .-:.. ....... ....... I ... ... - I ... ... ..; '. ..... I
. .
I
о. 1 - -- -
о о
. .
.. ..... ... - .. ... ... .... ..-
. .
I
I
I
- ... . ;
2 ' .- . : I
. 1..
5 10
PIIC. 12.7
15
t.c 20
00
t lW
.
10 15 t. е20
Рис. 12.8
266
Достоинством paccMoтpeHHoro алrоритма является простота об
наружения маневра и устранения вызываемоrо им процесса расходимо
сти следящеrо фильтра.
12.3. ФИЛЬТР ДАЛЬНОМЕРА С ОБНАРУЖЕНИЕМ МАНЕВРА
И ОПТИМАЛЬНОЙ КОРРЕКЦИЕЙ проrНОЗА
Еще одним достаточно эффективным способом обнаружения Ma
невра с адаптацией к нему фильтра сопровождения цели является при
ем, рассмотренный в п. 3.7.3, который базируется на оптимальной KOp
рекции проrноза. Ниже будет рассмотрен этот прием на примере дис
KpeTHoro фильтра оценивания дальности и скорости .
Пусть по МОДели состояния
Д(k) Д(k 1 )+V(k 1 ) ,
V(k)==V(k 1 )+ v(k 1),
Д(О)== до;
V(O) V о
(12.16)
и измерениям
Ди(k) Д (k)+ д,
(12.17)
на основании формул (3.68) 3.72) был синтезирован дискретный
фильтр
.
Д(k) = Дэ (k) + Кфt [Ди (k) Дэ (k)],
А
До (О) = ДЗ;
V(k) = V Э (k) + КФ2[Ди (k) Дэ (k)],
А
Уо(О) = уз
(12.18)
Дэ(k) =Д(k l)+ Y(k l) ;
А
Vэ(k)=V(k l),
(12.19)
А А
В котором Д, У, Д, V соответственно дальность до цели, скорость сбли
жения с ней и их опТимальные оценки; ДИ измеренное значение дально
сти; v; д центрированные дискретные белые шумы с дисперсиями Dv и
DJU{; дз и V з значения дальности и скорости в момент захвата.
Следует отметить, что при отсутствии маневра, коrда закон измене
ния дальности соответствует модели (12.16) фильтр устойчиво формирует
оптимальные оценки (12.18). При наличии маневра, коrда появляются yc
корение и ero производные, проrноз (12.19) не будет соответствовать ре..
альным условиям и в (12.18) появятся ошибки оценивания. Это дает воз
можностъ представить aлrоритм оценивания в вме соотношений
267
"
Д(k) = Дз (k) + u д (k) + К ф1 [Д и (k) Дз (k)],
"
До(О)=Дз
( 12.20)
" "
V(k) = У) (k) + U v (k) + Кф2 [Ди (k) Дэ (k)], Уо(О) = V з
rде Дэ и V Э определяются формулой (12.19), а и д , U v аддитивные дo
бавки, оптимальные по локальному функционалу качества
I={ и(k) Д(k)]2q+[uд иy][K 1 K:J[ :]}.
(12.21)
"
Здесь: q и Kll, К22 коэффициенты штрафов за точность приближения Д
к ДИ и величину сиrналов управления и д , u v .
Используя (12.17) и (12.21) в (3.125), (3.124) получаем
Ry = [HTQpH+KpJIHTQp ={[ }[l 0]+[ K l K:J} l[ } = q+;11
( 12.22)
П д (k) = Ry ([Е НКф(k)] [z(k) НХ эр (k) ])
q :11 [[l [l О{:( : ]][ди(k) Дэ(k)]}
uд(k) = q(I КФI) [ди(k) Дэ(k)],
q + Кll
(12.23)
Uv==O.
с учётом (12.23) алrоритм (12.20) преобразуется к виду:
" q (1 КФl)
Д(k) = Д) (k) + z(k) + К ф1 (k) z(k),
q + К 11
"
V(k) = Vэ(k) + Кф2 (k) z(k),
rде дz(k)==ДII(k) Ди(k).
Структурная схема фильтра оценивания дальности и скорости,
соответствующая (12.19), (12.24) приведена на рис. 12.9.
(12.24)
268
Ди(k)
нет
л
V (k 1 )
q(l Кфl)
q + Kll
Рис. 12.9
Анализ полученноrо алrоритма даёт возможность сформулиро
вать следующие выводы.
При выбранной матрице Кр функционала качества (12.21) корректи
рующая поправка (12.23) проrноза формируетСЯ только по дальности. При
этом величина этой поправки зависит от текущеrо значения невязки ДИ ДЭ,
параметров корректируемоrо фильтра ( pl) и соотношения штрафов за
"
точность приближения Д к ДИ и величину сиrнала управления.
В ситуациях, коrда манёвр отсутствует и Дн::::Дэ, поправка и д
очень мала и не оказывает никакоrо влияния на точность оценивания.
При маневрировании невязка возрастает и увеличивается и д . Превыше
ние сиrналом и д HeKoToporo пороrа Л П и является признаком начала Ma
невра, после констатации KOToporo и начинается коррекция проrноза.
Алrоритм оценивания, оптимальный по минимуму функционала
(12.21), по сравнению с алrоритмом калмановской фильтрации (12.18)
приводит к усилению корректирующеrо влияния невязки.
Если оrpаничения на величину поправки и д не учитываются
"
(Kll==O), то Д (k) ДII(k).
При учёте в матрице Кр функционала (12.21) членов K12;C0 и К2I;СО
можно получить и корректирующий сиrнал uv;cO.
На рис. 12.10 показаны зависимости СКО ошибок фильтрации
paccMoTpeHHoro выше алrоритма при условии, что в момент вре lени
t M ==5c начинается интенсивный маневр по скорости, при котором в зако
не изменения дальности содержатся ускорение и ero производные, ДЛЯ
фильтра с коррекцией проrноза состояния (сплошная линия) и без KOp
рекции (ПУНI<Тирная линия). На рис. 12.11 показана :Jпюра изменения
управляющеrо сиrнала и д .
269
180
I I .
+ r
I I ...
pM L L
140 I I ....
I I ...
r r ?
120 I I .....
r r
100 I бсз KOppCKlt11l1 ...., ....
80 I I ....
L L
I .... I
60 I ..... I
r r ё о р р сю"w"
40 I ... I .
2: ============ :: :======== J=============
о
5
10
t, с
15
Рис. 12.10
О: 1
о
5
10
t, с
15
Рис. 12.11
Анализ проведенных исследований алrоритма (12.17), (12.19),
(12.24) позволяет сделать следующие заключения.
При малых ошибках захвата и в процесс е сопро"вождения HeMa
неврирующих, либо слабоманеврирующих (с небольшим постоянныM
ускорением) целей рассмотренный и типовой (3.18) алrоритмы обеспе
чивают практически одинаковую точность.
При наличии больших, близких к максимально возможным, ошибок
захвата и в процессе сопровождения интенсивно маневрирующей цели (при
большом постоянном ускорении, либо появлении ero производной) исполь
зование процедуры фильтрации с адаптивной коррекцией проrноза дает
возможность обеспечить бессрывное сопровождение цели и существенно
повысить точность оценивания дальности при весьма незначительных BЫ
числительных затратах.
Обнаружение маневра происходит с некоторым запаздыванием,
величина KOToporo зависит от ero интенсивности и значения пороrа д-п.
Следует отметить, что рассмотренный вариант q>ормирования
поправок проrноза не обеспечивает УЛУЧllIение точности оценивания
скорости.
270
12.4. ФИЛЬТР УrЛОМЕРА с ОБНАРУЖЕНИЕМ МАНЕВРА
ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ИДЕНТИФИКАЦИИ ПАРАМЕТРОВ
. МОДЕЛИ СОСТОЯНИЯ
Недостатком обнаружителей маневров, рассмотренных в 12.2 и
12.3. являются запаздывание обнаружения маневра и сравнительно He
высокая точность оценивания производных отслеживаемых координат.
Это объясняется тем, что параметры фильтров корректируются только
либо изменением коэффициентов усиления невязки, либо введением
аддитивных поправок проrноза. Существенно большую точность oцe
нивания при сопровождении маневрирующих целей обеспечивают
фильтры с адаптивной коррекцией, как коэ(рфициентов усиления невяз
ки, так и параl\1етров моделей, используемых для Jкстраполяции состоя
ния оцениваемоrо процесса. Возможность такой адаптации основана на
текущей идентификации параметров модели состояния, в результате
"
которой формируются оптимальные по минимуму СКО оценки Фij
коэ(1)фициентов (1)ij фундаментальной матрицы модели состояния (3.86).
...
Если цель не маневрирует, то оценки Фij практически совпадают с их
априорными значениями фij и фильтр отслеживаемоrо процесса функ
ционирует по традиционному алrоритму фильтрации. Если цель начи
"
нает маневрировать, то появляются отличия Фij от Фij. Решающие пра
вила о начале маневра MOryT быть различными. В наиболее простом
варианте это правило сводится к проверке условий
Iф .. ф " " 1 > А.. ( 12.25 )
IJ IJ IJ '
rде л'ij определенный пороr для каждоrо коэффициента матрицы
Ф(k,k I). Если хотя бы для одноrо (двух, трех и т.д.) коэффициента
выполняется условие (12.25), то принимается решение о начале маневра
и соответствующей коррекции фильтра.
Более совершенным правилом принятия решения о начале Ma
невра является выполнение неравенства
. N,N А
1 == L Qij (Фij Фij)2 > А п , (12.26)
i == 1
j==l
В котором весовые коэ(1)фициенты Qij и пороr Ал выбираются в результа
те специальных исследований.
Рассмотрим фильтр сопровождения цели уrломера с иденти(l)и
кацией параметров модели состояния по алrоритму Мейна (п. 3.6.3) и с
обнаружением маневра по правилу (12.26).
271
Пусть для модели состояния (12.5) при наличии измерений (12.6)
был синтезирован алrоритм (12.10) (12.15) формирования оценок <Рцо и
ООцв бортовоrо пеленrа цели <Рцп и скорости ero изменения ООЦ8 (см.
рис. 12.4) при условии, что 88==1. Структурная схема этоrо q)ильтра
(рис. 12.12) отличается от схемы фильтра на рис. 12.4 только тем, что
вместо конкретных постоянных значений коэффициентов О, 1, 't И т.д.
матрицы Ф(k,k l) (12.8) использованы их обобщенные представления
Фij (i== 1 ,2, j== 1,2).
Алrоритм параметрической идентификации модели (12.5) будем
синтезировать по закону (3.92) (3.94) при следующих предположениях:
вектор параметров
а т (k) == [ФII (k, k ..1)ФI2 (k, k ..1)Ф21 (k, k..l )Ф22 (k, k 1)], (12.27)
rде Фll(k,k..l)==I, Ф12(k,k I)=='t, Ф21(k,k I)==0, Ф22(k,k I)==I 'tам следует из
(12.8), изменяется по закону
a(k) == a(k ..1) ; (12.28)
в качестве измерений используются оценки
ХОТ = [<Рцв (k) Ш цв (k)f = M(k)a(k) + x (k) , (12.29)
формируемые в фильтре отслеживаемоrо процесс а по алrоритму (12.14)
и (12.15). В наблюдении (12.29)
[ Ф цВ (k 1 ) & цв (k 1) О О ]
M(k) "",
о о <{>цв (k ..1) СО цв (k 1)
а x (k) == [ c1>(k 1) ii>(k 1)]1' вектор центрированных ошибок оцени
вания <рцв И ffiц8 С известной матрицей D дисперсий (12.12). Подставляя в
общем виде ковариационную матрицу
D a11 D a12 D а1З °a14
D a21 D a22 D а2З Оа24
Da=
D a31 D a32 Da33 Оа34
D a41 I)a42 [)а43 Da44
в соотношения (3.93), (3.94), можно найти матричный коэффициент
усиления невязок
( 12.30)
(12.31)
к 11 К 12
К фа = К 21 К 22 ( 12.32)
КЗl К З2
К41 К42
272
r ,
1 А IpIA(1b тр ОТС(1ЕЖlAв.qЕмоrо I
1 ПРОUЕСС,q фu о I А
1 1 Ф (k)
1 Ц6
I
I
I
Z(k) I
ФU6э(k)
blur. (k)
Ip21
1
1
1
1
1
1
1
1
I
1
1
KOMM T ,qTOP I
I
I
1
1
1
1
H{.I 1
\;iHQ K. 1
11
11
11
11
11
11
IAQEHT\;iIp\;iK.qTOP n p.qMETPOB MOQE(1\;i 11 ОБн.qР Ж\;iТЕ(1Ь M HEBP
Рис. 12.12
Используя (12.27) (12.30) и (12.32) в (3.92), получим алrоритм:
" "
ф 1 1 (k) == Ф 11 (k 1 ) + к 11 L1z 1 + к 12 z 2 '
"
ФII(О) == Фll = 1;
" "
Ф12 (k) == Ф12 (1< 1) + K21 L1z l + K22 L1z 2 '
"
Ф12(0)==Ф12 =1;
(12.33)
" "
ф 21 (k) == Ф 21 (k 1) + к 3 1 z 1 + к 32 L1z 2 '
"
Ч)21 (О) == Ф21 = О ;
"" "
Ф22(k) == Ф22(k 1 )+K 41 ДZl +K 42 ДZ2' 2(0)== 2 =(1 't 1)
оценивания параметров Фij исходной модели (12.5). В (12.33):
273
ZI = <Рцв (k) <Рцв (k 1 )Фll (k 1) Ы Ц8 (k 1 )Ф12 (k 1);
( 12.34)
Z2 = Ы цв (k) <'Рцв (k 1 )Ф21 (k 1) ы llв (k 1 )Ф22 (k 1)
невязки «измерений». Структурная схема идентификатора параметров
модели состояния, соответствующая алrоритму (12.33) и (12.34), приве
дена на рис. 12.12. Особенностью этоrо алrоритма является необходи
мость вычисления в реальном масштабе времени коэффициентов Kij
(i == 1,4, j == 1,2) матричноrо коэффициента усиления (12.32) в течение
Bcero времени идентиq)икации. Это обусловлено Te 1, что матрица М
(12.30) нестационарная и зависит от конкретных условий применения.
Обнаружение маневра по решающему правилу (12.26) ил
люстрируется структурной схемой, показанной на рис. 12.12.
Квадраты разностей (q>jj фjj)2 априорных и апостериорных KO
э(р( ициентов фундаментальной матрицы Ф(k,k ]) (12.8) суммируются в
весовом сумматоре LQij. Если результат суммирования превысит HeKO
торый пороr л'п, то выдается специальный сиrнал для индикации начала
маневра. Кроме Toro, уточненные в результате оценивания значения
....
(Pij параметров модели, соотвеТСТВУlощие реальному маневру, через
коммутатор поступают в фильтр отслеживаемоrо процесса. Тем самым
уточняется проrноз оцениваемоrо процесса (12.15), корректируется He
вязка (12.1 О) и изменяются коэ( фициенты КфJ и КФ2 усиления невязки
(12.13). В результате такой адаптации фильтр отслеживаемоrо процесса
продолжает . формировать точные
.... ....
оценки <РЦ8' ООЦИ И при маневриро
х 10.4
3.5
I
I
I
I
I
2.5 ? ....
2
1. 5
I
I
1
0.5 . I
Л П
I
274
............. ....... ...... ............. ........
. I
-т
, I
I
I
I .
...... т--...... ...... ! ...........
"""T """ """ ""'"
I
,
,
5
10
15 t, с 20
Рис. 12.13
ванин цели.
Если условие (12.26) не BЫ
полняется, то принимается реше
ине об отсутствии маневра цели. В
такой ситуации коммутатор OCTa
ется запертым, и фильтр Ф9РМИРУ
.... ....
ет оценки <РЦ8 И Ю цu по традици
онному алrоритму.
На рис. 12. 13 приведен
пример изменения функционала
(12.26) при маневре средней ин
тенсивности с постоянным уrло
вым ускорением, который начина
ется в момент времени t M ==5c. Из рисунка видно, что если выбрать пороr
л-п несколько превышающим утроенное СКО флуктуаций функционала
при отсутствии маневра, то он обнаруживается практически MrHOBeHHO.
На рис. 12.14 и 12.15 приведены примеры зависимости СКО оценивания
уrла и уrловой скорости в уrломере с рассмотренным способом адапта
ции (сплошные линии) и в обычном фильтре без адаптации (пунктир
ные линии). Из этих рисунков видно, что при использовании обнаружи
теля маневра и адаптации к нему следящеrо фильтра, основанных на
идентификации параметров модели состояния, обеспечивается ДOCTa
точно высокая точность оценивания как уrлов, так и уrловых скоростей.
495
О"<Р'
rpaд
3.0
2,5
2,0
1,5
1,0
0,5
О
I I .
r T
I I .0-
r T
I I ......
T
I 1....
r T
I J....
T
I о,.. I
T
I I
-- - - --- -T - -
I ...... I
- - -
....
о
10
Рис. 12.14
20
t.c
30
18 . I
(J 00, + .....
rpащс + :
I I ....
12 - r т .,:,.z..' ....
10 I I ...
- -- - - -T - - .
. I ....
8 r
б I ....... I
- T .
4 I ......... I
- T
.........,....... I
1 .- r Т .
""""- ..'
о . . 1
о
10
Рис. 12.15
20
t, с
30
Сл едует подчеркнуть, что недостатком paccMoTpeHHoro способа
обнаружения маневра и адаптации к нему фильтра сопровождения явля
ется достаточно высокие требования к быстродействию к объему памя
ти вычислителя, реализующеrо алrоритмы идентификации параметров
модели состояния.
275
rЛАВА 13. ОПТИМИЗАЦИЯ ОБРАБОТКИ
ИНФОРМАЦИИ В ИНФОРМАЦИОННО..
ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЕ
ПРИ ОПРЕДЕЛЕНИИ КООРДИНАТ
И ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ
ВОЗДУШНЫХ ЦЕЛЕЙ
Эффективность решения РЭСУ истребителей и мноrофункцио
нальных самолетов задач по перехвату и уничто)кению воздушных цe
лей (ВЦ) в значительной мере зависит от уровня и качества информаци
oHHoro обеспечения и, в частности, от поrрешностей измерения коорди
нат, характеризующих взаимное пространственное положение и дина
мику относительноrо движения ЛА и ВЦ, от степени оптимальности и
адаптивности синтезированных в ИВС самолета (ракеты) алrоритмов
оценивания координат и параметров движения цели, а также (l)ормиро
вания сиrналов управления, от ряда друrих факторов, в том числе от
количества и типа используемых систем координат (СК), поrрешностеЙ
координатных преобразований и т.д.
В rлавах 1 О и 11 рассмотрены вопросы оптимизации обработки
информации в измерителях дальности и ее производных, в измерителях
уrлов и уrловых скоростей ЛВ в режиме сопровождения одной цели.
Данная rлава посвящена синтезу оптимальных и субоптимальных алrо
ритмов обработки информации в ИВС самолета при определении KOOp
динат и параметров движения ВЦ по данным БРЛС, работающей в pe
)киме непрерывной пеленrации цели, и навиrационных измерителей.
Оптимизация совместной обработки информации БРЛС и нави
rационных измерителей на базе теории оптимальноrо линейноrо HeCTa
ционарноrо и стационарноrо оценивания позволит значительно снизить
поrрешности определения координат и параметров движеНI:IЯ ВЦ и тем
самым повысить точность q)ормирования сиrналов управления самоле
том на этапах ближнеrо наведения и атаки, а так)ке точность ЦУ управ
ляемым ракетам и формирования для них команд радиокоррекции.
13.1. МОДЕЛИ ДВИЖЕНИЯ ВОЗДУШНЫХ ЦЕЛЕЙ
Первым этапом общей методики решения задач оценивания слу
чайных процессов является построение математических моделей сиrна
276
лов, помех, информационных и сопутствующих процессов. При исполь
зовании концепции переменных состояния их формирование эквива
лентно разработк математических моделей состояния и наблюдения
[82]. При решении задач оценивания координат и параметров движения
ВЦ принципиальное значение имеет выбор модели движения (TpaeKTO
рии) цели.
Характер и траектория движения ВЦ зависят от мноrих факторов
и условий, таких, как тип цели (самолет, ракета), высота и скорость по
лета, маневренные возможности цели, противодействие противника,
действие случайных возмущений, обусловленных, в частности, турбу
лентностью атмосферы и т.д. Выбор той или иной модели движения ВЦ
определяется рядом соображений. Обычно при разработке модели дви
жения цели задаются некоторой rипотезой о характере движения. Про
стейшей rипотезой является предположение о том, что вектор скорости
цели постоянен во времени, т.е. цель не маневрирует. Более сложной
является rипотеза, соrласно которой ВЦ непрерывно маневрирует в
пространстве, т.е. вектор скорости цели изменяется во времени. Иноrда
используют rипотезу о периодическом маневрировании цели. При такой
rипотезе в процессе обработки информации возникает задача обнару
жения и определения вида маневра, ero продолжительности и статисти
ческих характеристик (см. rлаву 12).
Как следует из вышесказанноrо, задание rипотезы движения ВЦ
не исчерпывается только указанием предполаrаемоrо характера измене
ния координат (детерминированный или случайный процесс) и выбором
подлежащих оцениванию параметров. Кроме Toro, необходимо на OCHO
ве теоретических исследований и анализа реальных траекторий ВЦ дать
достаточно полное описание их возможных маневров. В общем случае
обобщенная rипотеза о статистической модели движения ВЦ включает
в себя совокупность rипотез, определяющих вид траекторий движения
целей, и возможные статистические характеристики маневров. На OCHO
ве обобщенной rипотезы проектируются как системы автоматическоrо
сопровождения целей, так и системы оптимальноrо оценивания коорди
нат и параметров движения ВЦ [41].
Важную роль при разработке математической модели движения
ВЦ иrрают выбор СК, а также определение компонентов вектора co
стояния, векторов входных управляющих и возмущающих воздействий.
На практике стремятся получить такие модели, которые были бы ДOCTa
точно простые и в то же время правильно отражали реальные TpaeKTO
рии маневрирующих целей. Кроме Toro, необходимо, чтобы они строи
лись С учетом особенностей функционирования измерителей координат
и параметров движения ВЦ, используемых при решении задач оценива
ния и управления на базе этих моделей.
277
В настоящее время известен целый ряд моделей движения ВЦ
различной степени сложности, рассмотренных, например, в работах [18,
24, 41,42]. Так, в работе [24] описана модель движения ПИJIотируемой
цели в прямоуrольной СК (применительно к одной из координатных
осей), соrласно которой цель движется с постоянной скоростью. Разво
роты, противострельбовые маневры и ускорения, вызванные турбулент
ностью атмосферы, рассматриваются как возмущения нормальной Tpa
ектории. В работе [18] исследованы четыре математические модели yc
корения ВЦ в инерциальной СК применительно к задаче оптимальноrо
управления и оценивания координат, скорости и ускорения цели при
наведении высокоманевренных тактических ракет малой дальности.
Наиболее сложной из этих моделей является модель ускорения ВЦ на
основе MapKoBcKoro процесса BToporo порядка, а простейшей модель с
нулевым ускорением цели. В моделях [18, 24, 41, 42] не учитывается,
что в общем случае ВЦ совершает сложное движение относительно ЛА
с некоторыми линейными относительной и переносной скоростями.
Получим математическую модель относительноrо движения ВЦ
и самолета в траекторной СК применительно к задаче оптимизации об
работки информации в ИВС при определении координат и параметров
движения цели. При этом воспользуемся подходом к разработке Moдe
лей относительноrо движения ЛА, который применяется в задачах меж
самолетной навиrации [73].
13.1.1. МОДЕЛЬ ДВИЖЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ В ТРАЕКТОРНОЙ
СИСТЕМЕ КООРДИНАТ
При получении модели движения ВЦ будем использовать сле
дующие прямоуrольные правые СК: нормальную земную СК OoXg У gZg,
нормальную СК OXgYgZg и траекторную СК OXkYkZ k (рис. 13.1).
Х.
Xg
Хн
Рис. 13.1
278
При решении задач перехвата и уничтожения ВЦ начало нормаль
ной земной СК 00 совмещается с пунктом наведения или с некоторой yc
ловной (опорной) точкой на поверхности Земли. При математическом опи
сании динамики полета в атмосфере земные СК (в том числе СК OoXgYgZ,J
обычно считаются инерциальными, а Земля принимается плоской, т.е.
осуществляется пренебрежение вращением местной вертикали при движе
нии ЛА. При таких допущениях вектор абсолютной скорости движения
центра масс ЛА заменяется на вектор земной с коростиV k , а вектор абсо
лютной утло вой скорости на вектор утловой скорости относительно
нормальной земной СК (земной утловой скорости) [39]. Направление осей
OoX g , OoZg неизменно относительно Земли и выбирается в соответствии с
задачей. Например, оси OoX g и OoZg MOryr ориентироваться по касатель
ным (соответственно к rеоrpафическому меридиану на север и к rеоrpафи
ческой параллели на восток), проходящим через точку 00. Ось 00 У g Ha
правлена вверх по местной вертикали.
Нормальная СК OXgYgZg это подвижная система координат,
начало которой О обычно совмещается с ЦМ ЛА, ось ОУ g направлена
по местной вертикали, а оси OXg, OZg в соответствии с задачей, в ча
стности, параллельно осям нормальной земной СК (при относительно
небольших расстояниях между точками 00 и О).
Начало траекторной СК OXkYkZ k совмещено с цм ЛА, ось OX k
совпадает с направлением вектора земной скорости V k, а ось ОУ k лежит в
вертикальной плоскости, перпендикулярной плоскости OXgZg и проходя
щей через ось OX k . Ось ОУ k обычно направлена вверх от поверхности Зем
ли. Ось OZk направлена вправо от оси OX k И всеrда параллельна местной
rоризонтальной плоскости Земли (плоскости OXgZ,J. Использование тpaeK
торной СК позволяет достаточно просто задавать вектор абсолютной (зем
ной) скорости V k движения ЛА, так как он направлен вдоль оси OX k . В этой
СК наrлядно представляются радиусы кривизны траектории движения ЛА
в rоризонтальной и вертикальной плоскостях. Направление осей траеКТОJr
ной СК относительно нормальной СК определяется yrлом пути (курса,
рыскания) '1' и утлом наЮIона траектории 8. Уrол '1' это yrол между осью
OX g нормальной СК и направлением вектора пyrевой скорости V H ЛА
проекции вектора V k на плоскость OXgZg, а уrол е определяется между
плоскостью OXgZ g и вектором V k (рис. 13.2).
Положение ВЦ (точка Ц) и самолета (точка О) в нормальной зем
ной СК OoXgYgZg определяется векторами ДЦ и Де (рис. 13.1). Относи
тельное положение цели характеризуется вектором Д, так что выполня
ется векторное соотношение
Дц(t)=Дс(t)+Д(t).
(13.1)
279
Xg
Рис. 13.2
с самолетом связана ero траекторная СК OX k У kZk, вращающаяся
BOKPyr ЦМ самолета относительно нормальной СК OX g У gZg с уrловой
скоростью Q(t).
Продифференцировав по времени левую и правую части BeKTOp
Horo соотношения (13.1), получим
V ц(t)== V k(t)+Vсб(t),
(13.2)
rде Vц(t)=dДц(t)/dt вектор земной скорости ВЦ, т.е. вектор абсо
лютной скорости движения точки Ц; V k (t) = dДс (t) / dt вектор земной
скорости самолета, т.е. вектор абсолютной скорости движения точки о;
Vсб(t)=dД(t)/dt вектор скорости сближения ВЦ с самолетом, опре
деляемый в СК OoXg У gZg (абсолютная производная вектора Д(t)).
Далее воспользуемся правилом дифференцирования векторов,
соrласно которому абсолютная производная da(t) I dt вектора a(t), за
данноrо своими проекциями ax(t), ay(t), az(t) на оси подвижной (Bpa
щающейся) СК, равна сумме относительной (локальной) производной
.....,
da(t) I dt вектора a(t) и BeKTopHoro произведения уrловой скорости Q(t)
ПОДВИ)J(НОЙ СК на этот вектор [16]:
da( t) . ( ) da( t) N ( ) ( )
=at= + "txat
,
dt dt
(13.3 )
280
rде a(t)==ax(t)i+ay(t)j+az(t)k; i, j, k орты подвижной СК; символ "х" озна
чает операцию BeIcropHoro произведения.
Соrласно пр вилу дифференцирования (13.3) абсолютная произ
водная вектора Д(t) имеет вид
Д(t) = Vд(t) +!l(t)хД(t), (13.4)
rде VA(t) = dД(t)/dt вектор относительной скорости точки Ц; (t)
вектор уrловой скорости вращения траекторной СК относительно СК
OXgYgZg. Подставив (13.4) в выражение (13.2), получим
V ц(t)== V k(t)+ V д(t)+ (t)xД(t).
(13.5)
Выразим абсолютное ускорение точки Ц через составляющие yc
корений в СК OXkYkZ k , применив правило дифференцирования (13.3) к
векторам в правой части соотношения (13.5). В результате после ряда
преобразований абсолютная производная вектора скорости точки Ц бу
дет описываться следующим уравнением:
,..." ,..."
dV (t). dV ( t ) . dД ( t )
ц = V (t) = k + n( t) х V (t) + + 2!l( t ) х V (t) +
dt ц dt k dt д
,..."
dn(t)
+ хД(t) +n(t)х[n(t)хД(t)].
dt
(13.6)
Векторное уравнение (13.6) можно представить в виде
а ц ( t )==а отн ( t )+а пер ( t )+а кор ( t),
(13.7)
rде
,....,
ац(t)=dVц(t)/dt и аотн(t)=dVд(t)/dt
абсолютное и относительное ускорения точки Ц;
,...., ,..."
а l1ер (t) = dV k (t) + !l(t)x V k (t) + d!l(t) х Д( t) + !!(t)x[!!(t)x Д(t)]
dt dt
полное переносное ускорение точки Ц;
а кор (t) = 2n( t) Х V д (t) .....
поворотное или кориолисово ускорение.
Векторные уравнения (13.7) и (13.6) MorYT быть также получены
с использованием теоремы Кориолиса о сложении ускорений [16].
Из (13.7) следует, ч'tо относительное ускорение
а отн ( t)== а ц ( t апер( t aKOp( t ).
(13.8)
281
Представим векторы ац(t) и aOTlI(t), а также векторы, входящие в
выражения для ускорений апср(t) и aKOp(t), в виде разложений по ортам i,
j, k СК OXkYkZ k . В результате получим следующие векторные COOTHO
шения:
а н ( t )==а цх ( t) i +а цу ( t )j +апLJ t) k,
,."", . . .
а ОТВ ( t) = d V д ( t ) / d t = V дх ( t ) i + V ду ( t ) j + V дz ( t) k ,
rде
V дl (t) = dV дl (t) / dt , (/==x,y,z);
V д( t)== V дх (t) i + V ду( t )j + V дz( t )k;
Д(t)==Дх(t)i+ Ду(t)j+ Дz(t)k;
V дх (t) = д х ( t) ; V лу ( t) = д у ( t); V дz ( t) = д z ( t) ;
(13.9)
,..., .
dV k (t)/ dt = V k (t)i ;
О( t)==roxC t)i +ы у ( t)j +ffi L ( t )k;
,..."
d!l( t) / dt = а юх (t)i + а ыу (t) j + a roz (t)k ,
rде а оох (t) = <Ох (t), а юу (t) = Ы у (t), ,a ooz (t) = OOz (t) проекции вектора
уrловоrо ускорения aoo(t) на оси траекторной СК.
Кроме Toro, применим правило координатноrо представления к
векторным произведениям, входящим в выражения для ускорений anep(t)
и a"op(t). Соrласно данному правилу, например, векторное произведение
Q(t)хД(t) с использованием проекций данных векторов на оси СК
OX k У kZk может быть представлено в виде определителя
1 J k
Q(t)хД(t) = det ООх (t) OOy(t) roz(t) = [ООу(t)Дz(t) roz(t)Ду(t)]i +
Дх(t) Ду(t) Дz(t)
+ [ro z (t)Д х (t) ООХ (t )ДZ (t)]j + [оох (t)Д у (t) ООу (t)Д х (t)]k . (13.1 О)
в результате координатноrо представления в (13.8) векторных
произведений с учетом соотношений (13.9) и выполнения ряда преобра
зований для проекций относительноrо ускорения ВЦ получим следую
щую систему дифq>еренциальных уравнений:
282
ДХ (t) = У ДХ ' дх (t o ) = Дхо;
. .
Удх(t) =а цх Y k (aыy +ЮхООz)Дz +(аюz OOxOOy)Дy +
2 2
+ (ООу + OOz )дх 2ооу У ДZ + 200z Уду, У дх (t o ) = У дхО ;
Ду(t) = Уду' Ду(t о ) = Дуо;
(13.11)
.
Уду (t) = а цу OOz Y k (a roz + ООх ООу )Дх + (а оох ООуООz)Дz +
+ (00; + оо;)Ду 200z У дх + 2ю х у дz , Vду(t о ) = У дуо ;
Дz(t)=У дz ' Дz(tо)=Дzо;
Удz(t) = а цz + Ю у Y k (а оох + ООуО)z)Ду + (а ыу оохооz)Дх +
+ (00; + ОО;)Дz 2оох Уду + 2 00 у У ДХ ' Vдz(t о ) = У дzО .
Для упрощения записей в правых частях уравнений (13.11) опу
щен apryMeHT t.
Из анализа уравнений (13.11 ) следует, что для получения модели
относительноrо движения ВЦ и самолета необходимо располаrать дaH
ными о земной скорости самолета, ее производной, а так)ке об уrловых
скоростях и уrловых ускорениях, характеризующих вращательное дви
жение траекторной СК. Кроме Toro, необходимо задаться rипотезой о
характере изменения во времени проекций вектора абсолютноrо YCKO
рения точки Ц на оси СК OXkYkZ k . Простейшей является rипотеза о
равенстве нулю этих проекций. Соrласно более сложной rипотезе
предполаrается, что проекции вектора абсолютноrо ускорения точки Ц
на оси СК OX k У kZk не равны нулю и постоянны во времени, т.е.
а цх (t) = О, а цх (t o ) = а цхО ;
а цу ( t) = о , а цу ( t О) = а цуо ;
a цz ( t) = О, а цz ( t о) = а цzО .
(13.12)
Что же касается математических моделей для проекций векторов
уrловой скорости и уrловоrо ускорения на оси траекторной СК, то их
получение на практике представляет большие трудности. Поэтому целе
сообразно воспользоваться принципом распределения информации [37].
Параметры {У k(t),.. .,aoи(t)} MOryT быть измерены (вычислены) в
ИВС. Если известны математические модели поrрешностей измерения
283
(вычисления) данных параметров, описываемые дифференциальными
(разностными) уравнениями, то соrласно принципу распределения ин
формации в уравнения (13.11) вместо истинных значений параметров
{Vk(t),. ..,a(tlL(t)} подставляются разности между измеренными (вычис
ленными) значениями параметров и поrрешностями их измерения (BЫ
числения). Например, вместо уrловой скорости (J)x(t), входящей во BTO
рое уравнение системы (13.11), необходимо подставить (J)хи(t) Ь(t)х(t), rде
(J)хп(t) измеренное значение уrловой скорости, а b(t)x(t) поrpешность
ее измерения.
Дополнив преобразоваННУIО систему (13. ] 1) дифференциальными
уравнениями (13.12) и уравнениями, описывающими поrрешности
измерения (вычисления) параметров {Vk(t),...,аш/.(t)}, получим MaTeMa
тическую модель относительноrо движения ВЦ и самолета в TpaeK
торной СК. В этой модели в качестве переменных состояния будут
выступать параметры {Дх(t),Vдх(t),ацх(t),...,ацz(t)}, а также поrрешности
{ ЬУ k( t),. . . ,ba(J)L.< t)} в совокупности с дополнительными параметрами,
используемыми для их описания. При этом измеренные значения пара
метров VkI(t) и V kи(t) будут иrрать роль детерминированных управ
ляющих воздействий, а параметры {(J)хи(t),... ,a'I)zI(t)} известных функ
ций времени при переменных состояния.
Использование принципа распределения информации позволяет
решить проблему априорной неопределенности в задании параметров
{У k( t),. . . ,аш( t) }. Однако, получающаяся при этом модель относительно
ro движения ВЦ и самолета является rромоздкой и достаточно сло)кной
для практической реализации в силу своей нелинейности, нестационар
ности и большой размерности (более девяти переменных состояния).
Данная математическая модель может быть упрощена, если пре
небречь поrрешностями измерения (вычисления) параметров
{У k(t),. .. ,aroz(t)} ввиду их малости. Низкий уровень поrрешностей изме
рения (вычисления) данных параметров в современных ИВС достиrает
ся блаrодаря реализации в них алrоритмов оптимальной (субоптималь
ной) комплексной обработки навиrационной информации. Получаемая
в этом случае математическая модель относительноrо дви)кения ВЦ и
самолета становится линейной и описывается девятикомпонентным
вектором состояния
х т = [Дх У дх а цх Ду Уду а цу ДZ V JlZ а цz ].
Располаrая измеренными (вычисленными) значениями парамет
ров Дх, Ду и Дz, а также статистическими моделями и соответствующи
ми статистическими характеристиками поrрешностей их определения,
можно приступать к синтезу оптимальных (субоптимальных) алrорит
284
мов оценивания координат и параметров движения вц в непрерывном
(дискретном) времени. Значения Дх, Ду и ДZ и статистические xapaKTe
ристики поrpешностей x определения MorYT быть вычислены по дaH
ным измерений БРЛС, функционирующей в РНП, и навиrационных из
мерителей уrловых координат ивс.
Анализ полученной после сделанных упрощений математической
модели относительноrо движения вц и самолета в траекторной СК
OXkYkZ k (несмотря на отмеченные ранее преИf\.lущества использования
данной системы координат) показывает, что она по прежнему остается
достаточно сложной для практической реализации. Поэтому задача co
стоит в том, что бы опираясь на вышеизложенный подход и используя
полученные аналитические соотношения, в наибольшей степени упро
стить математическую модель движения вц. Это мо)кно сделать за счет
уменьшения ее размерности и учета специ(рики функционирования
БР ЛС в РНП, которая состоит в следующем [81].
В процессе непрерывной пеленrации БР ЛС сопровождает одну
вц по дальности, скорости сближения (доплеровской частоте) и уrло
вым координатам. При этом в БР ЛС автоматически измеряются: даль
ность до цели Д(t), скорость ее изменения Д(t), уrлы пеленrа цели в
азимутальной <Pr(t) и уrломестной <ри(t) плоскостях, а также уrол поворо
та антенны БР ЛС по крену (уrол крена антенны) Yu(t). Кроме Toro, BЫ
числяются уrловые скорости 00., (t) = d<P." (t) / dt, ООн (t) = d<PB (t) / dt и
OOy(t) = dYи (t) / dt .
При измерении координат и параметров движения ВЦ использу
ется ряд правых прямоуrольных СК, в том числе самолетная связанная
OXYZ, установочная OXyYyZy и антенная OXaYaZa системы координат.
Все указанные СК, как и траекторная СК OX k У kZk, имеют начало в ЦМ
самолета. При применении в БР ЛС антенны зеркальноrо типа выносом
ее относительно ЦМ самолета пренебреrают. Установочная СК OXyYyZy
повернута BOKpyr оси OZ относительно СК OXYZ на установочный
уrол антенны БРЛС J.la (рис. 13.3). При функционировании БРЛС в РНП
ось ОХи антенной СК OXaYaZa ориентируется по равносиrнальному Ha
правлению диаrраммы направленности (РСН ДН) антенны.
Измерение дальности Д(t), ее производной Д(t) и уrловых KOOp
динат осуществляется в антенной СК, причем уrлы <Pr(t) и <ps(t) xapaKTe
ризуют собой уrол отклонения ЛВ цели в антенной СК относительно
осей ОХу У yZy (с учетом уrла Ya(t)). Взаимное поло)кение осей антенной
и связанной СК, как видно из рис. 13.3, определяется уrлами пеленrа
ВЦ <Pr И <Рв, а также уrлами a И Уа.
285
Z'", Z"
РСН дн
Рис. 13.3
Рис. 13.4
в алrоритмах обработки информации БР ЛС дЛЯ определенности
координатных преобразований переход от установочной к антенной СК
осуществляется по определенным правилам, например, путем последо
вательных поворотов на уrлы УЮ <1>8 и <l>r (рис. 13.3).
Антенная СК OXaYaZa вращается с уrловой скоростью Qa(t) OTHO
сительно нормальной земной СК OoXg У gZg и соответственно нормаль
ной СК OX g У gZ'Il" При этом В процессе движения самолета и ВЦ ось аХа
антенной СК, совпадающая с РСН дН антенны, постоянно ориентиру
ется на цель, т.е. в направлении вектора Д. Таким образом, направление
оси ОХ" совпадает с ЛВ цели в антенной СК.
286
в алrоритмах обработки информации необходимо учитывать, что
измерение дальности и уrловых координат ВЦ БР ЛС осуществляет с
поrрешностями. В результате 3Toro ось ОХа антенной СК, ориентируясь
по рсн ДН, не совпадает с истинным пространственным положением
ЛВ цели, которое определяется уrлами Er и ЕВ, отсчитываемыми от co
ответствующих осей лучевой ОХлУлZл и нормальной OXgYgZg СК
(рис. 13.4).
Получим математическую модель движения ВЦ в антенной СК.
При этом будем исходить из Toro, что при решении задач перехвата и
уничтожения ВЦ практически определить, насколько отличаются BeT
ровые потоки в районах цели и самолета, невозможно. Поэтому обычно
в алrоритмах обработки информации на этапах наведения самолета и
атаки ветер не учитывается, а земная и воздушная скорости отождеств
ляются как для самолета, так и для ВЦ [39]. С учетом вышесказанноrо в
дальнейшем для вектора воздушной скорости ВЦ будем использовать
прежнее обозначение V ц, а для вектора воздушной скорости самолета
соответственно V с.
13.1.2. МОДЕЛЬ ДВИЖЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ ЦЕ)IИ
В АНТЕННОЙ СИСТЕМЕ КООРДИНАТ
Проанализируем движение точки Ц (см. рис. 13.3 и 13.5). Как и
при получении модели движения цели в траекторной СК, далее для оп
ределенности СК OXaY lZa будем именовать подвижной, а СК OoXgYgZg
(и соответственно с точки зрения вращательноrо движения СК
Y g
д
ЛБ
Xg
Рис. 13.5
287
OXgYgZg) неподвижной. Движение ВЦ (точки Ц) по отношению к
подви)кной СК определим как относительное, а саму СК OX<t У uZu OT
носительной. Движение ВЦ по отношению к СК OoXgYgZg, принимае
мую за неподвижную, определим как абсолютное, а саму СК OoXg У gZg
(и соответственно с точки зрения вращательноrо движения СК
OXgYgZg) абсолютной. Антенная СК вращается, как отмечалось выше,
с уrловой скоростью Q,,(t) относительно СК OoXg У gZg и OX g у gZg.
Пренебреrая различием ветровых потоков в районах располо)ке
ния самолета и ВЦ, абсолютную производную BeI(TOpa V u(t) соrласно
правилу дифференцирования векторов (13.3) можно представить в виде
BeKTopHoro соотношения
I"'OJ
dV (t). dV (t)
ц =V(t)= ц +n.(t)xV(t),
dt ц dt а ц
(13.13)
'""'"
rде dVц(t)/dt=ац(t) векторабсолютноrоускоренияВЦ; dVц(t)/dt
вектор относительноrо ускорения цели (локальная производная); V u(t)
вектор воздушной скорости ВЦ, который в СК OX"Y"Za может быть
представлен в координатной форме
v u(t)== V цх(t)i+Vцу(t)j+V UL(t)k,
(13.14)
rде V цх(t), V uy(t), VItz(t) проекции вектора V ц(t) на оси антенной СК; i, j,
k орты СК OX"Y"Za.
Соответственно входящая в (13.13) относительная производная
вектора воздушной скорости цели Vlt(t) в проекциях на оси OXLlY lZiJ
имеет вид
dV (t). . .
d =Vцх(t)i+Vцу(t)j+Vцz(t)k.
В соответствии с (13.13) имеем
(13.15)
I"'OJ
dV" (t)
= ан (t) Па (t)x У ц (t) .
dt
Представим векторное соотношение (13.16) в проекциях на оси
антенной СК. Векторное произведение Q,,(t)xVu(t) аналоrично (13.10) с
использованием проекций данных векторов на оси СК OX"Y"Z" мо)кет
быть записано в виде определителя
(13.16)
1
J
ro ау ( t )
У цу ( t )
k
ro az ( t ) .
v цz ( t )
( 13.1 7)
Па (t)хVц(t» = det ООах (t)
V цх ( t )
288
Обозначив в (13.16) u(t) a(t)xVu(t) и раскрыв определитель
(13.17), получим
u ( t) = [ ro az ( t) V цу ( t ) ro ау ( t ) V цz (t )]i + [ ro ах ( t ) V uz ( t ) ro az ( t ) V цх (t)]j +
+ [ ro ау (t) V цх (t) ООах (t) V цу (t)]k . (13.18)
Векторному соотношению (13.16) с учетом (13.14), (13.15) и
(13.18) будет соответствовать система дифференциальных уравнений
V цх (t) = а цх ( t) + ro az ( t ) V цу (t ) ro ау ( t ) V цz ( t), V цх ( t о) = v цх О ;
Vцу(t) = ацу(t) + roах(t)Vцz(t) ffiаz(t)Vцх(t), Vцу(t о ) = У цуо ;
V цz (t) = а цz ( t ) + ООау (t) У цх (t) ro ах ( t) V цу (t ) , v цz ( t о) = V цzО .
Аналоrично (13.12) воспользуемся rипотезой о постоянстве про
екций вектора абсолютноrо ускорения цели au(t) на оси антенной СК. В
соответствии с такой rипотезой получим
(13.19)
а цх (t) = о , а цх (t о) = а цх о ;
auy(t) = О, ацу(t о ) = а цуо ; (13.20)
а цz ( t) = о , а цz ( t о) = а цzо '
rде aux(t), auy(t), auz(t) проекции вектора aLt(t) на оси СК OX"YaZ u .
Как и при получении модели в траекторной СК, воспользуемся
принципом распределения информации для преодоления априорной
неопределенности в задании математических моделей уrловых CKOpO
стей Ю"х(t), Юау(t) и Юа.l(t), входящих В (13.19). Учитывая, что в COBpeMeH
ных БР ЛС широко используются оптимальные и квазиоптимальные
(субоптимальные) алrоритмы оценивания уrловых координат ВЦ и co
ответствующих уrловых скоростей (см. * 11.5), поrрешностями опреде
ления проекций вектора u(t) можно пренебречь.
Подставив в (13.19) измеренные (вычисленные) значения уrло
вых скоростей, с учетом (13.20) получим систему дифференциальных
уравнений, описывающих математическую модель движения ВЦ в aH
тенной СК:
У цх (t) = а цх (t) + ro аzи (t)Vцу(t) ffi ауи (t)Vцz(t),
а цх (t ) = о , а цх (t о) = а цх о ;
Vцу(t) = ацу(t) + ro ахи (t)Vцz(t) ro аzи (t)V цх (t),
ацу(t) = О, ацу(t о ) = ацуо ;
} ()"--",,З806
У ЦХ (t o ) = У ЦХО ;
Vцу(t о ) = У цуО ;
(13.21 )
289
V UZ ( t) = а uz ( t) + ООауи ( t ) V цх ( t ) ООахи ( t ) У цу ( t ) , V ttz ( t о) = У HZO ;
aaz(t) = о , a uz (t o ) = a ltzO '
и определяющую вектор состояния
х т (t) = [У цх (t) а цх (t) Vl{y(t) ацу(t) Vltz(t) altz(t)].
Математическая модель (13.21) является линейной. Она значи
тельно проще ранее полученной модели в траекторной СК, так как
уменьшилась ее размерность до шести переМенных состояния. Кроме
Toro, не требуется определять проекции вектора уrловоrо ускорения на
оси антенной СК. Следует однако отметить, что модель ДВИ)l(ения ВЦ в
антенной СК является менее детальной по сравнению с моделью в Tpa
еI(ТОРНОЙ системе координат. В частности, она не позволяет непосредст
венно получить оценки проеI(ЦИЙ вектора относительной скорости вц.
Недостатком обеих полученных моделей движения ВЦ является TO что
в них не учитываются случайные воздействия, которым подвеР)l(епы
самолет и цель.
13.2. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ СИНТЕЗА СУБОПТИМАльноrо
АлrОРИТМА ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ ПРИ
ОПРЕДЕЛЕНИИ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ
ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ
Как отмечалось ранее, решение задачи синтеза оптимальных (cy
боптимальных) алrоритмов оценивания КООРДинат и параметров движе
ния ВЦ требует знания Iатематических моделей состояния и наблюде
ния. Компоненты вектора состояния описываlОТСЯ дифференциальными
уравнениями (13.21). Получим векторное соотношение наблюдения.
При сделанных допущениях относительно ветровых ПОТОКОВ BeK
торное соотношение (13.5) применительно 1< антенной СК принимает
вид
Vц(t) = Vc(t)+ Vд(t)+n а (t)хД(t).
( 13.22)
Соответственно векторное соотношение наблюдения соrласно
( 13.22) MO)l(HO представить в (}>орме
Vци(t) = Vси(t) + Vди(t)+nаи(t)хДи(t), (13.23)
rде индекс «и» означает измеренное (вычисленное) значение COOTBeTCT
вующих векторов.
Выразив векторы, входящие в (13.23), через их проекции на оси
антенной СК, получим
290
v ци (t) = V цхи (t)i + Vцуи(t)j + V цzи (t)k ;
V си (t) = V схи (t)i + Vсуи(t)j + V сzи (t)k;
vди (t) = ди (t)i, ди (t) = ди (t)i ,
Паи (t) = Ю ахи (t)i + ООауи (t)j + Ю аzи (t)k .
(13.24)
в векторно матричной форме записи уравнения (13.24) имеют вид
v и (t) = [V цхи (t) Vцуи(t) V цzи (t)];
v: и (t) = [V схи (t) Vсуи(t) V сzи (t)];
V;и(t)=fДи(t) о о];
Д (t) = [ди(t) О о];
( 13.25)
n И (t) = [ Ю ахи (t) ООауи (t) Ю аzи ( t)] .
Проекции BeKTopHoro произведения ш(t)ХД1f(t) на оси цнтенной
СК с учетом (13.25) Moryт быть получены аналоrично (13.17):
1 J k
Паи (t ) х ДИ (t) = det ООахи ( t) Ю ауи (t) ООаzи (t)
Ди(t) О О
= ООаzи (t)Ди (t)j ООауи(t)Ди (t)k.
(13.26)
с учетом (13.24) и (13.26) система скалярных соотношений Ha
блюдения, соответствующих векторному выражению (13.23), приводит
ся к виду
Vцхи(t) = Vсхи(t)+ Ди(t);
Vцуи(t) = V суи +ООаzи(t)Ди(t);
V цzи (t) = V сzи ООауи(t)Ди (t).
(13.27)
Проекции вектора Vc(t) на оси антенной СК вычисляются в ИВС
путем координатных преобразований вектора воздушной скорости ca
молета Vси(t), измеренноrо в скоростной СК (рис. 13.6) с учетом уrлов
атаки <Х, скольжения , а также уrлов <Pr, <Рв, y , И fla. Они определяются
соотношением
291
V схи (t)
Vсуи(t)
V сzи (t)
v си ( t )
=Ми(t) О
О
( 13.28)
rде м н ( t)== { [ <Рrи( t)] [ <Рвн( t)] [Уа н ( t)] [ (хи( t )+Jla] [(3и( t)] } ; [ .] ..... матрица коорди
натных преобразований, в которой используется измеренное значение
соответствующеrо yrла.
Уск,У'ск
У
а
Х'СК
Хск
Рис. 13.6
Измеренные (вычисленные) значения проекций вектора скорости
цели образуют вектор наблюдения
ZT(t)=[Z}(t) Z2(t) zз(t)],
( 13 .29)
rде Zl(t)==V цхи(t), Z2(t)==V цун(t), zз(t)==V U.lI(t).
Как следует из (13.27) и (13.28), ПQrрешности измерений (вычис
лений) проекций вектора VUII(t) обусловлены поrрешностями определе
ния первичных параметров: Vc(t), Д(t), Д(t), уrлов и уrловых CKOpO
стей. Эти поrрешности на практике обычно аппроксимируются адди
тивными стационарными белыми rауссовскими шумами, образующими
вектор поrрешностей измерений (шумов наблюдения)
(t) = [ их (t) иу(t) иz(t)].
(13.30)
292
При вышеуказанной аппроксимации вектор и(t) имеет следую
щие статистические характеристики:
м { и(t) } o, М { и(t) (t + )}== б(t),
( 13 .31 )
rде
O,5N x О О
О 0,5N y О
О О 0,5N z
(интенсивностей) шумов наблюдения, определяемая на основе стати
стических характеристик поrрешностей измерения (вычисления) пер
вичных параметров; б(t) дельта функция. Таким образом, вектор Ha
блюдения (13.29) с учетом (13.30) может быть представлен в виде
z(t)==V ц(t)+ H(t),
....
...
....
матрица спектральных плотностей
или
Z I ( t) = V цх ( t ) + их (t) ;
Z 2 (t) = V цу (t) + иу (t) ;
Z 3 (t) = V цz (t) + иz (t) ,
rде V ux(t), V цу(t), V цz(t) истинные значения проекций вектора скорости
цели V u(t) в антенной СК.
В совокупности уравнения состояния (13.21) и соотношения Ha
блюдения (13.32) содержат всю необходимую информацию для реше
ния задачи синтеза оптимальной (в рамках сделанных ранее допущений)
системы оценивания параметров движения ВЦ в СК OXaYaZa как в He
прерывном, так и в дискретном времени с использованием алrоритмов
оптимальной линейной фильтрации (см. п. 3.6.1). При переходе от
(13.21) и (13.32) к соответствующим цифровым аналоrам задача синтеза
оптимальной системы оценивания может быть решена и в цифровой
форме. Однако, поскольку современные БЦВМ (процессоры) имеют
достаточно большую разрядность (16 разрядов и более), при переходе
от диq)ференциальных уравнений (13.21) и соотношений наблюдения
(13.32} к цифровым аналоrам модели состояния и наблюдения остаются
практически линейными, поэтому эффектом квантования по уровню
МО)I(НО пренебречь. В результате этоrо синтез оптимальной системы
обработки информации сводится по существу к синтезу оптимальной
дискретной системы.
Для получения практически реализуемоrо алrоритма оценивания
постановку задачи синтеза подверrнем дальнейшему упрощению. С
этой целью осушествим декомпозицию вектора состояния x(t), описы
(13.32)
293
BaeMoro системой дифференциальных уравнений (13.21), на три незави
симых подвектора, каждый из которых соответствует одной из осей СК
OXaYaZ" [81]. Например, первый подвектор состояния
X I'(t) = [У ЦХ (t) а цх (t)] определяется дифференциальными уравнениями
V ЦХ ( t) = а цх (t) + ffi аzи ( t ) У цу ( t ) ffi ауи ( t ) У UZ ( t), V цх (t о) = V цх О ;
а цх (t) = о , а цх ( to)==altxo.
Представим вектор u(t) (13.18) в векторно матричной форме
uT(t)==[ux(t) Uy(t) u (t)],
rде
u Х ( t ) = ffi аzи ( t ) У цу ( t ) ffi ауи ( t ) V uz ( t) ;
u у ( t) = ffi ахи ( t ) У uz ( t ) ffi аzи ( t) V цх (t) ;
u z ( t) = ffi ауи ( t ) У ЦХ (t ) ffi ахи ( t ) У цу ( t) .
(13.33)
Проведение вышеуказанной декомпозиции вектора состояния
приводит к тому, что в субоптимальной системе оценивания параметров
движения ВЦ будут реализованы три независимых, практически иден
тичных канала обработки информации применительно к каждой из осей
СК OXaY"Za. Блаrодаря этому вектор u(t) может рассматриваться как
известный вектор управления. При этом при вычислении ux(t), uy(t) и
u (t) соrласно (13.33) будут использоваться оценки соответствующих
проекций вектора скорости цели, полученные в соседних независимых
каналах.
Ниже приведено решение задачи синтеза субоптимальноrо алrо
ритма обработки информации для одноrо из независимых каналов, при
этом для упрощения записей индексы у компонентов векторов состоя
ния и наблюдения опущены.
13.3. СИНТЕЗ СУБОПТИМАльноrо АлrОРИТМА
ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ ПРИ ОПРЕДЕЛЕНИИ
ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ
Для одноrо канала соrласно (13.21) с учетом (13.33) вектор co
стояния и уравнения, опредеЛЯlощие ero динамику, имеют вид
х т (t) = [V(t) a(t)};
V ( t) = а ( t ) + II ( t) ,
a(t)=O,
V(tu)=V o ;
a(to)=a o .
(13.34)
294
в соответствии с (13.32) наблюдение для одноrо канала описыва
ется соотношением
z(t) = У(t)+ иу(t).
(13.35)
Дискретный аналоr моделей (13.34) и (13.35) определяется ypaB
нениями:
V(k)==V(k 1 )4a(k 1 )+tu(k 1),
a(k)==a(k 1) , а(О)==ао;
V(O)==V o ;
(13.36)
V н( k)== V (k )+ II(k).
(13.37)
При векторно матричном представлении имеем:
[ Y(k) ] [ 1
x(k) = ; Ф(k, k 1) =
a(k) О
:} u и; В = [ }
z==V. Н== [ 1 О ] .
11, ,
(13.38)
м { lI(k) }==О; м { H(k) иU) }==Dиб kj ,
rде DII дисперсия шумов наблюдений; б kj символ Кронекера; ин
тервал дискретизации.
Используя (13.38), при конкретизации алrоритма оптимальной
дискретной фильтрации (3.68), (3.69), получим
" " "
V(k) = У:) (k) + Ку (k)[У и (k) УЗ (k)], Y(t o ) = У(О) = У О ;
a(k) = a(k 1) + Ка (k)[Уи (k) V З (k)], a(t O ) = а(О) = ао,
rде V')(k)=V(k I)+ [a(k I)+u(k I)]; z(k)=Уи(k) Vэ(k)
невязка измерений, а КОJффициенты К у и Ка рассчитываются по (pOPMY
лам (3.70) (3.72).
Н.а практике часто удается обеспечить вполне приемлемое каче
ство оценивания, используя постоянную для всех моментов времени
матрицу коэффициентов передачи фильтра (например, матрицу их CTa
ционарных значений или рассчитанных на определенный момент Bpe
мени) [82]. Наиболее эффективен такой подход к определению матрицы
Кф(k) (3.70) с точки зрения достижения приемлемой точности оценива
ния для стационарных систем. С учетом вышесказанноrо, подставив в
(13.39) постоянные коэф(рициенты К у и к.., получим
(13.39)
295
" " "
Y(k) = Уэ(k) + кv[У и (k) У'} (k)], У(О) = Уа ;
a(k) = a(k 1) + Ка [У и (k) Уз (k)], а(О) = ай .
( 13.40)
Разностные уравнения (13.40) определяют СТРУК1УРУ субопти
мальноrо линейноrо дискретноrо фильтра, которая является идентичной
для всех трех независимых каналов обработки информации. Необходи
" " "
мые для формирования оценок У ЦХ (k), Vцу(k) и Vцz(k) проекций BeK
тора скорости цели на момент tk управляющие сиrналы вычисляются в
соответствии с соотношениями (13.33) на момент tk l:
" "
и х (k 1) = ООаzи (k 1)У цу (k 1) (t)ауи (k 1)V цz (k 1) ;
" "
и у (k 1) = ООахи (k 1) У цz (k 1) ООаzи (k 1) V цх (k 1) ;
(13.41)
" "
uz(k 1) = ООауи(k l)У цх (k 1) ООахи(k 1)V цу (k 1).
Структурная схема субоптимальной системы дискретноrо оцени
вания парам.етров движения ВЦ может быть построена на основе эле
м:ентов, реализующих в БВС алrоритм (13.40), выражения (13.41) для
управляющих сиrналов, а также соотношения (13.27) и (13.28), в COOT
ветствии с которыми вычисляются измеренные значения проекций BeK
тора скорости цели на оси антенной СК. Элементы, выполняющие BЫ
шеуказанные q)ункции по обработке информации в БВС, на структурной
схеме (см. рис. 13.7) обозначены соответственно каналами и блоками. В
состав структурной схемы субоптимальной системы дискретноrо oцe
нивания параметров движения ВЦ входят три независимых идентичных
канала обработки информации, блок формирования по данным ЕР ЛС и
навиrационных измерителей ИВС измеренных значений проекций BeK
тора скорости цели на оси СК OXuYuZu, блок формирования управляю
щих сиrналов ux(k 1), uy(k 1) и uz(k 1), а также блок координатных пре
образований (рис. 13.7). Каждый из трех каналов обработки ин(рорма
ции представляет собой субоптимальный линейный дискретный q)ильтр
Калмана, реализующий алrоритм (13.40) применительно к одной из
проекций вектора скорости цели на оси антенной СК.
На РИС. 13.8. в качестве примера представлена структурная схема
субоптимальноrо дискретноrо q)ильтра Калмана, сl)ОРМИРУJощеrо оценки
у цх (k) и а их (k). Коэq)фициенты передачи фильтра Калмана Кух И Ках
ВЫЧИСЛЯI0ТСЯ на основе COBMecTHoro реluения уравнений (3.70) (3.72) С
учетом конкретных исходных данных.
296
Навиraционные ... Канал
измерlпе1Ш i ,(1) (Iюрмирования VI'- (k 1)
иве Ux(k 1) оценок
V си (l) ... "
У ЦХ (k) ,ацх (k)
'У.,( 1), з цх (k) У ЦХ (k)
'1"1(1),
t} '1(1) , I \ \ . V,')"(k)
Блок ... Канал
(lюрмировшiИЯ V,ty(k 1)
...
координатных оценок
1Ш\(1) преобразований .(k 1 ) А
... ... Vuy(k) ,auy(k)
-'
«>11,(1)
.., а цу (k) Ф Vuy(k)
«>НlI( t )
...
V,и,(k) Канал
-=- ,...... -=- .... (Iюрмирования
......, ......, ..,.
а s оцеНОI<
> > > u..(k l) А
Vuz(k) ,aцz(k)
....
, \/ \/ .....
,11 Блок а цz (k) Ф V цz (k) V, (k 1
д.( формирования
: измеренных
. I значений IE--
БРЛС проекций пекrора Блок «}юрмирования
Ди<i) CI<OPOcrn цели ynравляюuщх
... сиrналов
ux(k), uy(k), uJk)
I , I ....
otл,(I) , , 1\
(.Q.)1'( 1 )
ЩI"(lI(t)
,... ::!:. _._ _. ......_- _........_.. : "........_.. _....._ ..Бвё..иВС
Рис. 13.7
Решение указанных уравнений дает возможность TaK)I(e выпол
нить количественную оценку потенциальных характеристик точности и
помехоустойчивости каждоrо канала обработки IIнq)ормации. Количест
венную оценку потенциальных характеристик точности и помехоустой
чивости субоптимальной системы дискретноrо оценивания параметров
дви)кения ВЦ в целом мо)кно осуществить на основе математическоrо
моделирования.
297
V и:о (k) КП V их (k)
Vцxк (k) 't
AV(k) t---4
А V (k-l)
VцxO
их
Ках а их (k)
't
ацх (k-l) А
ux(k 1) аихо
't
Рис. 13.8
в заключение отметим, что рассмотренный выше субоптималь
ный алrоритм оценивания (разовых координат цели является привлека
тельным по критерию «точность вычислительные и аппаратурные за
траты». В тоже время следует подчеркнуть, что в практике разработки
БРЛС MorYT быть использованы как более точные, но достаточно слож
ные алrоритмы, так и менее точные, но более простые процедуры фор
мирования оценок скорости и ускорения цели (см. п. 10.6.1).
298
rЛАВА 14. АВТОМАТИЧЕСКОЕ СОПРОВОЖДЕНИЕ
ЦЕЛЕЙ В РЕЖИМЕ ОБЗОРА
Автоматическое сопровождение целей в режиме обзора пред
ставляет собой специфический режим (рункционирования РЭСУ. в зтом
режиме один самолет может осуществлять одновременный прицельный
пуск нескольких ракет (наведение друrих самолетов) по различным цe
лям, что существенно расширяет ero боевые возможности. Возможность
одновременноrо уничтожения достаточно удаленных друr от друrа цe
лей основана на непрерывном получении точной информации о фазо
вых координатах относительноrо движения самолета и поражаемых
объектов. Эта информация используется как для управления самим ca
молетом, так и для выдачи команд целеуказаний в ракеты и формирова
ния команд радиокоррекции при наведении ракет большой дальности с
комбинированными системами управления. При этом в зависимости
от типа РЭСУ полет самолета может выполняться либо по проrрам
ме, либо путем ero наведения на rеометрический центр сопровож
даемых целей или наиболее важную из них. Кроме Toro, ракеты
должны иметь активные prc, позволяющие реализовать принцип
«пустил забыл» [30].
Одновременное сопровождение нескольких целей широко ис
пользуется в РЭСУ самолетов радиолокационноrо дозора, самолетов
истребителей и бомбардировщиков. Поскольку наиболее высокие Tpe
бования к точности и устойчивости сопровождения целей предъявляюся
к РЭСУ истребителями именно им и будет уделено основное внимание.
Традиционный режим последовательноrо просмотра всей зоны
обзора БРЛС, используемый в процессе поиска и обнаружения воздуш
ных объектов, неприrоден для одновременноrо ведения боя с несколь
кими целями. Это объясняется следующими причинами.
В режиме обзора имеет место большая дискретность поступления
информации, в то время как управлять самолетом и выдавать команды
ЦУ ракетам нужно непрерывно. Так, в РЛС с механическим сканирова
нием антенны период обзора, определяющий интервал дискретности,
может достиrать нескольких секунд. За это время взаимное расположе
ние истребителя и целей может измениться на несколько километров. В
связи с этим точность информации об их относительном движении в
промежутках между поступлениями отраженных сиrналов оказывается
299
низкой. Кроме Toro, в такой ситуации очень мала достоверность привяз
ки (идентификации) результатов вновь получаемых измерений к KOH
кретным целям. Последнее обусловлено тем, что по этим результатам
достаточно трудно судить о том, принадлежат ЛИ они наблюдавшейся
ранее и переместившейся цели либо отраженный сиrнал принимается от
вновь появившеrося объекта.
Следует подчеркнуть, что для традиционноrо режима обзора xa
рактерна низкая точность оценивания фазовых координат относитель
Horo движения даже в моменты прихода отраженных сиrналов, что дe
лает невозможным формирование команд ЦУ ракетам с требуемой точ
ностью. В связи С этим в РЭСУ вынуждены переходить l( режиму СОЦ,
в котором обеспечивается существенно более высокая точность измере
ний. В таком режиме луч антенны все время направлен на одну цель,
что существенно демаски.рует подrотовку атаки. Кроме Toro, при этом
теряется информация о всех друrих целях. В условиях MaHeBpeHHoro
rрупповоrо боя такая потеря может привести к непоправимым послед
ствиям. Отмеченные недостатки традиционных режимов обзора и СОЦ
и явились причиной разработки и внедрения алrоритмов АСЦРО.
14.1. ОСОБЕННОСТИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ РЭСУ
ПРИ АВТОМАТИЧЕСКОМ СОПРОВОЖДЕНИИ ЦЕЛЕЙ
В РЕЖИМЕ ОБЗОРА
Автоматическое сопровождение целей в режиме обзора, реали
зуемое в процессе cOBMecTHoro функционирования БРЛС и БВС, BЫ
полняется в несколько этапов, включающих: формирование первичных
измерений; завязку траекторий; экстраполяцию относительных фазовых
координат (траекторий) всех сопровождаемых целей в промежутках
между поступлениями от БРЛС результатов измерений; идентификацию
поступающих результатов измерений на их принадлежность тем или
иным экстраполируемым траекториям; коррекцию (фильтрацию) той
или иной экстраполированной фазовой траектории по результатам
идентифицированных измерений; ранжирование целей по степени их
важности; сброс сопровождаемых траекторий.
Фор.мuрованuе первUЧflblХ UЗАlереflUй вКЛ10чаеПl в себя все эп1апы
первиЧ1l0Й обрабО171КU радuосuzuалов, начuная оп1 их обнаРУ:JlCе1lUЯ u
КОllчая получеuuеА1l опlсчепl0в даЛЫlОСJ11U, скорости сБЛU:Jlсенuя и борпlО
вых пелеН20в в zорuзонпlаЛЬ1iОй II верп1tlкаЛЫlОй I1ЛОСКОСI11ЯХ. Необходи
мо отметить, что результаты измерений скорости можно получить толь
ко при импульсных сиrналах с ВЧП и СЧП. При обзоре пространства
однолепестковой диаrраммой направленности бортовые пеленrи в rори
зонтальной плоскости обычно отсчитывают по середине пачки OTpa
женных импульсов, а в вертикальной по номеру строки [27].
300
Под завязкой траекторий пОllU.Аtается процесс взятия на coпpo
вО:Jlсдеuие 1l0вых целеЙ, появЛЯЮl,цихся в ЗОllе обзора БР лс. Экстраполя
ция представляет процесс пр021l0зuроваllИЯ всех фазовых коордиuат
от1l0сипlеЛЬН020 двU:JlCеuuя целей U истребителя, которые испОЛЬЗУ10пl
ся для управлеllИЯ СаАfолето.lИ u выдачи ко./ианд ЦУ ракетаА' «в ». При
экстраполяции в декартовых координатах проrнозируются эволюции
проекций Дх, Ду, )L дальности до цели на оси стабилизированной в про
. . .
странстве системы координат OXYZ и их производных Дх, Ду, ДZ
(см. rлаву 13). Такой способ позволяет выработать текущие команды
радиокоррекции в процессе наведения ракет с комбинированными сис
темами управления в автономном режиме.
Для формирования текущих сиrналов управления истребителем и
выдачи команд целеуказаний ракетам наиболее употребительна экстра
поляция измеренных (оцененных) значений дальности Д, скорости Д,
бортовых пеленrов <Pr И <РВ И yrловых скоростей oor И 0011 ЛВ в полярной
системе координат, связанной с центром массы самолета. Фазовые KO
ординаты обычно экстраполируются с минимальными СКО по алrорит
му (3.78), с помощью KOToporo удобно сочетать процедуру оптимальной
по минимуму СКО экстраполяции с последующей оптимальной по ми
нимуму СКО фильтрацией (коррекцией).
Иде1l1пификацtlя резулыпатов поступаЮlцих из.мереuий преследу
ет цель определить ту из экстраполируелtЫХ траекторий, ко/пороЙ 110
теА' Шlll ИllblАt прuзнакQ.;И llаllболее достоверно соответствуют полу
чеllllые наБЛl0деllUЯ. Правила установления TaKoro соответствия MorYT
быть различными и будут подробно обсуждены в * 14.3.
В зависимости от требований к точности сопровождения и BЫ
числительных возможностей БВС коррекция «рильтрация) экстраполи
рованных траекторий по идентифицированным результатам измерений
может выполняться по различныIM законам. Наиболее употребительны
для этоrо алrоритмы а, р и оптимальной линейной аналоrо дискретной
фильтрации [76], в том числе и рассмотренных в 3.8.
Поскольку число целей }ИО:JlCет превЫUlапlЬ число ракет lIа БОрlпу
uстребtllпеля, lпо для их эффектuв1l020 прU.АtеllеllUЯ :JlCелаlпельно Зllать
степеuь опаС1l0сти (важности) сопровО:JIсдаеAttblХ объек/пов. В связи с
этtLJ\;l необходШtО выделять lIuиболее oпacllble (ва:JIСllые) цели, копl0рые
целесообраз1l0 УllичтО:JIсать в первУI0 очередь. Одним из наиболее ис
пользуемых признаков (критериев) опасности является минимум OTHO
шения дальности к скорости. Смысл этоrо критерия состоит в вычисле
нии времени t B , оставшеrося до встречи с сопровождаемой целью, по
результатам экстраполяции (измерения) дальности и скорости. Та цель,
301
для которой вычисленное значение tu==lд/ Д I окажется наименьшим, и
считается наиболее опасной [27].
Сброс цели с сопровождения выполняется в рамках анализа pe
зультатов измерений в процессе завязки траекторий и идентиq)икации
наблюдений. Если в результате анализа выясняется, что полученные
результаты не идентиq)ицируются ни с одной из экстраполируемых Tpa
екторий и при этом не выполняются условия завязки новой траектории,
то цель исключается из процесса сопровождения.
Лоrические связи между рассмотренными этапами АСЦРО пока
заны на рис. 14. 1.
4>, 3'
+
л л
W r ' Ы в
а э , Q э,lP rэ . lP 63
А ':' д д
а, а, 4>r. 4>в
б С:РПР
u. Ц
БРt1с
cpopMu.poB.
перВu.чных
u.1 Me peHu.a
COVi
/
коррекLJ.u..я
(срu.f1ьmраLA.u.я)
u.. эксmрапо
f1ЯЦu..я
заВязка
mpaeKmopLt.u.
НЕТ
сброс
mpaeKmopu..u.
Рис. 14.1
в настоящее время различают две разновидности АСЦРО. Одна из
них, называемая сопровождением на проходе, используется в БР ЛС с
l\1еханическим сканированием антенны. В такой БР ЛС все этапы
АСЦРО выполняются в процессе последовательноrо просмотра aHTeH
ной всей зоны обзора, имевшей место в режиме поиска и обнару)кения
целей. Друrая более перспективная разновидность АСЦРО, называемая
проrраммируемым обзором или активным сопровождением, находит
применение в БРЛС с ФАР. В такой БРЛС за счет электронноrо управ
ления луч антенны скачкообразно перемещается от одной цели к друrой
по результатам экстраполяции их пространственноrо положения. Такой
прием, исключая просмотр зон отсутствия целей, позволяет существен
но сократить интервал дискретности поступления информации от БР ЛС
и тем самым значительно повысить точность и устойчивость сопровож
302
дения всех целей. Следует отметить, что очередность пеленrации всех
сопровождаемых целей может быть самой различной, включая как по
очередное облучени.е всех объектов, так и более частое зондирование
наиболее важных целей.
14.2. ЗАВЯЗКА ТРАЕКТОРИЙ
Завязка новой траектории осуuцествляется по результатам изме
рений дальности д, скорости Д и бортовых пеленrов <Pr И <РВ после про
верки их принадле)J(НОСТИ всем сопровождаеl\1ЫМ целям. Если в резуль
тате проверки выяснится, что полученные измерения Ди, ДИ и <Рrи, <РВII
не соответствуют ни одной из экстраполируемых траекторий, то прини
мается предварительное решение о наличии новой цели (завязка TpaeK
тории). Поскольку процесс обнаружения случаен, то принятое предва
рительное решение нуждается в дополнительном подтверждении. Суть
подтверждения состоит в том, что по результатам первоrо измерения
проrнозируется положение цели для следующеrо цикла. Относительно
проrнозируемоrо положения формируется строб отождествления, назы
ваеl\'IЫЙ также корреляционным, в котором и иuцется отраженный сиrнал
на следующем цикле измерений. Затем процедура повторяется для сле
дующеrо цикла измерений. Если в m последовательных циклах цель
обнаруживается k m раз, то принимается окончательное решение о Ha
личии в зоне обзора БРЛС новой цели. После 3Toro результаты послед
них измерений заносятся в специальный файл БВС в качестве началь
ных условий для последующей экстраполяции новой q)азовой TpaeKTO
РИИ. ДЛЯ принятия окончательноrо решения чаще Bcero используется
лоrика обнаружения два из двух, два из трех, три из трех и три из четы
рех [76].
Качесп160 (jJУllКЦUОlluроваllUЯ аЛ20рU111Аlов прUUЯ11111Я решения о
uаличuи новых целей харакп1еризуеnlСЯ дОСnlоверuосп1ЫО u СКОрОСn1ЫО
завязкu tпpaeKnlopиu. Количественно достоверность завязки оценивается
вероятностью принятия правильноrо решения об обнаружении цели.
Эта вероятность возрастает с увеличением вероятности правильноrо
обнаружеН}IЯ БРЛС и числа циклов проверки перед принятием оконча
тельноrо решения. Скорость завязки характеризуется временем реакции
алrоритма принятия решения, под которым понимается интервал Bpe
мени между входом новой цели в зону обзора БР ЛС и принятием реше
ния о ее наличии. В общем случае это время случайная величина, по
этому обычно используют ero математическое ожидание и дисперсию,
аналоrами которых являются среднее число циклов ДО принятия реше
ния и дисперсия их отклонений.
303
Следует отметить, что процедура реализации процесса завязки
траектории может быть различной. В БРЛС с механическим сканирова
нием антенны обычно применяется процедура так называемоrо скользя
щеrо окна, в БРЛС с ФАР процедура последовательных испытаний [76].
При процедуре скользящеrо окна результаты предварительных
решений обрабатываются в нескольких последовательных циклах обзо
ра БРЛС. Смысл этой процедуры поясняется рис. 14.2. Пусть последо
вательность {Zo, Zt, ..., Zn} представляет результаты предварительноrо
анализа отра)кенных сиrналов во всех циклах измерений. При попада
нии результатов измерений i ro цикла в строб отождествления считает
ся, что Zj==l, в противном случае Zj==O. Если в окне из m последователь
ных циклов обзора число обнаружений цели в стробах отождествления
достиrнет определенноrо значения k, то принимается окончательное
i+ш
решение о завязке новой траектории. В ситуации, коrда LZj < k , окно
I
из m обзоров смещается на один цикл в сторону увеличения. На
рис. 14.2 новое положение окна показано штриховой линией. Более co
вершенная, но и более сложная процедура скользящеrо окна основана
"
на формировании оценки Р,] вероятности Р.) завязки в нем новой TpaeK
тории по алrоритмам оптимальной линейной фильтрации. Возможность
использования этоrо алrоритма основана на представлении перемеще
ния скользящеrо окна в виде дискретноrо MapKoBcKoro процесса [82] с
конечным числом состояний и постоянными вероятностями перехода
[76]. Решение о завязке новой траектории принимается при условии, что
"
Р з >Р: п , rде РЗТ требуемое значение вероятности.
СКОI1Ь3ЯLJ.ЕЕ
ОКНО 1--13 m
U1--IKI10B ОБ30Р,q
,.
;.....
'"
r-- I
I
Zj
· .. Z I+m Z i+m+ 1 · · ·
I
I
I
Q,q
з,qвязк,q
TP,qEKTOP1--I1--I
НЕТ
ПЕРЕМЕLJ.ЕН1--IЕ
OKH.q Н{.1 OQ1--IH
UVlK(J ВПЕРЕД
Рис. 14.2
304
в БР ЛС с ФАР дЛЯ завязки траект рий обычно используется ал
rоритм последовательной проверки rипотез истинности принятия реше
ния о наличии новой цели (Н 1) и ЛО)J(НОСТИ JTOrO решения (НО). Проце
дуру оптимальноrо по минимуму СКО оценивания rипотез Н 1 И 11:0 по
результатам измерений Zj (рис.14.2) можно выполнить по алrоритмам
обнару)кения ни основе бинарных наблюдений, которые рассмотрены в
[69, 74]. Следует отметить, что способ последовательноrо обнаРУ)J(ения
в БР ЛС с ФАР обеспечивает в среднем более BbICOKYIO скорость завязки
траекторий, чем способ СI<ользящеrо окна. Эта особенность обусловле
на, в частности, Te l, что в БР ЛС с ФАР мо)кно направлять луч антенны
непосредственно в предполаrае 10М направлении сопрово)кдаемоrо объ
екта и затрачивать существенно меньше времени на просмотр зон, CBO
бодных от целей.
В,окным (l)aKTOpOM, влияюu им на достоверность и скорость за
вязки целей, является размер стробов ото)кдествления. С одной CTOpO
ны, увеличение размеров этих стробов позволяет повысить вероятность
повторноrо обнаружения интенсивно маневрирующих целей на сле
дующе 1 цикле измерений. Однако, с друrой стороны, увеличивается
вероятность попадаНIIЯ в большой строб совсем друrой цели. В связи с
JТИМ представляет 1' HTepec обоснование оптимальных в некотором
смысле размеров корреляционных стробов.
Суть одной из наиболее простых 1етодик выбора размеров CTpO
бов отождествления состоит в следующем. Пусть на k M цикле обзора
получены некоррелированные ИЗIvlерения (2.21)
Zi (k) == Х i (k) + lIi (k) , ( i == 1 , т ),
(14.1 )
по которым принято предварительное решение о наличии цели. При
этом для слеДУlощеrо цикла (разовая координата Xj Jкстраполируется по
заI(О ну
Х i (k + 1) == Х i (k) + Х i (k) Т .
( 14.2)
в (14.1) и (14.2) lIi(k) центрированный rауссовский шум с известной
дисперсией D lli ; т интервал времени ме)кду двумя обзорами. Если CKO
рость x(k) в (14.2) не измеряется, то она полаrается случайным rayc
совским процессом с нулевым средним. Дисперсия JTOrO процесса D xi ,
учитывающая степень неопределенности возмо)кных значений скорости,
определяется по правилу (З.67). В такой ситуации разность измерений
Z == z(k + 1) z(k) == x(k)T + lli (k + 1) Ii (k),
(14.З)
обусловленная перемещением цели за время Т, так)ке представляет цeH
трированный rауссовский случайный процесс с дисперсией
11 3806
305
2
D zi == ОХ i Т + 2 011 i .
(14.4 )
Тоrда для разности измерени й Z прак тически дос товерно будет
выполняться условие з.j DХiт2+2D'fi t,z 3 DxiT2+2Dlli . Отсюда сле
дует, что величину
ДХi = ki,, DxiT2 + 2Dlli
( 14.5)
мо)кно использовать в качестве строба ото)кдествления для q)аЗ0ВОЙ KO
ординаты Х.. На практике КОJффициенты k. s, опредеЛЯЮlцие '3здаННУIО
вероятность попадания Zj в выбранный строб, выбираются в предеJIах
1 < k iз < 2 .
( 14.6)
Необходимо отметить, что для различных сl)азовых координат Xj и на
разных циклах измерений значения k jj Moryr выбираться различными.
Недостаток paccMoTpeHHoro подхода HecTporocTb допущения о
rayccoBcKOM характере распределения неизtvlеряеNIЫХ скоростей х i ' за
кон распределения которых более точно соответствует равновероятно
му. Однако JTOT недостаток проявляется лишь при выборе размеров
первоrо строба для BToporo цикла измерений, после KOToporo у)ке MO)l(
но вычислить скорость X i , рассчитать более точное значение дисперсии
О xi и скорректировать размеры строба. Если )I(С скорость Х i измеряет
ся (вычисляется), то в q)ормуле (14.5) дисперсия О xi . определяется ДHC
персией О Xlli. измерений (вычислений) скорости. В такой ситуации
применение формулы (14.5) является более правомерным.
В [76] рассмотрен друrой способ получения (14.5), основанныЙ
... ... {l л ? О I
на использовании своиств распределения квадратичнои ч.)ормы L\zj ki
по закону ХИ I(вадрат.
14.3. ИДЕI-IТИФИКАЦИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ ИЗМЕРЕНИЙ
. Под uде///lllujJuкаl/l/(!й lfj/U ОI110;JfсдеСI1Uj.'/еllllеЛ'1 резу:/ьпUllпов иЗ.не
pelluiI пОIlU-,llае171СЯ процесс пjJUIlЯI11l/}[ реtllеlll/Я об их C00I11GeI71CI1U:Jl/l/ 1710LI
или l/I/OLl J/(CI11paпo.//l/pyeA/oLI 111paeKI110pl/U. Этот процесс ВI<Лlочает два
Jтапа. На первом этапе результаты измерений сопостаВЛЯIОТСЯ со всеми
Jкстраполируемыми траекториями. На втором выбирается одна из
траекторий, по тем или иным критериям наиболее достоверно COOTBeT
ствующая результата 1 измерений. I еобходимо отметить, что первый
этап может выполняться и по друrой стратеrии. Ка)кдая И3 Jкстраполи
306
руемых траектории поочередно ставится в соответствие всем принятым
за время обзора результатам ИЗ1vlерений [76]. Выбранная по результатам
иденти(рикации траектория и корректируется (l)ильтруется).
спосоБыI сопоставления и правило принятия решений в процессе
идентиq)икации MOryT быть различными. Рассмотрим два из них, один
из которых основан на сопоставлении траекторий и результатов измере
ний в так называемых стробах ОТО)I<дествления, а второй на оценива
нии по результатам измерений параметров моделей, на основе которых
траектории экстраполируются.
14.3.1. ИДЕНТИ<I)ИКАЦИЯ С СОПОСТАВЛЕНИЕМ
В СТРОБЛХ ОТОЖДЕСТВЛЕНИЯ
Под стробом отождест
ХО
вления, именуемым также
корреляционным, понимается
область MHoroMepHoro про
странства с размерами
+ ДХj ( i = 1,111 ) BOKpyr точки с
Jкстраполированными на Ka
ждом цикле обзора координа
тами. Пример пространствен
поrо строба АВСО дЛЯ ДBYX
MepHoro пространства (ln===2)
показан на рис. 14.3, rде ТОЧ
ки Ооу, 011') И ОЦII COOTBeTCTBY
ют объекту управления, pe
зультатам Jкстраполяции и
измерений положения цели; 2ДД и 2Д<р., размеры строба по дальности
и бортовому пеленrу в rоризонтальной ПЛОСI<ОСТИ. Смысл сопоставле
ния в стробах отождествления состоит в том, что все полученные от
одной цели измерения Zi (i = 1,111 ), rде П1 число измеряемых q)азовых
l<оординат, п оочер едно сравниваются с аналоrичными координатами X 1 ij
(i = 1, Лl, j = 1, N It ) всех N I1 экстраполируемых траекторий в пределах
ДОПУСКОВ ДХi. Если хотя бы для одной фазовой координаты j й ели не
выполняется условие
IX ' i Zиil < Xi'
Zu
Рис. 14.3
(14.7)
то данная траектория исключается из дальнейшей процедуры принятия
решения. Порядок перебора всех N ц Jкстраполируемых целей может
быть как безприоритетным, так и приоритетным. В последнем случае
307
очередность сопоставления определяется приоритетом (ва)КIIОСТЬЮ) oд
ной цели перед друrими.
Процедура принятия решения о соответствии измерений Zj той
ИЛИ иной из JI<страполированных целей, удовлеТВОРЯI{)ЩИХ УСЛОВИIО
(14.7), T310Ke может быть различной. Наиболее простым является прави
ло принятия решения по первому
выполнеНИIО условия (14.7). Такой
Н П P I:.(lE н НЕ
.........", ОБ30Р алrОРИТ1v1 принятия решения приrо
"-
......,.::J ден ЛИШЬ для достаточно разнесен
ных в пространстве целей. Если )ке
сопрово)кдаемые цели располо)кены
достаточно близко, то принятое pe
шение мо)кет оказаться HeДOCTOBep
ным, так как условию (14.7) MorYT
удовлетворять результаты экстрапо
ляциии друrой цели. Пример такой
ситуации показан на рис. 14.4, rде
точками Он') I и Оц')2 показано распо
ло)кение целей 1 и 2 по результатам экстраполяции их траекторий, точка
Он" соответствует поло)кеНИIО цели по результатам измерений.
Более достоверна процедура принятия решения после дополни
тельной обработки результатов сравнения X')jj Z\lj для всех траекторий,
удовлеТВОРЯIОЩИХ условию (14.7). В качестве меры ОКОН(Iательноrо co
ответствия измерений Z'"j той или иной j й траектории с координатами
Х-эij мо)кет использоваться расстояние между точками OH')j и ТОЧКОЙ ОLЩ,
соответствующей полученным ИЗ1vlерениям. Та траектория, для которой
JTO расстояние будет наименьшим, и будет считаться иденти(l)ициро
ванной. Для случая, приведенноrо на рис. 14.4, результатам измерений
соответствует вторая траектория Оц')2, поскольку О'Л20Ц\l<О,р)Оц". В Ka
честве критерия идеНТJ.нI)икации мо)кет использоваться и минимум KBaд
ратичной формы
ХО
ОЦ31
I /"
,ty/
--
OO .
Zo
Рис. 14.4
. 1п 2
1 == 111. n L( x')ij Zi) Qii,
{JI i=l
в которой qii размерные КОJqнI)ициенты, определяемые ва)кностыо i й
фазовdй координаты. Та траектория, для которой квадратичная (l)opMa
(14.8) будет наименьшей, и считается истинной.
. Следует отметить, что для близко располо)кенных целей интерва
лы ме)кду поступлеНИЯf\'IИ от них результатов измерений MorYT быть
очень малыми. В таких УСЛОВИЯХ составляется rvlатрица расстояний
О,лjО"1 для всех j x целей, прошедших проверку (14.7), и всех получен
ных i x результатов измерений. Иденти(l)икация измерений осуществля
( 14.8)
308
ется либо на основе перебора всех расстояний по определенным прави
лам с последовательным исключением наименее достоверных вариан
тов [76], либо по правилу (14.8) с последовательным перебором всех
траекторий для каждоrо измерения.
Достоверность рассмотренных алrоритмов идентификации мож
но повысить путем предварительной классификации Jкстраполируемых
траекторий по раЗЛИЧНЫ 1 признакам (прямолинейные траектории, Tpa
ектории маневрирующих целей и т.д.).
Размеры стробов отождествления должны одновременно удовле
творять двум условиям. С одной стороны, они должны обеспечить по
падание результатов измерений от соответствующей цели внутрь строба
при любых реальных законах движения сопровождаемоrо объекта. С
друrой стороны, число попаданий мешающих сиrналов внутрь строба
должно быть минимальным. Суть одной из самых простых методик BЫ
бора размеров стробов состоит в следующем.
Пусть на k M цикле получены независимые измерения (14.1). При
этом цель экстраполируется по закону (14.2), в то время как на самом
деле она перемещается с относительным ускорением ai, представляю
щим rауссовский процесс с известной дисперсией Dui. В такой ситуации
разность измерений на (k+ 1 ) M И k M циклах будет представлять случай
ный rауссовский процесс
zi==z(k+ 1 Z(k) ==X i(k+ 1 )+ иi(k+ 1 )+aiT2 /2 z(k Х i(kКиi(k) (14.9)
с дисперсией
D i==2Dхэ+D"iт4/4+2DII' (14.1 О)
rде Dx'J дисперсия ошибок проrноза, вычисляемая по формуле (3.85).
Для rayccoBcKoro процесса (14.9) с дисперсией (14.1 О) можно опреде
лить доверительный интервал
LlXj =ki 2Dхэ+Dат4/4+2DII'
(14.11)
в который разность i (14.9) будет попадать с заданной вероятностью.
Обычно выбирают l i 2. Если идентифицируемая цель и ОУ движутся с
постоянными скоростями, то второе слаrаемое в (14.11) можно опустить.
На практике цели идентифицируется обычно в стробах отождеств
ления по дальности, скорости сближения и бортовым пеленrам в rоризон
тальной и вертикальной плоскостях. Если при этом процессы Jкстраполя
ции и фильтрации выполняются по оптимальным aлrоритмам, то размеры
стробов уменьшаются от своих первоначальных, достаточно больших раз
меров (14.5), до меньших значений (14.11) в установившемся режиме. Эта
особенность обусловлена уменьшением величин Dх'Э в (14.11) вследствие
уменьшения в (3.85) дисперсий D(t) ошибок фильтрации.
12 3806
309
14.3.2. ИДЕНТИФИКАЦИЯ С ОЦЕНИВЛНИЕМ ПАРАМЕТРОВ
ИСХОДНЫХ МОДЕЛЕЙ
Существенным недостатком идентификации результатов измере
ний в стробах отождествления является относительно низкая ее ДOCTO
верность при сопровождении маневрирующих целей. Это связано с He
обходимостью применения достаточно больших корреляционных CTpO
бов (14.11), поскольку в процессе идентификации сравниваются три
случайных процесса: измерений, экстраполяции и ускорений маневров.
Кроме Toro, сравнение в стробах ОТО)l(дествления возможно лишь по
небольшому числу измеряемых q)азовых координат (In < 4) и в ходе ero
не учитываются внутренние детерминированные связи экстраполируе
мых q>азовых координат.
Необходимо отметить, что в РЛС, использующих при АСЦРО
идентиq)икацию в стробах ОТО)l(дествления, разрешающая способность
по всем координатам определяется не параметрами сиrналов и антенн, а
размерами стробов. Поскольку при СОПРОВО)l(дении интенсивно MaHeB
рирующих целей размеры стробов выбираются достаточно большими,
то зто предопределяет ухудшение разрешающей способности.
Кроме Toro, сам факт выбора в качестве решающеrо правила по
poroBoro критерия (14.7) является нерациональным по крайней мере по
двум причинам. Одна из них обусловлена сложностью назначения оп
тимальноrо размера строба, адаптирующеrося к быстро изменяющимся
условиям сопровождения маневрирующих целей. Друrая предопреде
лена низкой вероятностью правильноrо принятия решения вблизи rpa
ниц стробов, коrда да)l(е небольшая поrрешность измерений может из
менить решение об их соответствии той или иной траектории на проти
воположное.
Более совершенными являются алrоритмы, так называемой, бес
стробовой идентификации, основанные на формировании решающеrо
правила по минимуму Toro или иноrо квадратичноrо функционала. В
таком функционале можно учесть и предысторию движения ивероят..
ность появления тех или иных траекторий и важность отдельных сла
raeMbIX для процедуры идентиq>икации в целом и т.д.. Такой подход по
зволяет получить высокодостоверное решение, не принимая во внимание
абсолютную величину функционала, а лишь определив ero минимальное
значение в процессе перебора траекторий. С друrой стороны, абсолютное
значение функционала, либо ero составных частей, зависящих от HeCOOT
ветствия измерений и проrноза идентифицированной траектории можно
использовать для адаптации процесса коррекции в алrоритмах адаптив
ной аналоrо дискретной q>ильтрации, рассмотренной в 3.8.
Один из наиболее перспективных алrоритмов бесстробовоrо
отождествления результатов измерений основан на идентификации па
310
раметров исходных моделей (3.86), которые применяются для проrноза
(3.69) эволюций целей в промежутках между приемом отраженных от
них радиосиrналов, по правилу (3.92) 3.94). Если после измерений pe
зультаты оценивания ai (i = 1,02 ) параметров aj (3.91) переходной MaT
рицы Фр(k, k l) совпадают с теми их значениями, которые использова
лись в модели (3.86), то принимается решение о том, что эти измерения
соответствуют экстраполируемой фазовой траектории. Резкое отличие
результатов оценивания ai хотя бы от одноrо из априорных значений aj
свидетельствует о том, что результаты измерения не соответствуют
данной экстраполируемой траектории. Перебирая все траектории, мож
но с высокой достоверностью установить ту, которой соответствуют
принятые радиосиrналы. В качестве критерия идентификации удобно
использовать минимум квадратичной формы
1 = min { (а. a. )2 q .. } t
{ . } k.J I I 11
J i=l
(14.12)
в которой qjj размерные коэффициенты, определяющие важность Toro
или иноrо коэффициента для достоверной идентификации. Та из экст
раполируемых траекторий, для которой функционал (14.12) будет наи
меньшим, и считается наиболее достоверно соответствующей получен
ным результатам измерений.
14.4. Алrоритмы АСЦРО С ИДЕНТИФИКАЦИЕЙ
ИЗМЕРЕНИЙ В СТРОБАХ ОТОЖДЕСТВЛЕНИЯ
И .., ..ФИЛЬТРАЦИЕЙ
Рассмотрим один из самых простых алrоритмов Функционирова
ния РЭСУ при АСЦРО, в котором траектории экстраполируются по rи
потезе изменения фазовых координат с постоянной скоростью, а pe
зультаты измерений идентифицируются в стробах отождествления с
последующей a , f3 фильтрацией. При этом будет полаrаться, что в этом
режиме РЭСУ обеспечивает наведение самолета на rеометрический
центр фуппы целей по закону (7.22), (7.23) и в ыдач у команд целеуказа
ний нескольким ракетам по дальности Дцуj (j = 1, N ц ), скорости сближе
ния V uyj И бортовым пеленrам целей <Рrцуj, <Рвцуj В rоризонтальной и Bep
тикальной плоскостях.
АСЦРО обеспечивается в процессе cOBMecTHoro функционирова
ния импульсно доплеровской БРЛС, автономных датчиков и БВС. Им
пульсно доплеровская БРЛС формирует измерения дальнdсти ди до
311
цели, скорости сближения V сбн== Д и С ней и бор
товых пеленrов <Рrи, <Рвн. При этом контроли
руемая зона пространства просматривается OДHO
лепестковым лучом путем последовательноrо
механическоrо сканирования антенны по закону,
показанному на рис. 14.5, rде окружность пред
ставляет сечение rлавноrо лепестка ДН в плоско
сти, перпендикулярной оси антенны. В такой си
туации <РПI измеряется по центру пачки импульсов, отраженных от цели,
а скорость ДИ по доплеровскому сдвиrу частоты. Автономные датчи
ки измеряют уrлы атаки ан, крена Ун, рыскания 'VH и танrажа 'д н , а также
производные Wи и 'д и . БВС осуществляет завязку траекторий и их экс
траполяцию, формирует стробы отождествления и идентифицирует в
них результаТЬ1 измерений, а также выполняет a , J3 фильтрацию и paH
жирование целей по степени их опасности.
Для решения поставленных задач в процессе СИП должны (Pop
"
3
4
Рис. 14.5
мироваться оценки дальности Д, скорости д, уrлов I" и o И уrло
вых скоростей 00., и 000 линии визирования. Эти величины оцениваются
в результате выполнения следующих операций.
Результаты Ди(I), ди (1), <РПi (1) и <РОII (1) первоrо измерения для
первой обнаруженной цели заносятся в виде массива чисел в память
БВС, после чеrо начинается формирование стробов отождествления по
дальности, скорости и уrлам по правилу (14.5)
М=kдз Dдит2 +2D дll ;
м = kдз Dii т 2 + 2Dди;
(14.13)
Llq>r = klfJr3 D фr т 2 + 2DIpI'И ;
Llq>B = kIflВЗ Dфв т 2 + 2DIf!8И ,
предусмотренному для завязки траекторий. Здесь D ди , D jщ и D<р.'И'
О <рои дисперсии поrрешности измерения дальности, скорости и борто
. .
вых пеленrов; О д дисперсия априорноrо разброса ускорения Д; D ф ."
и О фо дисперсии априорноrо разброса уrловых скоростей; kД:l, k ДЗ ,
kq>rj и kq>ВЗ коэффициенты, удовлетворяющие условию (14.6) с учетом
требуемой вероятности завязки траектории. Одновременно с вычисле
нием стробов (14.13) экстраполируются дальность и скорость по закону:
312
. .
Дэ(2)=Ди(1)+Ди(1)Т; Дэ(2)=Ди(1). (14.14)
Если полученные на втором цикле измерения Ди(2) и ДИ (2)
удовлетворяют условиям
Дэ(2) Д < Ди(2) < Дэ(2) + LЩ,
. .. . .
Дэ(2) LЩ < Ди(2) < Дэ(2) + LЩ,
(14.15)
то вычисляются значения уrловых скоростей
<Рrи(2) = <Рrи(2) ; <Рrи(l) , <РвнС2) = <Рlш(2) ; <рви(l)
(14.16)
и ускорения
. .
Д(2) = Ди(2);Ди(l) ,
(14.17)
на основе которых формируются результаты проrноза для тpeтbero цикла
<РI"'Э (3) = <Рrи (2) + <Рrи (2)Т,
<Рвэ (3) = <Рви (2) + <Рви (2)Т,
(14.18)
. . ..
дэ (3) = ДИ (2) + Д(2)Т,
.
дэ (3) = ДИ (2) + ди (2)Т.
Если на третьем цикле результаты измерений Ди(3), ди (3) и
<Рпt(3), <рви(3) попадут внутрь стробов (14.13), то принимается оконча
тельное решение о наличии цели, результаты измерений поступают в
качестве начальных условий в алrоритмы экстраполяции и фильтрации
и начинается отсчет времени t ц для обнаруженной цели.
Если условия (14.15) не выполняются, то принимается предвари
тельное решение о наличии еще одной цели и для нее повторяется вся
процедура завязки траектории.
В ситуации, коrда полученные измерения Ди(l) и Ди(l) свиде
тельствуют о том, что обнаруженная цель удалена от истребителя на
небольшое расстояние и приближается к нему с большой скоростью,
процедуру завязки траектории можно упростить до выполнения лишь
условий (14.15). После этоrо начинаются экстраполяция и фильтрация
данной траектории.
В промежутках между измерениями в простейшем случае экстра
полируются завязанные траектории на основе rипотезы изменения фа
зовых координат с постоянной скоростью:
313
" "
. . ..
Дэ(t ц ) = Д(k)+ Д(k)t ц ,
"
" .
Д) (t ц ) = Д(k) + Д(k)t 1 !'
Ч>п (t ц ) = <Pr (k) + Фr (k)t ц ,
"
Фrэ(t ц ) = ф..(k);
ч>вэ(t ц ) = <Рв (k) + Фв (k)t L !'
"
фвэ(t ц ) = Фв (k);
,..
Фrэ (t ц ) = q,rз (k + 1) + V(t Lt );
"
Фв) (t ц ) = q,вэ (k + 1) + t}(t ц).
"
. .
Д(О) = ди;
"
Д(О) = ДИ;
(14.19)
<Pr (О) = Ч>rи ;
А
Фrэ(О) = Фrи ;
( 14.20)
<Рв (О) = <Рви;
(14.21)
А
Фв) (О) = Фви ;
( 14.22)
А А
В (14.19) (14.22) Д, Д, д и I" B оценки, формируемые в COOT
ветствующих фильтрах после измерений на k M цикле; t ц текущее
время между измерениями, удовлетворяющее условию О < tц < Т; ООм, ООн')
экстраполированные текущие оценки уrловых скоростей ЛВ в rоризон
А
" .
таль ной и вертикальной плоскостях; \jJ и 'д текущие оценки скоро..
стей изменения курса и танrажа, формируемые на основе измерений 'Vи
'"
и f}и; ди, ди' <Рrи И <РВИ результаты последних измерений на момент
завязки экстраполируемой траектории. Текущие экстраполированные
значения Д'), Дl' <PI ' <РВ') И щ.'Э, ffiв. поступают к потребителям ин(l>орма
ции для реализации закона наведения (7.22), (7.23) и к ракетам в качест
ве команд ЦУ.
Одновременно с решением уравнений экстраполяции для каждой
сопровождаемой цели на основе соотношений (14.11) и (14.19) ( 14.22)
формируются стробы отождествления:
4
4 2 20 Т
ДЦ=k д 2Dдэ+ОдТ / +2DДII =k д 2D iI +207T + Д 2 +2Dди =
д 4Т
='kд 20д +2,50/2 +20 дll ;
L\A = kiI 20kJ + 2D iI'1 = kiI. 2DA + 2D iIll ;
314
(14.23)
Щr =kqx- 2DIfЛ + DijJrr /4 + 2Dqx-и = kqx- 2Dq.. +2,5D т 2 + 2Dqx-II;
<Ри = kCPB 2Di'pB +2,5D фв т 2 +2Dсрви ,
rде было учтено, что Щk+I)= [ Щk+I) Щk) ] /Т, О.. =2ОА /т 2
Д ,1.1 '
<p,.(k+ 1) =[ ,.(k) ,,(k) }Т, <Po(k+ l)=[ o(k) o(k)}T, Dip" = 2D ф,. /Т 2 ,
Dipu = 2D: /т 2 , а k д , k д и kq>r, B удовлетворяют условию (14.6).
q>u
Необходимо отметить, что в общем случае размеры стробов
(14.23) меньше размеров аналоrичных стробов завязки (14.13). Это обу
словлено тем, что в (14.23) используются дисперсии D д ' D:, D. .,
д .,..1
А А
D 'nB и D , D: более точных процессов оцени ван ия Д, Д, q,r, u И
.,.. ч>r q>u
" А
<Р.., <Pu по сравнению с аналоrичныIии дисперсиями измерений и априорных
сведений в (14.13).
Если на момент времени (k+ 1 ) x измерений условия
Дз(k + 1) LЩ < Ди(k + 1) < Дэ(k + 1) LЩ,
. .. . .
Д:>(k + 1) Д < Ди(k + 1) < Д')(k + 1)+ дД,
(14.24)
<f>rJ (k + 1) <Pr < <Рrи (k + 1) < <f>rэ (k + 1) + Д<РI'
<Pul(k+ 1) Д<pl) < <Pul1(k+l) < <рвэ(k+ 1)+Д<рu
выполняются только для одной экстраполируемой траектории, то она и
считается соответствующей полученным результатам и используется
для последующей коррекции в алrоритмах a , фильтрации. Если yc
ловиям (14.24) удовлетворяют несколько траекторий, то вычисляется
функционал (14.8)
1 j = (д-эj(k + 1) Ди(k + 1)) 2 q)! + Щэj(k + 1) Ди(k + 1)) 2'6 +
( 14.25)
+ (<Pr..Jj(k + 1) <Рrи(k + 1)) 2qqx- + (<Рв-эj(k + 1) <РвиСk + 1)) 2q
для ка)кдой j й из этих трасс. Траектория, для которой Ij будет мини
мальным, и считается идентифицированной.
315
Коррекция результатов проrноза идентифицированной TpaeKTO
рии по полученным измерениям проще Bcero выполняется по алrорит
мам a , В фильтрации [27]:
Д(k) = Дэ (k) + а. д (ди (k) Д.) (k));
.
Дt (k) = Дз (k) + (ди (k) Дз (k»);
Т
IiF(k) = дэ (k) + a. F (ди (k) дэ(k));
il(k) = (ди (k) дэ (k));
( 14.26)
( 14.27)
<Pr (k) = <Рrэ (k) + аЦ)r (<Рrи (k) <Pr') (k»);
q>r ( ) .
q>r(k) T q>rи(k) q>rэ(k) ,
Фв (k) = <рвэ(k) + сх<рв (<Рви (k) <рвэ(k») ;
Р<РВ ( )
<P8(k) T <рви(k) <рвэ(k) .
( 14.28)
(14.29)
Здесь Д'Э' Дэ, <Р.'Э И <Роз определяются законом экстраполяции
" "
. .
(14.19) (14.21) на момент времени tц==Т; Дt и ДF оценки скорости по
результатам измерения времени запаздывания (дальности) и доплеров
ской частоты (скорости сближения); ai, Bi соответствующие постоян
ные коэффициенты усиления невязок измерений. После вычисления
оценок (14.26) (14.29) начинается новый этап экстраполяции
(14.19) ( 14.22).
Траектории, для которых условие (14.24) не выполняется подряд
в 3 4 циклах, сбрасываются с сопровождения.
По степени опасности цели ранжируются по критерию мини
мальноrо времени
t Bj = Дэj(k + 1) / Дэj(k + 1) ,
( 14.30)
оставшеrося до встречи с сопровождаемой целью. Приоритет пораже
ния целей определяется в порядке возрастания времени (14.30). Упро
щенная схема лоrических связей основных :этапов pacCMoTpeHHoro алrо
ритма АСЦРО приведена на рис. 14.1.
316
Рассмотренный алrоритм АСЦРО, являясь одним из самых про
стых, не обладает высокой точностью сопровождения целей и требует
достаточно большоrо времени (2 3)T на достоверную завязку TpaeKTO
рии. Если при использовании этоrо алrоритма истребитель наводится на
rеометрический центр целей, то низкая точность оиенивания требуемых
фазовых координат не препятствует ero реализации. Однако при HaBe
дении самолета на наиболее опасную маневрирующую цель показатели
точности сопровождения MorYT оказаться недостаточными. Кроме Toro,
точность АСЦРО может оказаться недостаточной для эффективноrо
целеуказания ракетам, что при водит к необходимости перехода к режи
му СОЦ. Низкая точность оценивания фазовых координат при исполь
зовании paccMoTpeHHoro алrоритма АСЦРО объясняется следующими
причинами: использованием антенн с механическим сканированием;
применением примитивных моделей состояния для проrноза; низкой
достоверностыо идентификации целей в широких стробах отождествле
ния; неоптимальностью формирования оценок по алrоритмам a , J3 фи
льтрации и низкой точностью измерений в режиме обзора.
Для антенн с механическим сканированием луча характерно боль
шое время обзора Т, что обусловливает низкую точность экстраполя
ции, необходимость в больших стробах отождествления и невозмож
ность использования алrоритмов оптимальной фильтрации. Применение
простых моделей (14.19) ( 14.21) обеспечивают низкую точность экст
раполяции маневрирующих целей, а корреляционные стробы больших
размеров определяют низкую достоверность идентификации результа
тов измерения и возможность использования для коррекции сопровож
даемой траектории не соответствующих ей измерений. Алrоритмы a ,
фильтрации, в которых постоянные коэффициенты aj, i выбираются
из условий компромисса мех{ду требованиями точности и устойчивости
сопровождения, по точности оценивания уступают оптимальным филь
трам с переменными коэффициентами усиления невязок.
14.5. Алrоритмы АСЦРО С БЕССТРОБОВОЙ
ИДЕНТИФИКАЦИЕЙ ИЗМЕРЕНИЙ ПО МОДЕЛИ СОСТОЯНИЯ
И АНАлоrО..ДИСКРЕТНОЙ ФИЛЬТРАЦИЕЙ
Анализ недостатков алrоритмов АСЦРО с идентификацией изме
рений в стробах отождествления и последующей a , J3 фильтрацией,
выполненный в * 14.4, позволяет сделать следующие выводы. Для по
вышения точности АСЦРО в БР ЛС с механически сканирующей aHTeH
ной необходимо:
увеличивать скорость сканирования антенны;
уменьшать время, затрачиваемое на завязку траекторий;
317
использовать более точные модели для экстраполяции маневри
рующих целей;
применять более современные приемы идентификации результа
тов измерений, не связанные с использованием широких стробов OTO
ждествления;
оценивать требуемые фазовые координаты по алrоритмам опти
малы:Iйй аналоrо дискретной фильтрации.
Рассмотрим алrоритмы АСЦРО, в которых в той или иной степе
ни учтены эти рекомендации.
Используя rидравлические приводы, можно в полтора два раза
увеличить скорость сканирования антенны по сравнению с )лектроме
ханическим способом. Это позволяет в полтора два раза уменьшить
интервал поступления измерений и тем самым: снизить ошибки экстра
поляции, уменьшить размеры стробов ото)кдествления для завязки Tpa
екторий (14.5), повысить достоверность этой операции и уменьшить
время завязки траекторий. Кроме Toro, при уменьшении периода обзора
БР ЛС хотя бы до 2...2,5с становятся употребительными более COBep
шенные алrоритмы оптимальной аналоrо дискретной фильтрации q)азо
вых координат относительноrо дви)кения и оптимальноrо оценивания
параметров используемых моделей. При этом улучшается точность Te
кущей экстраполяции и (рильтрации всех сопровождаемых траекторий,
а также существенно повышается достоверность идентификации pe
зультатов измерений.
В дальнейшем буде 1 полаrать, что сохраняют силу все сделан
ные в 14.4 допущения: об используемых методах наведения, импульс
но доплеровском типе БР ЛС, виде и числе измеряемых ею q)азовых KO
ординат, способе обзора пространства (рис. 14.5) и процедуре завязки
траекторий. Кроме Toro, будем считать, что механический обзор про
странства обеспечивается rидравлическим приводом, реализующим
время обзора Т < 2,5с.
Получение оптимальных по минимуму СКО алrоритмов оценивания
состояния и параметров используемых моделей включает следующие эта
пы: выбор и обоснование исходных моделей состояния и измерителей; син
тез алrоритма оценивания фазовых координат относительноrо дви)кения
истребителя и сопровождаемых целей, а таюке алrоритма идентификации
параметров моделей состояния по результатам измерений.
14.5.1. ВЫБОР и ОБОСНОВАНИЕ ИСХОДНЫХ МОДЕЛЕЙ
Под llсходllblАIU J110деЛJl.J\tu будеАl 1101ll/A-la/1'lb .лtаl11е.lllаmuческие завu
CUAIOCпlU, anпpOKCU.AtиpYI0llIиe эвОЛ/ОЦllU (jJаЗО6ЫХ коордUllапl ()т1l0cи
nlеЛЫIО2О двll:JIсе1l1lЯ целей tl lIС111ребumеJlЯ в 110J/ЯРIIОй сиС/11елtе Koopди
318
нат, UЗАfенение парQ.Attеп'ров исходных моделей во вреАfени и процессов
наблюдений.
Исходные модели состояния и измерителей выбираются с учетом
задач, решаемых РЭСУ при АСЦРО, и возможностей современных БВС
по быстродействию и объему памяти. Модель состояния каждой TpaeK
тории должна обеспечивать оптимальное оценивание всех фазовых KO
ординат, необходимых для современных и перспективных методов Ha
ведения и выдачи команд ЦУ ракетам. Для решения этих задач при co
провождении маневрирующих целей модели состояния должны учиты
вать эволюции дальности, скорости и ускорения сближения, а также
бортовых пеленrов <Pr И <РВ, скорости И ускорения их изменения. Исполь
зование ускорений обусловлено необходимостью учета маневров цели и
истребителя в процессе экстраполяции.
Алrоритмы оптимальноrо оценивания параметров модели co
стояния для идентификации результатов измерений требуют сущест
венных вычислительных затрат, особенно в условиях сопрово)кдения
большоrо числа целей. Поэтому целесообразны линейные стационарные
модели состояния, позволяющие существенно упростить процедуры
оценивания фазовых координат и параметров модели состояния. Синтез
алrоритмов оценивания на основе нестационарных и нелинейных Moдe
лей требует вычисления на каждом шаrе высокоразмерных матриц дис
персий ошибок фильтрации (3.71), (3.72) и (3.94). А это из за влияния
проклятия размерности ( 3.2) оказывается весьма сложным. С учетом
сделанных замечаний о фазовых координатах и типе их эволюций для
каждой цели достаточно использовать модели состояния
Д(k) = Д(k 1) + V(k 1)'! + 0,5 j(k 1)'t 2 , Д(О) = ДМ;
V(k)=V(k I)+j(k I)'t, V(О)=V и ; (14.31)
j(k) = (1 <Xj't)j(k 1) + j (k 1), j(O) == jo
для оценивания дальности Д, скорости V и ускорения сближения j и
<Pr,B (k) = q>r,B (k 1) + Щрr,8 (k l)t + 0,5 j<pr,B (k 1 ,
Ю<рr,в (k) = Ю<рr,8 (k 1) + j<pr,B (k 1)'t,
((>1',8 (О) = ((>r,BIi;
Ю<рr,в (О) = Юr,вО ;
(14.32)
j<pr,B (k) = (1 ar,B 't)j<pr,8 (k 1) + r.B (k 1),
j<pr.8 (О) == jo
для бортовых пеленrов <Pr.8' скоростей ffitpr,8 И ускорений jtpr,8 их измене
ний. В (14.31) и (14.32): t==T/n (п»1 целое число) шаr дискретиза
. 319
ции, используемый для проrноза состояния траекторий; ДJН V H , <Рr.8И
результаты первых измерений дальности, скорости сБЛИjf(ения и борто
вых пеленrов; индексы «r» и «в» обозначают принадлежность пеленrа
либо к rоризонтальной, либо к вертикальной плоскостям; j, r.B цeH
трированные rауссовские шумы с известными дисперсиями Dj, Dr.8; <Xj И
(Xr.B коэффициенты маневренности цели.
Сравнение (14.31) и (14.32) с общим представлением (2.20) по
зволяет сделать вывод, что
д о
х = V u=O 811 = О, xд = О
д ,
J j
1 't О 5't 2
,
Ф д (k, k 1) = О 1 't
О О 1 а.'!
J
(14.33)
(14.34)
<Pl' 8 О
,
Xr,B = blq>r ,8 , u=O В l' В = О, xr,8 = О
,
,
Jr,8 r,B
1 't О 5't 2
,
Фr B(k,k l) = О 1 't
,
О О 1 a r в 't
,
(14.35)
( 14.36)
Необходимо отметить, что переходные матрицы (14.34) и (14.36)
одинаковы по своей структуре и имеют постоянные коэффициенты.
Первая особенность позволяет использовать для :экстраполяции (14.31)
и (14.32) одну и ту же процедуру, тем самым снижая требования к объ
ему памяти и быстродействию вычислителей. Вторая особенность дает
ВОЗМОjf(НОСТЬ использовать для идентиq)икации процессов (14.31) и
(14.32) модели неизменноrо состояния параметров:
а д (k) = а д (k 1),
а д = 1: 0,51: О
ад(О) = адО;
1 1: О О l aj1:]T;
(14.37)
(14.38)
320
a r ,8 (k) = a r ,8 (k 1),
a r в = [1 't О,5'! О 1
, .
a r 8(0) = a r вО;
, ,
't О О 1 a r в 't] т ,
,
( 14.39)
( 14.40)
rде а до и ar,BO векторы априорно известных значений параметров.
Состав и вид измерителей, используемых для формирования oцe
нок фазовых координат (14.31) и (14.32), определяются исходя из необ
ходимости выполнения условий наблюдаемости и идентифицируемости
(п. 2.1.2), обеспечения максимально высокой устойчивости фОр?\'1ирова
ния оценок с учетом вида используемых радиосиrналов. Для выполне
ния условий наблюдаемости (2.25) должны как минимум измеряться
дальность ДИ и пеленrи <Рr,ви. Сиrналы с ВЧП и СЧП в импульсно
доплеровских РЛС дают возможность измерять скорость V и, что позволя
ет повысить устойчивость формирования оценок (14.31). С учетом этих
особенностей модель наблюдений можно представить в виде уравнений:
ДИ (k) = Д(k) + ди (k);
Vи(k) = V(k)+ vи(k);
(14.41)
<Риr 8 (k) = <Pr в (k) + иr 8 (k),
, , ,
(14.42)
rде д", vи и lIr,B дискретные центрированные белые шумы с извест
ными дисперсиями D ди , DVIl и D 11r . B . Следует подчеркнуть, что выбран
ные модели состояния, параметров и наблюдений дают возможность
применять для оценивания фазовых координат и параметрической иден
тификации наиболее простые алrоритмы.
14.5.2. Алrоритмы ОПТИМАльноrо ОЦЕНИВАНИЯ
СОПРОВОЖДАЕМЫХ ТРАЕКТОРИЙ
ДЛЯ непрерывноrо оценивания фазовых координат (14.31) и
(14.32) для каждой траектории на основе измерений (14.41) и (14.42)
целесообразен аналоrо дискретный вариант алrоритма линейной фильт
рации (3 .129) (3. 137). Особенностью JTOrO варианта является то, что в
промежутках между измерениями, поступающими с интервалом Т, co
провождаемые траектории проrнозируются с очень малым шаrом "[==Т/п,
rде п» 1 целое число. Такой прием позволяет реализовать практиче
ски такую же точность экстраполяции, что и в аналоrовых системах. В
то же BpeM результаты проrноза по результатам измерений корректи
руются с большим интервалом Т.
ДЛЯ уменьшения вычислительных затрат на формирование oцe
нок воспользуемся принципом декомпозиции, выделив в общей модели
321
состояния rруппы функционально независимых друr от друrа фазовых
координат и соответствующие им измерители. Это позволяет отдельно
синтезировать фильтр дальномерноrо канала на основе моделей (14.31),
(14.41) и фильтры уrломерных каналов на основе представлений (14.32),
( 14.42).
Сопоставляя (14.41) и (14.42) с (3.128), получим
ZJt=[ :]. H=[ ]. д=[ ::]. (14.43)
zq>r't B = <Риr,о, HI tB = [1 О О 1 <prtB = И1"В. (14.44)
Подставляя (14.33), (14.34) и (14.43) в (3.130H3.132), приходим к
алrоритму фильтрации в канале дальности:
А А
Д(k) = Д)(k) + Кдll(k)Д[{ + КдI2(k) V, Д(О) = Диl;
А А
V(k) = V)(k) + К д2I (k)Д[{ +Кд22(k) V, У(О) = V H1 ;
А А
j(k) = jз(k) + К д 31(k)Д[{ + К д 32 (k)LlV, j(O) = о;
Дэ (k) = Д(k 1) + V(k 1) + 0,5 J(k 1) 2;
'" '"
Vэ(k)=V(k I)+ j(k l) ;
jэ (k 1) = (1 ap:)](k 1), k = 1 ,n;
{ ДИ (п) Дэ(п), n = Т / ,
LЩ=
о, n ;с Т / t;
{ Vи(П) Vэ(П), n=T/ ,
I1У =
о, n ;с Т / .
(14.45)
( 14.46)
(14.47)
Из (14.45) (14.47) следует, что в промежутках между измерения
МИ, коrда k't:;tT, к потребителям информации в качестве оцеНОI( посту
пают результаты проrноза (14.46). При этом в качестве первоначальных
значений Д и V используются результаты измерений Диl и V H1 , COOTBeT
ствующие времени завязки траекторий. В моменты измерений, коrда
kt==T, проrноз (14.46) корректируется невязками (14.47) и к потребите
лям поступают уточненные значения оценок. После этоrо процедура
экстраполяции (14.46) вновь повторится с малым шаrом вплоть до сле
дующеrо измерения.
322
Алrоритм (14.45) (14.47) используется для каждой сопровождае
мой траектории. При этом коэффициенты Кдij (i==I,2,3;j==I,2) вычисляют
ся по правилу (3.134) (3.137) один раз для всех целей и хранятся в па
мяти БВС в виде последовательности значений, отстоящих друr от дpy
ra на интервалы 't. Из этой последовательности для коррекции проrноза
каждой сопровождаемой траектории используются лишь те значения,
которые соответствуют моментам времени тТ (П1==О,1,2...) от начала
завязки траектории.
Аналоrично можно получить алrоритмы аналоrо дискретной
фильтрации и для уrломерных каналов:
<l>1"B (k) = <Рзr.в (k) + K<pI <PJ"B' <Pr.B (О) = <Риr.оО;
ro<pr.B (k) = Шэ<рr.в (k) + K<p2L\<Pr,B' Ю<рr,в (О) = Ш<рr.вО;
(14.48)
А
j<pr,B (k) = jэ<рr.в (k) + к <PзL\<Pr,B , j<pr,B (О) = о;
А А 2
<Рзr.в (k) = <Pr.o (k 1) + ffi<pr,B (k l)t + 0,5 J<pr,B (k l)t ;
А
Юэ<рr,в (k) = OO<pr,o (k 1) + j<pr,B (k l)t;
j,}<PI ,B (k) = (1 ar,B)j<pr,B (k 1);
{ <Рш. о (п) <Рэr о (п), n = Т / t,
Д<р =' "
r ,О О, n * Т / t.
( 14.49)
( 14.50)
Начальные условия в (14.48) вычисляются на этапе завязки тра..
ектории. В остальном для (14.48) (14.50) имеют смысл все выводы, по
лученные для (14.45) (14.47).
Следует отметить, что уrловые скорости ЛВ, необходимые для
наведения истребителя в НУТВ, оцениваются по правилу:
А А А
ffi r = ffiq>r + Ю\V ;
(14.51)
А А А
Ю в = Ю<рв + Юt) ,
rде ООср.' и сОсрв вычисляются в алrоритме (14.48), а оценки bl'V и roi}
уrловых скоростей рыскания и танrажа вырабатываются автономными
датчиками.
14.5.3. ИДЕНТИФИКАЦИЯ ИЗМЕРЕНИЙ ПО МОДЕЛИ СОСТОЯНИЯ
Параметры исходных моделей (14.31) и (14.32), используемые
для идентификации принадлежности результатов измерений к той или
323
иной экстраполируемой траектории, целесообразно оценивать по моди
фицированному алrоритму Мейна (см. п. 3.6.3). В этой модификации
для формирования невязок в (3.92) используются измерения (3.95), а в
алrоритме (3.92) (3.94) матрица М р заменяется матрицей M p1 (3.97).
Классический алrоритм Мейна (3.92) оказывается нецелесообразным
из а низкой точности оценивания Х р по результатам экстраполяции
(14.46) и (14.49). Используя представления (14.38), (14.40) и результаты
измерений (14.41), (14.43), получаем на основе (3.92) (3.94) алrоритм
идентификации параметров модели дальномерноrо канала:
а д 1 (п) = 1 + к 11 (п )ДД а (п) + к 12 Д V а (n), а д 1 (О) = 1;
а д2 (п) = 't + К21 (п)LlДа (п) + К 22 Д Уа (п), а д2 (О) = 't;
"2 "2
а дЗ (п) = О,5'! + К З1 (П)ДДа (п) + к з2 Ll Уа (п), а дЗ (О) = О,5'! ;
а д4 (П) = K 4 1 (П)ДДа (п)+ К 42 Д Уа (n), а д4 (0) = о;
3 д5 (п) = 1 + К 51 (П)ДДа (п) + К 5 2 Д Уа (п), а д5 (О) = 1;
(14.52)
а дб (п) = 't + К бl (П)ДДа (п) + К б 2 Д Уа (п), а дб (О) = "[;
а д7 (п) = К71 (П)ДДа (п) + K72 Ll Уа (п), а д7 (О) = о;
а д8 (п) = К81 (П)ДДа (п) + К82 Д Уа (п), а д8 (О) = о;
а д 9(П) = 1 &j't+K91 (п)LЩа (п) + к 92LlV" (п), 3 д9 (0) = 1 &j't;
rде
LlДа =Ди(П) ДJ(П),
ДУ а =Уи(п) Уэ(п),
(14.53)
дЗ, УЗ и j') экстраполируются по правилу (14.46), а коэффициенты Kjj (i== 1,9 ;
j==I,2) вычисляются по (3.93), (3.94) при замене Мр на M p1 и ОХ на D и .
Аналоrично для модели (14.39), (14.40) и измерений (14.42),
(14.44) может быть получен алrоритм параметрической иденти(l)икации:
3r,sl (п) ::::: 1 + Кr,вIД<Р(П), a r ,sl (О) = 1;
324
a l , з2 (n) = + Kr в2 Д <Р(П), arB2(0)= ;
, , ,
л. 2 л 2
a l , 83 (n) = 0,5 + KI' вз д <р(п), а I',в2 (О) == 0,5 ;
, ,
a I ',B4 (п) == К r ,В4 Д <Р(П), 31' в4(0) == о;
,
а l' з5 ( n) = 1 + к l' 85 Д <р( n ), 3 I",в2 (О) = 1; (10.54 )
, ,
а 1',136 (n) == + К r ,в6 Д <Р( n), a r 86(0) == ;
,
3 1', В 7 (п) == к r ,3 7 Д <р( n ), а 1 , 87 (О) == о;
,
31' в8 (п) == Kr з8 Д <Р(П), а 1',зН (О) == о;
, ,
3 r , 3 9 ( п) == 1 а 1', 8 + к r, 89 Д <р( n ), а l' в9 (О) == 1 CX r 3 ,
, ,
rде
Д<р( n) == <Plll',B (n) <РЭ1'.в (п) , (14.55)
в KOTOpOrv'l <Р'»)"В определяются проrнозом (14.49).
После измерений (14.41) и (14.42) алrОРИТJ\1Ы (14.52) (14.55)
реализуются для ка)кдой сопровождаемой траектории. Та из них, для
которой функционал (14.12)
9 ( л \2 9 л 2 9 л 2
1 == I, адi. адi} qдi + I,(a ri al'i) qri + I,(a 8 i aBi) qBi
i=l i=l i=l
( 14.56)
минимален, и будет наиболее достоверно соответствовать полученным
измерениям. Для этой траектории и корректируются проrнозы (14.46) и
(14.49) по правилам (14.45) и (14.48). Кроме Toro, в (14.46) и (14.49) для
дальнейшеrо проrноза ускорений j1(k) и j')q».,B будут использоваться
уточненные значения весовых коэ(l)(рициентов (1 &. {с) и (1 а,,13 1) ,
более достоверно соответствующие типу сопрово)кдаемой цели и ее
конкретному маневру.
Возможный характер изменения относительных ошибок x/ xo
оценивания произвольноЙ координаты Xj при использовании рассмот"
ренных выше алrоритмов бесстробовой идентификации с аналоrо..
дискретной (рильтрацией для различных периодов обращения к цели
(Т з >Т 2 >Т i ) показан на рис. 14.6.
325
-")-")
. I
. i
дх. 1
11
дх о :
I
I
1,8
I
,
I
I
I
I
1,4
т
/ J
I i I I
1 U L _ .L . .L. ....!
, О 2 4 6 8 10
12 14 ] 6 t.c 20
РIIС. 14.6
Анализ алrоритмов (] 4.52) ( 14.56) позволяет сделать следующие
выводы.
Идентификация измерений по модели состояния оказывается бо
лее точной и достоверной по сравнению с идентисl)икацией измерений в
стробах отождествления (14.23 ) ( 14.25). Это объясняется следующими
причинами. Решающий сl)УНI<ционал (14.56) вычисляется в процессе
сравнения оптимально оцененных козсl)(рициентов a;(,I'.Bi с их ДOCTOBep
но известными значениями a)(,1-.ui, в то вреf\1Я как в сl)УНI<ционале (14.25)
сравниваются между собой вычисленные с ошибками :)кстраполирован
ные значения Д.), Дl и <Р11"' <Р11" С содержащими поrреШIIОСТИ результата
ми ИЗ 1ерений ДI1, Дlt и <Pllr, <РI1И. I(poMe Toro, в q)ункционале (14.56) для
сравнения ИСПОЛЬЗУIОТСЯ существенно большее число параметров, чем в
(14.25). При 1TO 1 в (14.56) более полно учитываются взаимные дeTep
минированные связи исходных моделей, чем в (14.25). СОВОI<УПНОСТЬ
всех :)тих достоинств ПО'3воляет более достоверно и точно идентиqн[ци
ровать результаты измерений при сопрово)кдении бли'3КО располо)кен
ных маневрируюu.(их целей.
Несомненным преимуu{еством алrоритма (] 4.52 ) ( 14.56) являет
ся ВОЗМО)!О-IОСТЬ корректировать ко:)(l)q)ициент.ы (1 а. j't) и (1 a l -. B 't) в
моделях проrноза (14.46) и (14.49). Это позволяет более точно оцени
вать q)азовые координаты манеВРИРУfОЩИХ целей «ак в проме)l<утках
ме)l(ДУ поступлениями измерений, так и в моменты их получения.
326
к недостаткам paccMoTpeHHoro алrоритма можно отнести: сущест
венно более высокие требования к быстродействию и объему памяти БВС;
низ[(ую точность первичных измерений (14.41), (] 4.42) в ре)киме обзора, не
ПОЗВОЛЯЮЩУIО реализовать все потенциальные возмо)кности алrоритмов
(14.45) ( 14.51) оптимальноrо оценивания (l)азовых координат и олтималь
ной идеНТИфИI(ации результатов измерений ( 14.52) (14.56).
14.6. АВТОМАТИЧЕСКОЕ СОПРОВОЖДЕI1ИЕ ЦЕЛЕЙ
ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ проrРАММИРУЕмоrо ОБЗОРА
Проrраммируемый обзор реализуется в БР ЛС с ФАР. Использо
вание ФАР позволяет перейти от СНП, при которой период обзора для
всех целей одинаков, к управляемому (проrраммируемому) интервалу
получения результатов измерений. rибкость формирования луча в
БР ЛС с ФАР позволяет адаптировать обзор пространства к кон[(ретным
условиям приrvlенения. Адаптивное управление периодом обзора подра
зумевает увеличение темпа поступления информации (измерений) от
наиболее ва)кных целей, к которым пре)кде Bcero относятся вновь поя
вившиеся цели, наиболее опасные по I(ритеРИIО минимума времени, oc
тавшеrося до встречи ЛА и цели, и маневрирующие объекты.
Более частое направление луча ФАР на вновь пояьившиеся цели
существенно уменьшает время и повышает достоверность завязки HO
вых траекторий. Последнее достиrается за счет уrvlеньшения разrvlеров
стробов отождествления (14.5) при уменьшении периода обзора Т. He
обходим ость более частоrо контроля опасных целей обусловлена требо
ваниями обеспечения собственной безопасности. Уменьшение интерва
ла поступления измерений от /lанеВРИРУIОЩИХ объеI(ТОВ вызвано требо
ванием повышения точности их сопрово)кдения. Увеличение точности
сопровождения предопределяется снижением ошибок Jкстраполяции
(см. рис. 14.6) и уменьшением размеров стробов ото)кдествления
(14.11). Последнее обусловливает сни)кение вероятности попадания в
них результатов измерений от соседних целей, что повышает точность
коррекции (фильтрации) результатов JI(страполяции сопровождаемых
траекторий.
Суть одноrо из наиболее простых алrоритмов определения адап
тивноrо темпа поступления измерений состоит в следующем. Пусть
известны дисперсии Dxj, D xj' D xj оценок ПРОIlЗВОЛЬНОЙ j й сопрово)к
даемой координаты Xj и ее производных х j и х j на k й момент BpeMe
ни. Тоrда дисперсия результатов =-экстраполяции х) на k+ 1 момент сле
дующсrо измерения определяется соотношением
2 4
Dxj(k + 1, k) = Dxj(k) + Dxj(k)T j + D.xjTj /4,
327
[де Tj временной интервал ме)l{ДУ k+] M И k M И'3мерениями. В резуль
тате при известной дисперсии Dxik+ 1 ,k) допустимой ОllIибки экстра
поляции
Т.=
J
Dx/k) + D2 xj(k) + Dx/k)(Dxj(k + l,k) Dxj(k»)
0,5D xj
( 14.57)
Соотношение (14.57) вычисляется для ка)!<дои J И сопрово)[(дае
мой координаты. При этом для управления ЛУЧОIvI ФАР используется
период ТВ ==TjlllilH наименьший из ВЫ(Iисленных Tj.
При оrраничениях объема памяти и быстродеЙствия БВС, делаю
щих нево'3МОЖНЫМ вычисление на !(а)l(ДОМ шаrе соотношения (] 4.57)
для каждой сопрово)кдаемой координаты, используется Bcero два воз
можных значения То и ТВ периодов обзора. Первый период ТО<ТI( ис
пользуется при СОПРОВО)l(дении ва)!(ных целей, а второй при сопрово
)кдении неманеврирующих целей.
Функциональные СВЯ'3и составных частей и алrоритмов БРЛС и
БВС в реЖИl\1е автоматическоrо сопрово)кдеНIIЯ цели с проrраммируе
мым обзором показаны на рис. ] 4.7.
qJAP
л -:' л л л Jl W r ,' (д в
Q,Q.j Фr'Фв
Н:I. Е н ПI 'f' И 1<: R л
И3МЕР iТЕI1 1 тор, Wi.Vr fJ) 4J НВ TOHOl1HbIE
/ 'f'и(\ьтр
БРt1с ,, СОПРОВОЖ л ДН ТЧИКИ
ДЕН IЯ W..pB ) &-
RНн(IИ3нТОР
ПlПн
ОБНнР :>i: ТЕ(\Ь
HOBO
ЦЕ(Ш
ОБНRР ЖИТЕ(\Ь ОБНнРЫЖИТЕ(\Ь
ОПнСНО
ЦЕ(\II r-IHHEBPR
ЦЕt1Il
UBI'1
ЫПРнЫ1ЕН IЯ
f1!:JЧЕr1
т ПJ
т В, ТН
чJr(k+ltkJ, чJB(k+l t k)
РИС. 14.7
По результатам иденти(рицированных измерений БР ЛС в (IHIJIbTpe
сопрово)кдения оценива!отся необходимые (l)ззовые координаты, что
328
позволяет определить в анализаторе типа цели наличие новой, маневри
рующей и опасной целей. По результатам этоrо анализа устройство про
rраммирования (:ПЦ вычисляет период повторения Т nj импульсов,
обеспечивающий попадание отраженноrо сиrнала в зону прозрачности
(см. рис. 10.3,а,б) и определяет требуемый период Т8 обзора для этой
цели. В качестве Т 8 может быть выбрано наименьшее из значений, BЫ
численных по формуле (14.57). Если принимается решение о наличии
неманеврирующей, неопасной и уже сопровождаемой цели, то устрой
ство проrраммирования СПЦ формирует значение Т Н >Т 8 периода обзора
этой цели. Кроме Toro, в :этом устройстве по вычисленным значениям Т 8
И Т Н И 001" ООн экстраполируются значения уrлов <Pr.B(k+ 1 ,k), опреде
ляющие направление оси лепестка ДН ФАР на следующем цикле изме
рений. По этому значению уrла ЦВМ управления лучом формирует Tpe
буемое распределение по ФАР амплитуд и (раз, обеспечивающее излу
чение элеКТРО 1аrнитной энерrии в направлении <Pr.B(k+ 1 ,k).
Процедура завязки траектории в БРЛС с ФАР может выполняться
в виде испытания rипотез Hl истинности и Но ло)кности траекторий.
Для :экстраполяции целесообразны алrоритмы, основанные на rипотезе
изменения фазовых координат с постоянным ускорением. Экстраполи
рованные оценки можно скорректировать по алrоритмам a , , у филь
трации либо по алrоритма 1 калмановской фильтрации. В последнем
случае периоды обзора (14.57) определяются по уменьшающимся во
времени значениям дисперсий (3.136), (3.137), что приводит К COOTBeT
ствующему изменению вычисленных периодов повторений. В зависи
мости от возможностей ББС дЛЯ идентификации измерений использу
ются как простые алrоритмы с сопоставлением в стробах отождествле
ния (п. 14.3.1), так и более сложные бесстробовые процедуры с оцени
ванием параметров исходных моделей (п. 14.3.2). Начало 1aHeBpa цели
можно определить по одному из алrоритмов, рассмотренных в 12 rлаве.
Существенное уменьшение интервала Т между результатами из
мерений в сочетании с оптимальными алrоритмами (рильтрации и иден
тификации позволяет БРЛС с ФАР обеспечить в режиме автоматическо
ro сопровождения целей точность, большую, чем в режиме СНП в БР ЛС
с механически сканируемыми антеннами. Однако даже в БРЛС с ФАР
точность АСЦРО все же уступает точности СОЦ, реализуемоrо следя
Щими измерителями. Причиной этоrо является достаточно низкая точ
ность первичных измерений в режиме обзора.
Отмеченный недостаток можно устранить, используя специ(l)иче
ский комбинированный следяще обзорный режим сопровождения, Ha
зываемый также режимом боевой работы, и основанный по прежнему
на проrраммируемом обзоре. Четырехлепестковая дн (см. рис. 11.8),
13 3806
329
формируемая ФАР, обеспечивает моноимпульсную пространственную
пеленrацию целей. При этом лучи ФАР направляются на пеленrуемую
цель на более длительное, чем в обычном проrраммируемом обзоре,
время. Время облучения должно быть достаточным для 3 5 измерений
одноrо объекта, чтобы использовать оптимальные алrоритмы сле)l(ения
за одной целью, рассмотренные в * 10.6 и 911.5. В этих алrоритмах пер
воначальные ошибки захвата цели устраняются в фильтрах сопровож
дения за 3 4 такта измерений. В итоrе результаты экстраполяции бу
дут корректироваться высокоточными измереНИЯ IИ, имеющими место в
режиме сац. После этоrо лучи ФАР перебрасываются на следующий
объект, а траектория предыдущей цели будет экстраполироваться до
следующей серии измерений. Примерный закон изменения текущих
ошибок dXj оценивания произвольной сопровождаемой координаты Xj с
интервалом измерений TII по казан на рис. 14.8.
фильтрация
экстраполяция фИЛЬ1р3ЦИЯ
экстраполяция
Т и
t
PJ.C. 14.8
Вполне естественно, что такой сложный следяще обзорный pe
жим употребителен при сопровождении наиболее опасных целей, по
которым rотовится применение оружия. Очевидно, что число таких цe
лей оrраничивается числом имеющихся на борту paI(eT. В остальном
алrоритмы автоматическоrо сопровождения целей остаются такими же,
что и в рассмотренном ранее режиме проrраммируемоrо обзора.
330
r ЛАВА 15. ДИНАМИЧЕСКИЕ СТРУКТУРНЫЕ
СХЕМЫ РАДИОЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ
САМОНАВЕДЕНИЯ
Динамические структурные схемы позволяют достаточно просто
провести анализ ССИ, направленный на исследование зависимости ее yc
тойчивости и точности от условий применения, параметров системы HaBe
дения и ее соетавных частей. Методика таких исследований рассмотрена в
95.5. В I1рllЛО:J/сеllllll к ССН для получеUlIЯ ClпpYKпlyplIbIX CXeAt nеобходШl0
31lalпb KlIueA-IатuчеСКlIе уравllеllUЯ, уравuеllllЯ ив С, УС (САУ: СУ?), ОУ u
I1рОАtахов (Оluибок управления). Следует отметить, что в зависимости от
требуемой детальности исследований уравнения составных частей KOHТY
ров самонаведения MOryr И1v1еть различные размерности и вид.
Опыт анализа РЭССИ показывает, что в качестве кинематических
уравнений, устанавливающих связь между абсолютными и относитель
ными фазовыми координатами цели и ОУ, удобно использовать COOT
ношение (7.44). Уравнения ИВС, включающие в свой состав датчики
информации и вычислители параметров рассоrласования, MorYT быть
получены на основе алrоритмов TpaeKTopHoro управления, приведенных
в rл. 7, и конкретных алrоритмов функционирования измерителей, pac
смотренных в rл. 1 o 12. Уравнения ошибок наведения зависят от типа
ССН. Так, дЛЯ ССИ самолетов удобны формулы для ошибок наведения
по курсу и танrажу, в то время как дЛЯ ССН ракет целесообразны Bыpa
жения (7.52), (7.53) для промахов. Поскольку уравнения дЛЯ САУ (СУР)
и ОУ в значительной Iepe обусловлены типом ССН, то они будут pac
смотрены отдельно. При этом будет полаrаться, что каналы управления
продольным и боковым движением не влияют друr на друrа.
Уравнения ОУ устанавливают связь 1ежду отклонениями opraHoB
управления и фазовыми координатами собственноrо дви)кения летательных
аппаратов. В зависимости от вида ЛА и расположения орrзнов управления
можно выделить ОУ с плоскостной симметрией и осеСИМ lетричные. К
первым относят самолеты и крылатые ракеты «в п», для которых законы
пространственных эволюций в плоскостях продольноrо и боковоrо движе
нмя различны. Ко вторым относят ракеты «B B» и некоторые типы ракет
«в п», ДJIЯ которых характерны одинаковые законы изменения пространст
BeHHoro положения в обеих плоскостях управления.
331
15.1. УРАВНЕНИЯ ОБЪЕКТОВ УПРАВЛЕНИЯ
Самолет как объект управления представляет сложную систему,
способную изменять в полете свою конфиrурацию, а соответственно и
аэродинамические характеристики. Конq)иryрация изменяется за счет
выпуска и уборки шасси, предкрылков, закрылков и интерцепторов
(спойлеров), пуска ракет, сбрасывания бомб и т. д. В связи с этим про
странственные эволюции самолетов, определяемые перемещениями в
трехмерном декартовом пространстве и Bpa
щениями BOKpyr продольной ох, поперечной
OZ и вертикальной ОУ осей (рис. 15.1), опи
сываются достаточно сложной системой He
'линейных дифференциальных уравнений с
Х переменными коэq)фициентами. Такие слож
ные уравнения используются в процессе ТОЧ
Horo имитационноrо моделирования РЭСУ на
ЭВМ, однако они слишком СЛО)l(НЫ дЛЯ анали
тических исследований ССН и выяснения
влияния ее отдельных составных частей на показатели ее эффективно
сти. При аналитических исследованиях используют существенно более
простые модели, дающие хотя и rрубое, но верное представление о
динамических свойствах ЛА. Как правило, JТИ модели получают путем
упрощения и линеаризации более точных исходных уравнений.
В связи с тем, что в самолетных ССН используется управление
по курсу и танrажу, различают продольное и боковое пространственное
движение ЛА. Продольное движение складывается из перемещений
вдоль продольной ох (рис. 15.1) и вертикальной ОУ осей и вращатель
Horo движения BOKpyr оси OZ. Боковое движение самолета определяет
ся поступательным движением вдоль оси OZ и вращательным движени
ем BOKpyr осей ох и ОУ.
Уа
\У
РИС. 15.1
F
х
Пространственное положе
ние и вид траектории самолета в
продольном движении определя
ются совокупным воздействием
силы тяrи ДВИfателя Р т , подъемной
силы Fy, силы лобовоrо сопротив
ления рх и веса а. Взаимосвязи
между этими силами показаны на
рис. 15.2. На JTOM рисунке в HeB
ращающейся системе координат
ОсХо у о, связанной с центром масс
ОС самолета, показаны: направле
Fx ОС Ха
G
РИС. 15.2
332
ние силы тяrи Р т, примерно совпадающее с продольной осью самолета ОсХ;
направление вектора Ру подъёмной силы, нормальноrо к вектору У С воз
душной скорости; направление вектора РХ силы лобовоrо сопротивления,
коллинеарноrо вектору ус, и направление вектора G силы тяжести.
Управление тяrой двиrателя, приводящее к перемещению caMO
лета вдоль оси ОсХО, осуществляется с помощью ручки управления
двиrателем (РУД) либо автоматом тяrи. В простейшем случае связь
между управляющим воздействием 8 т РУД (автомата тяrи) и продоль
ным ускорением Jx, появляющимся вследствие изменения тяrи, можно
аппроксимировать инерционным звеном
.. 1. а дв
Jx + Jx = UT'
Т дв Т дв
(15.1)
rде Т Д8 И а Д8 постоянная времени и коэффициент передачи двиrателя.
Перемещение вдоль оси ОС У о может выполняться за счет опосре
дованноrо или непосредственноrо управления подъемной силой
(НУПС). При традиционном опосредованном способе подъемной силой
управляют рули высоты или управляемые стабилизаторы, расположен
ные в хвостовой части ЛЛ, либо элевоны, размещенные на крыльях
самолетов. Особенности TaKoro управления подъемной силой paCCMOT
рены в п. 5.2.1. При анализе ошибок наведения наиболее интересны
перемещения ЛЛ по нормали к траектории полета и изменения ero yr
ловоrо положения относительно поперечной оси. Если в качестве
управляющих сиrналов используются уrлы 8 Р8 отклонения руля высоты
(стабилизатора, элевонов), то зависимость между фазовыми координа
тами собственноrо движения самолета в продольном движении можно
описать системой линеаризованных уравнений [48]:
.. 2d . 2
а+ (Ооа+оооа=аБU рв ;
(15.2)
1З- а = a/T v ;
j8 = V с 1З- а ;
(15.3 )
(15.4 )
(15.5)
1З-=а+а/Т v .
Здесь d декремент затухания; 000 частота собственных колебаний
уrла атаки а; аБ коэффициент эффективности руля высоты; Tv аэро
динамическая постоянная времени.
При использовании в качестве opraHoB НУПС спойлеров, разме
щенных вблизи центра массы самолета, можно считать, что выполняет
ся приближенное равенство
333
н = асл бел'
rде Н скорость изменения высоты Н; Ь сп и а сп уrол отклонения
спойлера и коэффициент ero эффективности.
Курсом ЛА с плоскостной симметрией стремятся управлять Me
тодом координированноrо разворота, при котором орrанами управле
ния, изменяющими уrол крена, являются элероны (элевоны), а руль
направления поддерживает уrол скольжения равным нулю. Упрощен
ную модель боковоrо движения самолета в процессе координированно
ro разворота можно представить в виде системы уравнений [48]:
Ту у+ i' = ауЬ');
W = (g / Уе)У;
(15.6)
(15.7)
jr = YeW,
( 15.8)
(15.9)
в которой у уrол крена; аз и ау уrол отклонения элеронов (элевонов)
и коэффициент их эффективности; 'V курс; j., боковое (поперечное)
ускорение в rоризонтальной плоскости. При использовании opraHoB
непосредственноrо управления боковыми силами перемещение лета
тельноrо аппарата вдоль оси oz (см. рис. 15.1) описывается соотноше
нием, аналоrичным уравнению (15.6).
Для крылатых ракет «в п» в плоскостях продольноrо и боковоrо
движения также справедливы уравнения (15.2) (15.5) и (15.7) (15.9).
Для осесимметричных ПА, к которым относятся прежде Bcero pa
кеты «B B» (см. рис. 7.9), законы управления в различных плоскостях
одинаковы. Следует отметить, что в таких ПА вращение ОУ BOKpyr
продольной оси не изменяет вектор полной аэродинамической силы при
фиксации рулей в нейтральном положении. Эволюции осесимметрич
ных ОУ в плоскостях управления 1 1 и 2 2 (см. рис. 7.9) так же описы
ваются уравнения вида (15.2) (15.5).
В ракетах «B B», как правило, используется стартовый двиrатель,
работающий непродолжительное время, после чеrо ракета летит с по
стоянно убывающей скоростью. В первом приближении скорость поле
та ракеты можно считать постоянной.
Для исследования контуров самонаведения с помощью ypaBHe
ний (15.1) (15.9) необходимо иметь в виду следующие факторы. Все
они не учитывают упруrих свойств ПА и полаrается, что самолеты и
ракеты абсолютно жесткие тела. Для большинства ССН такое допу
щение правомочно. Если же в качестве датчика информации использу
ется БРЛС (prC) с синтезированной апертурой антенны [64], то упруrие
свойства ЛА необходимо принимать во внимание.
334
Большинство коэффициентов в (15.2) (15.9) являются перемен
ными, поскольку сложным образом зависят от высоты и скорости поле
та, конфиryрации ЛА и ряда друrих причин. Однако скорость ИХ изме
нения существенно меньше скорости изменения входных и выходных
фазовых координат. Поэтому правомерно использовать принцип замо
роженных коэффициентов ( 4.1).
Поскольку уравнения (15.1 ) ( 15.9) получены путем упрощения и
линеаризации более сложных исходных уравнений, то они обеспечива
ют приемлемую точность лишь в достаточно оrраниченном диапазоне
отклонения рулевых opraHoB. В зависимости от цели анализа и вида
исследуемой ССН в качестве уравнений ОУ MorYT употребляться лишь
отдельные соотношения из их состава.
15.2. УРАВНЕНИЯ УПРАВЛЯЮЩИХ СИСТЕМ
УравllеllUЯ управЛЯ10ЩUХ cucпleJ\t (УС), к коmОРЫА' относяп1СЯ
СА у U сур (СА". рис. /. /, /.2), устаflавлuвают связь Аtе:JIсду пapaAfeтpa
AIU раССО2Ласованuя, фОРА"uруе IЫА"U в ив С, u оп1КJlонеНUЯАlU рулей.
Функции, выполняемые САУ и СУР, существенно зависят от типа ЛА и
режимов ero полета. Однако в последнее время наметились тенденции к
унификации их алrоритмов, которые позволят получить уравнения УС в
достаточно общем виде.
Современные СА У не только обеспечивают различные режимы
управления ЛА ( 1.3), но и улучшают устойчивость и управляемость
ОУ, а также повышают безопасность ero полета. В составе таких САУ
можно выделить: системы сиrналов ручноrо, директорноrо и автомати
ческоrо управления самолетом; систему улучшения управляемости и
устойчивости; систему стабилизации уrла танrажа; систему оrpаниче
ния переrрузок и силовой контур (рис. 15.3). На силовой контур, KOTO
рый является общим для всех режимов управления и обеспечивает OT
клонения руля высоты (управляемоrо стабилизатора), поступают сиrна
лы от всех систем.
В режиме ручноrо управления, коrда переключатели Пl и П2 Ha
ходятся в положении Р, летчик ручкой управления воздействует на py
левой arperaT (РА) и датчик положения ручки управления (ДПРУ) (на
схеме не показан). На Р А можно воздействовать либо механической
тяrой, либо электродистанционным способом [38]. Перемещение ручки
управления летчиком в соответствии с визуально снимаемым им пара
метром рассоrласования приводит к перемещению штока Р А. В свою
очередь, Р А воздействует на бустер, отклоняющий руль высоты (стаби
лизатор). Датчик положения ручки управления вырабатывает сиrнал иру,
пропорциональный перемещению Х ру ручки управления. Сиrнал иру
335
на COVi
от VlBC
СИСТЕМ C rH (10!
ДИРЕкторноrо w
e>TOMATJ,I'iECt\OrO
ПРАiSf1tНI-IЯ
р
П1
CL-ICTEM
оrРДНИЧЕНИЯ
ПЕРЕrр зок
6
a,
U Wz ,Uny
U ny
э-
C CTEMJ:1
СТ Б t1И3АU 1-I
yrfHI
т нrАЖ
р
:
П2:
l:1
M
2:2
. .. ...... .._..._ ........... ... ... ............
I
I
a,
U oc
W Z CL-IСТЕМj::I
. ИI ЧW ЕН ИЯ UW:z I
ПР !,(1ЯЕ:МОСТU I..t
n C т ОЙ ЧИ &0 СТН
Up I
Xp CIotCT EM
CHrHR(lOB ...... ........ ........ ...........
Р чноrо ....... ....................
ynpJ:1 (lEH
С WlOBOI,:t
ОDС KOHT P
В р &
11
11 I I
Р!МЕr.on J o
IIrPErAT I...:::J
U}:
I
.... ..................... ... ... ... ...... ... ...............................
Рис. 15.3
складывается в сумматоре LI с сиrналом uo)z==Kroz{Oz системы улучшения
управляемости и устойчивости (СУУУ) и в сумматоре L2 с сиrналом
ипу==КпуПу системы оrраничения переrрузок (сап). Первичные датчики
информации, измеряющие (O и Пу датчик уrловой скорости и акселе
рометр, размещаются в СУУУ. Коэф(рициенты передачи K{t)z и Кпу зави
сят от режима полета и используемых средств механизации крыла.
Результирующий сиrнал Ur поступает на Р А в качестве корректи
рующеrо, улучшая управляемость и устойчивость аУ. Указанное улуч
шение достиrается за счет rашения уrловых колебаний BOKpyr оси az
(см. рис. 15.1) корректирующим сиrналом и , пропорциональным уrло
вой скорости (O . Колебания центра масс аУ в вертикальной плоскости
rасятся сиrналом и пу , пропорциональным нормальной переrрузке. Если
в процессе функционирования РЭСУ необходимы переrрузки, превы
шающие предельно допустимые, то сиrналы и пу оrраничиваются в сис
теме оrpаничения переrрузок, повышая тем самым безопасность поле
тов и увеличивая срок службы ЛА.
336
Следует отметить, что при изменении режима полета (высоты,
скорости, конфиryрации ЛА) на ручке управления создается адекватная
механическая наrpузка, позволяющая летчику лучше чувствовать peaK
цию самолета на управляющие воздействия.
При ручном управлении закон функционирования САУ в общем
случае определяется уравнением
брв = Кб(КруХру KrozOOz КI1УПllУ + Fп(Ьм,хру,OOz,Пу)), (15.1 О)
rде к-б и К ру коэффициенты передачи бустера и системы сиrналов руч
Horo управления. Первое слаrаемое в (15.1 О) отображает вклад системы
сиrналов ручноrо управления, второе системы улучшения управляе
мости и устойчивости, третье результат cOBMecTHoro функционирова
ния СУУУ и СОП; F п ( ) учитывает дополнительные отклонения руля,
автоматически компенсирующие разбалансировку ЛА при воздействиях
Б м средств механизации крыла, а также более сложные законы форми
рования корректирующих сиrналов и .
Процедура формирования летчиком конкретных управляющих
воздействий Х ру может быть различной. Она зависит не только от типа
ЛА, вида индикатора, с KOToporo летчик визуально снимает параметр
рассоrласования d, но и от опыта летчика. В первом приближении мож
но считать Хру==Wл(р)d, rде L\ определяется используемым методом Ha
ведения, а Wл(р) передаточная функция летчика как элемента управ
ляющей системы, зависящая от опыта летчика, а также ero физических
и психических особенностей. В настоящее время при анализе ССН ис
пользуют различные математические модели летчика. Наиболее извест
на функция [38]
Wл(р) = Кл (Т лlР+ l)e T.P . (15.11)
(Т л2Р + 1)(Т лзР + 1)
Здесь К л ==40...100 коэффициент передачи летчика; 't л ==0,12...0,2 с
время запаздывания зрительной реакции летчика на изменение сиrнала
тpaeKTqpHoro управления; Т лl ==0,2...2 с постоянная упреждения, KOTO
рая характеризует способность летчика предуrадывать изменение об
становки и последствия управления самолетом с учетом всех видов
запаздывания ССН; Т л2 ==0,1...0,2 с нервно мышечная постоянная, оп
ределяемая скоростью прохождения сиrнала от rоловноrо мозrа до Ha
чала перемещения ручки управления; Т лз ==0,6...2 с постоянная времени
анализа (фильтрации) летчиком обстановки до принятия решения.
В канале боковоrо движения закон функционирования СА У при
ручном управлении в наиболее простой форме отображается соотношением
337
Оэ = Кб (КруБХруБ Коох ю х + F б (ь м ' Хруб, ю х »,
(15.12)
rде б') уrол отклонения элеронов (элевонов); Хруб перемещение ручки
(педали) управления боковым движением; К руб коэффициент передачи
системы сиrналов ручноrо управления в боковом движении; ООх уrло
вая скорость относительно продольной оси ОХ (см. рис. 15.1); Коох
коэффициент передачи СУУУ; F б ( ) по своему смыслу аналоrично сла
raeMoMY F п в (15.1 О).
Функциональные связи продольноrо канала СА У в автоматиче
ском режиме отображается структурной схемой на рис. 15.3 при поста
новке переключателей П 1 и П2 в положение А. В :этом режиме, pac
смотренном в 1.3, законы функционирования СА У MoryT быть различ
ными. В достаточно общем виде они MOryT быть аппроксимированы
выражением
Ь рв = к-б (W a (р ) aв КюzOOz K I1y n y + Кд( i}з i}) + Fn (ь м ' aв' IOZ, П у ' i}),
(15.13)
rде ilB параметр рассоrласования, (}>ормируемый по правилу (7.29); W a
передаточная функция системы сиrналов автоматическоrо управле
ния; 'д з и 'д сиrналы заданноrо и текущеrо танrажа; К() коэq>фициент
передачи системы стабилизации уrла танrажа. Смысл остальных обо
значений ясен из соотношения (15.1 О).
В автоматическом режиме параметр рассоrласования может фор
мироваться либо в САУ, либо в ИВС. При этом инерционные свойства
САУ и ЛА учитываются не только в процессе формирования d"B (7.29),
но и в передаточной функции W i1 (P) или слаrаемом F п( ). Кроме Toro,
для этоrо режима специфично подключение системы стабилизации
уrловоrо положения ОУ, работу которой учитывает в (15.13) слаrаемое
К(}( 'дз t}).
Функционирование СА У в автоматическом режиме при боковом
движении в общем виде может быть описано соотношением
Ь э = Кб (W ar (р ) ar Коох ю х + F б (Ь м , ar ,(ох ».
(15.14)
Здесь C1r параметр рассоrласования в rоризонтальной плоско
сти, формируемый по закону (7.26) 7.28); W ur передаточная функция
системы формирования сиrналов автоматическоrо управления. Суть
остальных обозначений ясна из (15.13).
Функциональные связи СА У в директорном режиме, смысл KOTO
poro был изложен в 1.3, показаны на рис. 15.3 при условии, что пере
ключатели П 1 и П2 стоят в положении Д. Следует отметить, что законы
338
функционирования САУ в этом режиме аналоrичны соответствующим
законам (15.13) и (15.14) автоматическоrо режима и MOryт отличаться от
них лишь значениями коэффициентов передаточных функций и пара
метров рассоrласования (7.24), (7.25).
Законы функционирования сур с плоскостной аэродинамиче
ской симметрией аналоrичны законам работы СА У самолетов в aBTOMa
тическом режиме. У ракет с осевой симметрией сур содержат два
ИДеНТИЧНЫХ канала управления в плоскостях управления 1 1 и 2 2 (см.
рис. 7.9). При этом алrоритмы их работы определяются различными
модификациями уравнения (15.13).
15.3. УРАВНЕНИЯ
ИНФОРМАЦИОННО..ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ
Уравненuя иве устанавливают связь л-tежду фазовыми Koopди
натшtи относипlельноzо и абсолютноzо движения цели u O с одной
стороны, и формuруеАtЫ,А.,u napCUtempaмu раССО2ЛасоваllUЯ с друzой. В
состав этих уравнений входят соотношения, отображающие собственно
процедуру вычисления (оценивания) параметров рассоrласования, и
соотношения, аппроксимирующие процесс функционирования измери
телей (формирователей оценок) требуемых фазовых координат. Набор
этих координат определяется используемым методом наведения, а
уравнения измерителей конкретными алrоритмами их работы.
,..
В системах наведения все измеренные (оцененные) значения Xj
( i = 1, п) фазовых координат и самих параметров рассоrласования
"
.
J
( j = 1 , r ) представляют собой либо напряжения, либо цифровые коды. для
упрощения дальнейшеro анализа рэссн на устойчивость и точность будем
полаraть, что все оценки постоянные напряжения. Тоrда в общем виде
уравнения ивс представляются совокупностью соотношений:
U х i = Фi (р )Xi (i = 1, n );
( 15.15)
U l1j = f j ( U х I ,и х 2 ,..., U хп) (j = 1, r ).
(15.16)
Для ручноrо управления с прямым наведением (7.4) соотношения
(15.15) и (15.16) заменяются уравнениями:
Uepr = Ф ер (р )<Pr'
иерв = Фер(Р )<Рв '
( 15. 1 7)
Ul1r = Kepruepr,
U l1B = Ксрв иерв'
(15.18)
339
rде Фq>(Р) передаточная функция уrломера БРЛС, а КсрТ' и Kq>B I<ОЭф
фициенты пропорциональности.
При наведении в нутв на основе алrоритма TpaeKTopHoro управ
ления (7.22), (7.23) уравнения иве имеют вид:
U Llr = KIII (к ДУ ulpr + КауН а tlsy К ДЮ U Д U юr ); (15.19)
U до = KIII (к ДУ UIpB + Кау Н а Нсу К ДЮ U Д tl юв ).
(15.20)
в этих q)ормулах Кнl==Кн/Кду, rде К ду определяется равенством
(7.16); uq>r и иЦ>В оценки, формируемые уrломером (15.17);
и а = Фа (р)а;
Н д =Фд(р)Д
Usy = Ф Уl (p)siny,
и ыr = Ф ю(р )001';
и(.,7 = ФУl (р) cosy,
и roв = Ф ю (р )ffis ;
(15.21)
Фа(р), ФауJ(Р), Фд(Р) И Фro(р) передаточные функции измерителей yr
лов атаки и крена, дальности и уrловой скорости; Кау, Кдщ размерные
коэффициенты, выбираемые из условия однозначноrо соответствия
(15.19), (15.20) и (7.22), (7.23).
При директорном и автоматическом управлении по закону (7.24),
(7.25) и (7.28) (7.29) в качестве уравнений ИВС используются соотношения:
U ддr = К дrl (Uyr и у ); иДцв = К ДВ 1 (и I1Т и п ); (15.22)
U даr = К ar 1 ( U yr и у ); U Дав = К ав 1 (и I1Т U n ) .
( 15.23)
Здесь
и у = Фу(р)у;
и l1 = Ф I1 (р)n у ;
Uyr = Kyfr (L\Hr);
U пт = К 11 f в (д J-I В ),
(15.24)
Фfp) и Фп(р) передаточные функции измерителей (формирователей oцe
нок) уrла крена и нормальной переrpузки; Kдrl, K.1rl, кдвl, K. 181 И Ку, К п KO
эфq)ициенты пропорциональности; смысл f r и [ в ясен из формулы (7.27).
При наведении ракет методом пропорциональноrо наведения (7.32)
напряжение, пропорциональное параметру рассоrласования, фор
мируется по закону
U Д l,2 = К l ,2 N о U уU ю l,2 Ujl,2' (15.25)
rде
и у =Фv(р)V сб ;
U Юl ,2 = Фю(р )cq,2;
U"l2 =Ф.(р)jl2; (15.26)
J , J ,
340
K 1 ,2 коэффициент передачи умножителя и у и U ro l,2; Фу(р) И Фj(Р) пе
редаточные функции автоселектора скорости и акселерометра.
Аналоrично можно получить уравнения и для ивс, реализующих
законы наведения (7.67), (7.68) и (7.74), (7.75).
15.4. ДИНАМИЧЕСКАЯ СТРУКТУРНАЯ СХЕМА КОНТУРА
САМОНАВЕДЕНИЯ САМОЛЁТ А ПО КУРСУ
В НАивыrОДНЕЙШУЮ УПРЕЖДЁННУЮ ТОЧКУ ВСТРЕЧИ
Для формирования структурной схемы контура самонаведения
самолета по закону (7.22) необходимы кинематические уравнения, ypaBHe
ния ивс, СА У, ОУ и уравнение ошибок наведения. Будем полаrать, что
наведение осуществляется в автоматическом режиме, причем параметр
рассоrласования для этоrо режима формируется в ивс. Принимая во вни
мание удобство построения динамической структурной схемы, системати
зируем все исходные уравнения, используя их представления в оператор
ной форме. для определенности будем считать, что фазовые координаты
собственноrо (абсолютноrо) и относительноrо движения самолета и цели в
rоризонтальной плоскости связаны уравнениями:
ffi r = [Ккз /(т кз р 1)]Uцr jr
Er = Ю r / р;
<Pr = Er 'v , (15.27)
полученными при замене в COOT ZO
ношениях (7 .44 ) (7 .46) индекса
«1» индексом «r», который YKa
зывает на принадле)кность фазо
вых координат к rоризонтальной
плоскости. rеометрические связи
между (разовыми координатами
уравнений (15.2 7) иллюстриру
ются рис. 15.4. Точкой Оц пока J r
зано текущее расположение цели
в невращающейся системе KOOp
динат OoyXoZo, связанной с цeH
тром Mac c ОУ; Er И 'v COOTBeT
ственно уrол визирования цели и
курс (уrол рысканья) самолета; <Pr И <1>., бортовой пеленr цели и ero
оценка, определяемая как уrол между продольной осью ХС самолета и
равносиrнальным направлением Хрсн.
При составлении уравнений ивс будем полаrать, что параметр
рассоrласования в rоризонтальной плоскости (рормируется по правилу
(15.19), полет совершается с уrлом атаки а==О, дальность и скорость
Оц
ХС
Хо
Рис. 15.4
34]
сближения оцениваются с высокой точностью безинерционными изме
рителями, уrол <Pr И уrловая скорость ЛВ оцениваются радиолокацион
ным следящим уrломером с передаточными функциями Фсрr(Р) по уrлу и
Ф{t)f(Р) по уrловой скорости. С учетом этих допущений и ц)ормул (15.17)
и (15.21) уравнения ИВС имеют вид:
U<pr = Ф <pr (р )<Pr' иы. = Ф ror (р )е..,
ид=КдД, uv=Kv V ,
и а = О,
(15.28)
U Дr = Кд1(КдvU<рr КдroUдUrol').
(15.29)
Допущение о высокой точности оценивания Д и V правомочно, по
скольку эти фазовые координаты весьма незначительно влияют на точ
ность формирования параметра рассоrласования (см. *8.6).
Кроме Toro, будем считать, что сиrнал TpaeKTopHoro управления
U Даr = Karl (Uyr и у ), (15.30)
следующий из (15.23), вычисляется в процессе сравнения требуемоrо
наПРЯ)l(ения
Uут==Wнч(р )U r' (15.31)
образуемоrо путем фильтрации сиrнала u (15.29) в низкочастотном
фильтре с передаточной функцией
W н'.(Р )==Ку/(Т yrp+ 1) (15.32)
и напряжения
и у = Ку 'у ,
(15.33)
пропорциональноrо текущему I<peHY у. В (15.32) и (15.33) Kyr и Tyr
коэффициент передачи и постоянная времени фильтра, а Ку коэффи
циент передачи безинерционноrо измерителя крена.
При выводе уравнений СА У предположим, что в автоматическом
режиме элероны отклоняются по закону (15.14) при отсутствии компен
сации разбаланса ЛА (F б( )==0). Следует отметить, что в состав W ё1r В
(15.14) для компенсации инерционности САУ и ОУ обычно включают
форсирующее звено. С учетом сделанных замечаний САУ можно опи
сать уравнением
б э = Кб [Wаr(р)uдаr иrox]' (15.34)
rде
и roх = Кroх Ю Х '
(15.35)
а U6ё1r напряжение, отображающее в (15.14) параметр рассоrласования ar.
342
В качестве уравнений динамики ОУ в боковом движении можно
использовать операторные представления выражений (15.7) (15.9):
. ау
у Ь э ,
Т уР + 1
())х = у,
1 .
y= y,
р
j., = gy,
1 .
'V= Jr. (15.36)
УсР
Точность наведения самолета в rоризонтальной плоскости обычно
оценивается мrновенной ошибкой <PK управления по курсу. Из рис. 7.8
и формул (7.16), (7.18), (7.20) видно, что при а==О
Д ())r
Ч>к = qr qlТ = Ч>r К . (15.37)
ДУ
Структурная схема контура самонаведения по курсу в НУТВ, co
ответствующая уравнениям (15.27) (15.37), приведена на рис. 15.5.
Аналоrично можно составить структурную схему и для вертикальной
плоскости, а также структурные схемы контура самонаведения в полу
автоматическом и ручном режимах управления. Анализ структурной
схемы на рис. 15.5 позволяет сделать следующие выводы.
АЦ)К
- ,
U r
KrT
T:r TP + 1
U:rT
. i
ur
НИНЕ:МАТИЧЕ:СКО Е
3&ЕНО
,
I
I
I
I
I
L. . .
0::1
I
I
I C,q
'
Рис. 15.5
Схема отображает функционирование мноrомерной нестационар
ной сложной иерархической системы автоматическоrо управления.
Мноrомерность ее определяется наличием нескольких входных и BЫ
ходных параметров. К входным, в частности, относятся jцr И результаты
343
измерений; к выходным собственное поперечное ускорение jr, курс '1',
крен у и ошибка управления 8<рк.
Нестационарность обусловлена переменными параметрами (7.46)
кинематическоrо звена и ОУ (15.36) при изменениях скоростей Д и У С
и дальности Д до цели. Эти переменные параметры УСЛО)l(НЯЮТ проце
дуры обеспечения устойчивости и требуемой точности наведения. Kpo
ме Toro, в состав контура самонаведения входит неустойчивое квазиста
тическое звено (7.45). Поскольку это звено не реализуется аппаратурно,
то для нейтрализации ero неустойчивости приходится варьировать па
раметрами измерителей IfBC и САУ. .
Сложность системы характеризуется изменением ее структуры
при смене режима управления и типа датчиков, используемых для из
мерения (оценивания) U ror , Uq>r, и д , и у И и roх . Следует подчеркнуть, что при
a:;tO в (7.22) и (7.23) появляются взаимные связи между каналами про
дольноrо и боковоrо движения, что существенно усложняет анализ ССН
на устойчивость и точность.
Иерархия построения ССН предопределяет наличие в них боль
шоrо числа ООС, характерных как для системы в целом, так и для ее
более низких уровней. К первому уровню относятся связи через jr И '1',
замыкающие в кинематическом звене контур в целом. Ко второму ypo
ВНЮ относятся ООС В ИВС, замыкающиеся через сиrнал и у в процессе
формирования сиrнала TpaeKTopHoro управления (15.30) и через сиrнал
Кдооиди о ) в процессе вычисления параметра рассоrласования (15.29).
Связь TaKoro типа имеет место и в СА У за счет сиrнала и оох системы
улучшения управляемости и устойчивости. К третьему уровню относят
ся ООС внутри самих составных частей ССН. Такие связи, в частности,
характерны для следящих измерителей ИВС в процессе формирования
ошибки сопровождения цели по направлению, дальности и скорости (на
схеме не показаны).
Следует отметить, что в рассматриваемом контуре самонаведения
аппаратурно реализуются лишь ИВС, САУ и ОУ. Кинематическое звено
отображает лишь модель преобразования фазовых координат абсолютноrо
движения цели и ОУ в фазовые координаты их относительноrо движения.
15.5. ДИНАМИЧЕСКАЯ СТРУКТУРНАЯ СХЕМА КОНТУР А
САМОНАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ
МЕТОДА ПРОПОРЦИОНАльноrо НАВЕДЕНИЯ
Кинематические уравнения ивс, сур, ОУ и промахов ракеты,
описывающие д намическую структурную схему контура управления
ракетой, будут получены при условии, что самонаведение выполняется
344
по закону (7.32), а каналы управления в различных плоскостях не влия
ют друr на друrа. В связи с этим для определенности систематизируем
все исходные уравнения для плоскости 1 1 (см. рис. 7.9).
Взаимосвязи фазовых координат абсолютноrо и относительноrо
движения цели и ракеты в этой плоскости можно описать кинематиче
ским уравнением
001 = [Ккз I(T кз Р 1)] UЦI jl ), (15.38)
в котором KK:J И Т 1\$ определяются формулами (7.46).
При получении уравнений иве будем считать, что метод про
порциональноrо наведения используется в форме (15.25):
u 1 =KINouvurol Ujl; (15.39)
скорость V сб и ускорение j I измеряются безинерционными измерителями:
U v = Kv V сб . (15.40)
U j = к jjl ' (15.41)
а уrловая скорость ЛВ оценивается инерционным yrломером по правилу
U ro l = [Kro/(Trop+ l)]ro l '
( 15.42)
rде I<w и т ro коэффициент передачи и постоянная времени следящей
системы.
В качестве уравнения сур будем использовать соотношение
b p1 = Кб [W a (р )u 1 u roz ], (15.43)
вытекающее из общеrо выражения (15.13) при условиях, что OTCYTCTBY
ет компенсация разбаланса (F п ( )==0), не используются сиrналы систем
оrpаничения переrpузок и стабилизации уrловоrо положения, а уrловая
скорость о):.! измеряется безинерционным скоростным rироскопом,
формирующим сиrнал
U roz = Krozro z .
( 15.44)
Уравнения динамики ракеты в плоскости 1 1 (см. рис. 7.9) можно
представить в операторной форме
<ХБ . У р
СХ\ = 2 of б рl , JI = CX!,
Р + 2dro o p + о Tv
следующей из общих моделей (15.2) (15.5).
rеометрические связи между уrлами, используемыми в (15.45),
показаны на рис. 15.2 при замене в нем скорости самолета У С скоростью
ракеты V Р .
. Tvp + 1
OOZ\ =1'}! = Т ,
v
(15.45)
345
Точность наведения ракеты в плоскости управления 1 ] можно
оценить по текущему промаху
h tl = Д 2 001 / У о '
(15.46)
полученному на основе общеrо соотношения (7.52).
Структурная схема контура самонаведения ракеты методом про
порциональной навиrации в плоскости 1 1, соответствующая уравнени
ям (15.38) (] 5.46), приведена на рис. 15.6.
КИНЕМ Т Ч.
ЗВЕНО
W Z1
ОР1
j1
I
I
r ' ,
I I
I 0:1 a I
I U I
2 2
Р +2d ЫоР+Ы о :
ht
I
I
I I
I I
I I
I O I
L j
Рис. 15.6
Анализ этой схемы позволяет сделать следующие выводы.
Схема отображает функционирование линеаризованной MHoroMep
ной, нестационарной, иерархической системы управления. В качестве
входных сиrналов в ней рассматриваются поперечное ускорение цели
jцl И результаты всех измерений. Выходными сиrналами являются уrол
атаки a,1, уrловая скорость ffi L , поперечное ускорение ракеты jl и промах
ht. Нестационарность контура предопределена переменными коэффици"
ентами (7.46) кинематическоrо звена. В отношении влияния :JToro звена
на контур самонаведения в целом имеют смысл все замечания, сделан
ные в * 15.4. Иерархический принцип построения четко прослеживается
по наличию цепей ООС как на уровне Bcero контура через jl, так и на
уровне подсистем через Uj I в ИВС и через иои в сур.
в заключение отметим, что структурная схема контура caMOHaBe
дения ракеты в плоскости 2 2 идентична рассмотренной. Структурные
схемы для контуров самонаведения ракет, использующих друrие Meтo
ды наведения, MorYT быть получены аналоrичным образом.
346
rЛАВА 16. ТАКТИКО..ТЕХНИЧЕСКИЕ ПОКАЗАТЕЛИ
РАДИОЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ
САМОНАВЕДЕНИЯ
Тактико технические показатели являются одними из самых
употребительных локальных показателей эффективности РЭССН (см.
1.4). В общем случае они зависят от аналоrичных показателей ивс,
УС и ОУ. При этом показатели подсистем РЭССН нельзя выбирать
произвольно, а необходимо учитывать их взаимное влияние друr на
друrа. Ниже будут более подробно рассмотрены наиболее важные дЛЯ
РЭССН показатели: дальность действия, разрешающая способность,
устойчивость и точность. Вопросы помехозащищенности РЭССН будут
рассматриваться в отдельной моноrрафии.
16.1. ДАЛЬНОСТЬ ДЕЙСТВИЯ
Дальность действия РЭССН Сll.Atолетов определяется интерва
лом далЬ1l0Сn1ей Депшх...Детill 'л'tе:J/сду целью u ОУ, в предела.х КОn10рО20
используются ал20ритАlbl траектОрНО20 управления, обеспечивающие
СaJWонаведение с требуемой точностью. Максимальная дальность Детих
СООlпветствует начШlУ использования аЛ20рuтмов траектОРНО20
управления (СaJИонаведенuя), в то вре./tttя как Дет;" е20 окончанию. Для
самолетов за начало самонаведения принимается момент захвата цели
на автосопровождение. При этом дальность захвата должна удовлетво
рять соотношению
Д: . Д сП'\ах пр+Дпошuх,
(16.1 )
rде Дпр расстояние, пролетаемое самолетом за время анализа обста
новки и принятия решения экипажем, а Дпоmа:< максимальная даль
ность применения оружия из Bcero набора бортовых средств поражения.
Минимальная дальность действия Дсmiп соответствует дистанции
rарантированно безопасноrо выхода из атаки (отворота) и зависит от
типа применяемоrо оружия.
Если в качестве средства поражения используются ракеты с
APrC и пРrс, реализующие принцип «пустил забыл», то самолет BЫ
ходит из атаки сразу после пуска ракеты. При ракетах с ПАРrс необхо
347
димо продолжать облучение поражаемоrо объекта спц. При этом Дсшiп
может значительно уменьшиться. Следует отметить, что исходя из Tpe
бований безопасности самолета носителя целесообразны как можно
большие значения Дсшах и Дсmil1.
ДаЛЬ1l0сть дейсп1вия РЭССН ракеln определяеmся UllmерваЛОАl
ДСl1шх'''Дстil1 разреtuенных далЬНОСl11ей пуска, в пределах котОрО20 аЛ20
pиmA'lbl lnраекmОр1l020 управления обеспечuваl0пl са.Jионаведеlluе с пl0Ч
носпlЫО не xY:J/ce заданной. Максимальная разрешенная дальность пуска
ракет «в п» с РЭССН зависит от типа системы управления. Если PfC
захватывает цель на дальности Д r до старта ракеты, то
Дрmах ==ДЗr Дпс,
( 16.2)
rде Дпс расстояние, пролетаемое самолетом носителем от MO IeHTa захва
та цели до пуска ракеты. Обычно Дпс«Дзr, ПОJТОМУ можно полаrать
Др шах == Дзr.
(16.3)
Соотношение (16.3) определяет и максимальную дальность caMO
наведения ракеты «в п» с комбинированной системой управления, в
которой prc вырабатывает сиrналы TpaeKTopHoro управления процес
сом самонаведения после захвата цели на траектории.
Минимальная разрешенная дальность пуска Дрmiп ракет «в п» с
РЭССН обусловливается минимальным расстоянием до цели, на KOTO
ром ракета еще способна устранить ошибки прицеливания. Эта даль
ность является сло)кной функцией ошибок и высоты пуска, располаrае
мых поперечных переrрузок ракеты и траектории полета в вертикаль
ной плоскости (см. рис. 7.15).
Для ракет «B B» максимальная дальность действия Дртах зависит
от множества факторов. rлавными из них являются: тип систе IЫ управ
ления; баллистическая дальность Дб полета ракеты; ошибки прицелива
ния в плоскостях управления; скорость и уrол атаки истребителя в
момент пуска и располаrаемые поперечные переrрузки ракеты.
Тип системы управления предопределяет момент захвата цели
prc ракеты. В ракете с APrC цель можно захватить при нахождении
ракеты еще на подвеске. В такой ситуации дальность самонаведения
обусловлена либо дальностью Дзr захвата цели APrC при пуске ракеты
на больших высотах, либо баллистической дальностью полета ракеты
при ее пуске на малых высотах. При комбинированной системе управ
ления ракетами с ПАРrс захват цели выполняется на траектории. Это
связано с тем, что в ракетах с комбинированными системами на началь
ных участках траектории применяется автономное или командное HaBe
дение, а самонаведение осуществляется лишь на конечном участке.
348
В такой ситуации дальность самонаведения определяется дальностью
захвата цели prc. в ракетах с ПАрrс самонаведение начинается лишь
после удаления ракеты на некоторое расстояние от самолета носителя.
Тем самым снижается влияние спц, формируемоrо на истребителе, на
аппаратуру ПАрrс. Поскольку это расстояние обычно невелико, можно
считать, что максимальная дальность действия рэссн обусловлена
дальностью Д't захвата поражаемой цели БРЛС истребителя. Однако
такое утверждение справедливо лишь при пуске ракет с ПАРrс на
больших высотах. На малых высотах максимальная дальность действия
ракеты по прежнему будет оrраничиваться значением Дб.
Под баллистической дальностью понимается расстояние, которое
способна пролететь ракета от старта до Toro момента, коrда ее скорость
сближения с целью станет равна минимальной скорости V pmin, при KOTO
рой еще срабатывает радио взрыватель. Уменьшение скорости обуслов
лено использованием в ракетах «B B» двиrателей cTapToBoro или им
пульсноrо типа. Оrраничение скорости снизу значением V рlПiп объясня
ется тем, что радиовзрыватели селектируют цель по доплеровской час
тоте, которая однозначно связана со скоростью сближения [47]. В об
щем случае Дб увеличивается с возрастанием высоты, так как при этом
уменьшается плотность воздуха, и с увеличением скорости сближения,
приводящей к повышению доплеровской частоты и тем самым Дб на
встречных курсовых уrлах цели. Рост уrла атаки самолета носителя в
момент пуска ракеты приводит к увеличению ее лобовоrо сопротивле
ния, а соответственно, и к уменьшению Дб. Увеличение ошибок прице
ливания вызывает уменьшение Дб, так как часть времени полета и кине
тической энерrии ракеты затрачивается на вывод ее на требуемую
опорную траекторию. На малых высотах, как правило, Дб<Дзr, поэтому
Дрm"х==Дб. В то же время на больших высотах Дб>Дзr, поэтому Дрmах==Дзr.
Минимально разрешенная дальность Дрl11i пуска ракет «B B» оп
ределяется наименьшим временем вывода ракеты на требуемую TpaeK
торию при заданных ошибках прицеливания. Значения Дрtniп качествен
но зависят от ошибок прицеливания, высоты и скорости сближения
ракеты с целью, так же как и Дб. Наименьшие значения Дршiп оrраниче
ны снизу минимальной дальностью Дсrnil1 вывода истребителя из атаки.
В первом приближении можно рассчитать требуемое значение
Дрtniп, используя рис. 16.1, на котором показано взаимное расположение
в rоризонтальной плоскости ракеты Р, движущейся со скоростью У р и
цели Ц, перемещающейся со скоростью V ц. При JTOM будем полаrать,
что выполняются следующие условия:
ракета наводится в упрежденную точку встречи В с небольЦlОЙ
первоначальной ошибкой прицеливания Qro;
349
ц
р
о
Рис. 16.1
скорости ракеты и цели за время
наведения t и не изменяются;
траектория полета ракеты в про--
цессе устранения ошибки Qro представляет
дyry РВ окружности с радиусом R;
в процессе наведения ракета раз
вивает максимально возможные боковые
ускорения ]П11аХ.
Рассматривая треуrольник РЦВ,
можно получить равенство
Д 2 2 2
рП1il1 PB +ЦВ 2(РВ)(ЦВ)соsqв. (16.4)
При малой ошибке qro длина дуrи РВ мало отличается от длины
отрезка РВ, поэтому время полета ракеты будет определяться интерва
лом tll==PB/V p . Поскольку время полета ракеты и цели до точки встречи
В одинаково, то
ЦВ==t н У ll ==РВ V ц/У р .
Кроме Toro, можно считать, что
PB==2Rqro.
Подставляя (16.5) и (16.6) в (16.4), получаем
У р [ у ц ] Уц
Дрmin ==2 . 2 qro 1+ 2 2 cosqB ,
Jrl113x У р У р
( 16.5)
( 16.6)
(16.7)
rде учтено соотношение (5.6). Анализ (16.7) показывает, что наиболь
шие значения ДрП'iП будут иметь место при перехвате целей на встреч
ном курсе, коrда QB==180. Тоrда
У; ( Уц )
Дрanil1 ::::: 2 . Qro 1 + ·
JrП1ах У р
( 16.8)
Зависимость Дртах И ДрП1iп от высоты полета и кypcoBoro yrла цели
'Vk при прочих постоянных параметрах называют зонами возможных пус
ков (ЗВП). Примерный вид ЗВП дЛЯ вертикальной и roризонтальной плос
костей показан на рис. 16.2 а,б. На этом рисунке в ЗВП, показанных в HeB
ращающейся системе координат, связанной с цен1рОМ масс ОС самолета,
можно выделить две характерных области. Для одной из них, COOTBeтcт
вующей высотам H<H 1 , значения Д,пшх определяются д6. Во второй облас
ти при H HI выполняется условие ДРIШ\Х Д 'II-.
350
Как было сказано ранее, зпс
ДЗr зависит от типа используемой
prc. в ракетах с APrC даль
ность захвата определяется COOT
ношением [47]
Д 4 Р IJрд (Jцs;k а
зrа аз 2 ' (16.9) а)
Pl11in 41tЛ;
н
ппс
в котором Р прд . мощность пере
датчика prc; Pl11il1 реальная
чувствительность ее приемника, 6)
О ц ЗОП цели, sa эффективная
площадь антенны, ka коэффи
циент, учитывающий потери в
антенне за счет приема сиrналов
с РСН и потери в обтекателе,
л длина волны, Ct:1 коэффициент, учитывающий затухание радиоволн
в атмосфере.
Для ракет с ПАРrс дальность захвата
Дзrпа = аз
Р прд1 Оц S аl S а k аl k а
Р Пliп дf 41tЛ?
ОС
д
д
PltC. 16.2
(16.10)
rде..Р прд1 мощность передатчика СПЦ; Sa) И Sa эффективные площади
передающей и приемной антенн; k ul и ku потери в антеннах за счет
обтекателей и приема сиrналов с РСН; Дl дальность между БРЛС
(источником СПЦ) и целью на момент ее захвата. При использовании
(16.1 О) необходимо учитывать две особенности: коэффициент затухания
(Х,] следует рассчитывать с учетом распространения радиоволн от БР ЛС
дО цели и от цели до ракеты; при захвате цели на подвеске ДI==Дзrпu.
Для ракет с прrс
Дзrп = а. з
Р ц Gltsak a
Р min 16х 2
(16.11)
rде Р ц и а ц мощность излучения и коэффициент направленноrо дейст
вия антенны цели по боковым лепесткам.
В соотношениях (16.9) (16.11) используются либо импульсная
мощность при импульсном СПЦ, либо средняя мощность при непре
рывном сиrнале. Значения Р П1iп выбираются в 3 10 раз большими поро
351
rовой чувствительности. Это rарантирует реализацию характерной для
режима сац высокой вероятности правильноrо обнаружения. Для при
ближенных расчетов можно воспользоваться соотношением
Дзr:::::(0,6...0,8)ХДобнПl"Х' rде ДоБНI1lНХ максимальная дальность обнаруже
ния целей с вероятностью правильноrо обнаружения Р по ==0,5...0,6.
16.2. РАЗРЕШАЮЩАЯ СПОСОБНОСТЬ
РазреUlаl0lцая способность РЭССН характеризует ее вОЗАtО:JIC
1l0С111Ь вЫ110Лllять 1lаведе1lие 1lа отдеЛЬНУ10 цель в составе zpyппbl. При
этом принимаемые от отдельной цели сиrналы будут искажаться сиrна
лами, отраженными от друrих, близко расположенных целей. В резуль
тате воздействия этих мешающих отражений оценки фазовых коорди
нат, используемые в алrоритме TpaeKTopHoro управления, будут форми
роваться с ошибками, приводящими к увеличению промахов и ухудше
нию друrих показателей эффективности РЭССН.
Наиболее пОЛllЫАt колuчествеllllblМ показапlелеАI разреluаl0щей
способности является коэф(fJuцие/l1п }j)==p. тIPIIII СIlИ:J/сеllия вероятноспlИ
Р.-, Ilц nора:J/сения цели в составе zpynnbI по om1l0'l,UeHU10 к вероятности
Р т, (J. J) nора:J/сеllUЯ одИ1l0Ч1l0Й цели. Поскольку значение Ур зависит не
только от показателей РЭССН, но и от состава и rеометрии rруппы
целей, то вычислить ero весьма трудно. В связи с этим на практике ис
пользуют более простые частные показатели в виде разрешающих спо
собностей по всем фазовым координатам, которые используются при
формировании параметра рассоrласования.
Под разрешающей Сl10собllостыо 8; по i й коордИllате (i = 1, n )
пОlluмается A-tulluJналыlеe различие д;==Х/,Х2; коордИllат Xli и Х2; двух
целей, при КОnl0рОМ радИОСUZllалы, nриходЯlцие от од1l0Й цели, еще не
влияют на процесс llаведеllИЯ па втОРУ'0 цель. При ЭnlОМ nолаzается,
что все остальные n ] координаl1'l этих целей шtеl0т одинаковые зна
чения. Анализ методов наведения, рассмотренных в rл. 7, позволяет
rоворить о разрешающих способностях по дальности, скорости сближе
ния, уrлам, уrловым скоростям и поперечным ускорениям целей.
Если в п мерный эле lент разрешения попадают несколько целей, то
результат самонаведения будет зависеть от соотношения интенсивностей
сиrналов, поступающих от зтих целей. В ситуации, !(оrда интенсивность
одноrо сиrнала значительно превосходит интенсивность остальных, caMO
наведение будет осуuцествляться на цель источник наиболее мощноrо
сиrнала, поскольку мешающие действия слабых сиrналрв будут незначи
тельными. При примерно одинаковой интенсивности отраженных сиrна
лов ОУ будет наводиться на «знерrетический центр тяжести» rруппы. .
352
Для ССН самолетов с АСЦРО такая ситуация может привести к
значительным ошибкам только при наведении на одиночную, например,
наиболее опасную цель. Если самолет наводится на rеометрический или
энерrетический центр rруппы, то недостаточная разрешающая способ
ность БР ЛС мало влияет на точность самонаведения. В этом случае
влияние плохой разрешающей способности самолетных РЭСУ проявля
ется лишь в ухудшении точности ЦУ ракетам. Если при этом цели раз
решаются prc;, то низкая точность ЦУ приводит К уменьшению дально
сти полета ракеты за счет необходимости устранения больших первона
чальных ошибок пуска. Кроме Toro, низкая точность ЦУ может привести к
перераспределению поражаемых объектов в результате захвата prc друrих
близко расположенных целей. В ситуации, коrда prc не разрешает цели,
ракета также будет наводиться на энерrетический центр тяжести rpуппы
целей, находящихея в n MepHOM элементе разрешения prc. При этом Bepo
ятность поражения цели будет резко уменьшаться дЛЯ ССН, у которых
линейная разрешающая способность по yrловым координатам существенно
превышает эффективный радиус поражения (п. 1.4.5).
Анализ, проведенный в *9 8.6 8.1 О, показывает, что ИВС ОУ
наиболее чувствительны к ошибкам уrломерноrо канала. В связи с этим
обоснуем требования к разрешающей способности prc по уrловым
координатам в процессе HaBeдe ХО
ния ракеты на энерrетический
центр тяжести двух целей. При
этом будем полаrать, что выпол Ц 1
няются следующие условия:
ракета наводится в rори
зонтальной плоскости XoOpZo
(рис. 16.3);
отрезок ЦIЦ2, характери
зующий расстояние Z между
двумя целями, перпендикулярен
вектору V р скорости ракеты;
ССН должна обеспечивать
поражение хотя бы одной из двух
целей с вероятностью Рпц==0,8
при эффективном радиусе поражения R ф.
Из (1.20) следует, что для обеспечения РI111==0,8 необходимо, что
бы Jfi: = 0,5R)ф . Если z»R (I" то вероятность Toro, что ракета проле
тит вблизи одной из целей на расстоянии, не превышающем 2Jfi:,
будет мала, а соответственно будет мала и вероятность поражения цели.
Ц2
az
6Z
Zo
Рис. 16.3
353
Из рис. 16.3 видно, что для поражения хотя бы одной цели необ
ходимо, чтобы разрешающая способность aZ== Zl11il1 была Toro же поряд
ка, что и ошибка наведения
()z = 2R эф = 4.[0: . (16.12)
Отсюда следует, что разрешающая способность по уrлу
б<Рr' = 4А / д . (16.13)
Тоrда при .JD: ==10 м, Д==40 км, б<р,.==0,06 0 . Обеспечить такую BЫ
СОI(УЮ разрешающую способность по уrлу в современных prc практи
чески невозможно.
Однако по мере приближения ракеты к целям уrол
между ними будет возрастать и при некоторой дальн<?сти станет больше
yrла &Pr. Начиная с этоrо момента, prc перейдет на автоматическое сопро
вождение одной из целей. В [17] показано, что этот уroл определяется зна
чением &p, . (0,8...0,9)e, rде е ширина диаrpаммы направленности антенны
paI(eтbI по уровню половинной мощности. Если разрешение целей по Ha
правлению произоито на достаточном удалении, то ССН успевает ycтpa
нить ошибки управления по уrловым координатам и одна из целей будет
поражена. В связи с этим при обосновании требований к разрешающей
способности РЭССН ракеты вместо (16.13) используют формулу
b<Pr = 4.JD: / Д шiп ' (16.14)
rде Дl11iп минимальное расстояние, на котором ракета способна YCTpa
нить ошибку наведения с дисперсией Oz.
Разрешающая способность prc по дальности и скорости сближе
ния определяется соответственно шириной спе[(тра СПЦ и полосой
пропускания узкополосноrо фильтра автоселектора скорости.
Следует подчеркнуть, что существенноrо улучшения разрешаю
щей способности по уrлам можно получить за счет TpaeKTopHoro управ
ления наблюдением, дающеrо ВОЗМОJl(НОСТЬ, наряду с решением OCHOB
ной задачи наведения, реализовать, так называемое доплеровское
обострение луча. Суть этоrо приема состоит в выборе такой траектории
полета, при [(оторой близкорасположенные цели разрешаlОТСЯ не за счет
диаrраммы направленности антенны, а за счет различия доплеровских
частот, отраженных от этих целей сиrналов [29].
16.3. УСТОЙЧИВОСТЬ СИСТЕМ САМОНАВЕДЕНИЯ
Проводимый далее анализ позволяет оценить влияние условий
применения и параметров составных частей РЭССН в основном иве
и сур на их устойчивость. Такой анализ необходим как для rpaMoTHo
354
ro выбора параметров и показателей эф(рективности ИВС и СУР, так и
для разработки предложений и рекомендаций летному составу по наи
лучшим вариантам применения авиационной техники.
Необходимо отметить, что при использовании импульсных БР лс
и prc первичные измерения дальности, скорости и уrловых координат
формируются дискретно, после накопления принятых радиолокацион
ных сиrналов. Однако, обычно, интервалы времени между поступле
ниями принимаемых сиrналов существенно 1еньше постоянных BpeMe
ни следящих измерителей. Это дает возможность считать РЭССН aHa
лоrовыми с использованием соответствующеrо математическоrо аппа
рата, oCHoBaHHoro на применении преобразований Лапласа, аналоrовых
передаточных функций и критерия устойчивости Рауса rурвица.
Вместе с тем, в последнее время стали получать широкое распро
странение РЭСУ с прерывистыми сиrналами подсвета цели (рис. 8.2),
период поступления которых может быть сравним с постоянными Bpe
мени следящих измерителей. В такой ситуации РЭССН считаются дис
кретными и для их анализа используется математический аппарат z
преобразований. Ниже будут рассмотрены оба подхода.
Общей спецификой всех типов РЭССН является их нестационар
ность. Поэтому будем анализировать устойчивость всех типов этих
систем методом замороженных коэффициентов, CYT KOToporo была
рассмотрена в 4.1. Анализ аналоrовых систем будет проводиться по
критерию Рауса rурвица в процессе исследования характеристическоrо
полинома передаточной функции замкнутых контуров наведения,
структурные схемы которых приведены на рис. 15.5 и 15.6. Дискретный
вариант структурной схемы РЭССН ракеты с ПАРrс при использова
нии прерывистоrо сиrнала подсвета цели будет получен на основе рис.
15.6. Принимая во внимание большую сложность указанных схем, целе
сообразно в начале упростить их до уровня, позволяющеrо получить
достаточно простые соотношения, которые связывают условия приме
нения и параметры ивс и сур с показателями устойчивости.
16.3.1. УСТОЙЧИВОСТЬ СИСТЕМЫ САМОНАВЕДЕНИЯ САМОЛЕТА
ПО КУРСУ В НАивыrОДНЕЙШУIО УПРЕЖДЕННУЮ ТОЧКУ ВСТРЕЧИ
Проанализируем устойчивость контура самонаведения самолета
по курсу в НУТВ на основе линеаризованной структурной схемы, при
веденной на рис. 15.5. При этом сделаем следующие допущения.
Весь временной интервал функционирования РЭССН разбит на дoc
таточно малые промежyrки времени, в пределах которых все переменные
пара метры кинематическоrо звена и оу можно считать постоянными. Ko
нечный вывод об устойчивости будer сделан в том случае, если критерий
Рауса rурвица выполняется для каждоrо исследуемоrо промежутка.
355
Уrол и уrловая скорость лв в иве есн оцениваются безынер
ционным радиолокационным уrломером со скоростной коррекцией и
индикаторной стабилизацией (п. 11.1.2) с идеальной развязкой антенны
от уrловых колебаний самолета. Тоrда передаточные функции уrломе
ра, приведенноrо на рис. 15.5, определяются соотношениями
Ф ((>1- (р) = К<р' Ф 001" (р) = рК дус ' (16.15)
rде Kq> и к дус соответственно коэ(l)(!>ициенты передачи уrломера и
датчика уrловой скорости.
Формирователь сиrнала tlyr (15.31), (15.32) безынерционный (Tyr==O)
с [(оэ(l>q>ициентом передачи Kyr, САУ и ОУ также считаются безынерцион
ными. В связи С этим передаточная q>ункция звеньев, расположенных на
рис. 15.5 между точками А и С, определяется соотношением
W ..с(р )== К..с.
С учетом сделанных упрощений структурная схема, приведенная
на рис. 15.5, преобразуется к виду, показанному на рис. 16.4, rде
6Ф к
Д
К дv
РКэ(,)Д
J цr
КК3
Т КЗ P 1
6 E !:Iw l
I
I
1
Р
K
K
W r
Er
4J
J r
1
VcP
Рис. 16.4
J цr
КК3
Т КЗ P 1
1
Р
w Э (Р)
К2:
W r
Er
J r
K
VcP
Рис. 16.5
356
Ку = Кдv'
к-зю = КдуJ<.дJ<-д, Kr = Кнl rК-Зе ,
(16.16)
а К д определяется из (15.28), причем
КдооК д = 1.
(16.17)
для удобства получения передаточной функции замкнyrой системы,
в которой входным сиrналом является ускорение цели jцr, а выходным
ускорение самолета jr, выполним структурные преобразования за счет пе
реноса звена lN c p через усилительное звено yrломера Ку. После этоrо объ
единим параллельные ветви Еr Д и ErKy В одну цепь. Тоrда структурная
схема, показанная на рис. 16.4, без учета цепей формирования ошибки <Pk,
преобразуется к виду, показанному на рис. 16.5, rде
Wэу(р)= Ку РКэroД. (16.18)
в таких условиях передаточная функция замкнутой системы оп
ределяется соотношением
[Ккз W эу (р )W L (р)] /(Т кз Р l)р
Ф(р) = ,
1 + Ккз W эу (р )W L (р )/(Т кз Р l)р
(16.19)
9
в котором
W (р)= К 1
L I+KLKy/V e P
Tve = У С / KLKy .
(I/К у )У е р
Tvep+l
( 16.20)
(16.21)
Следует отметить, что Т УС величина положительная, так как
Kr<O и Ку<О.
vIспользуя (16.18) и (16.20) в (16.19), получаем:
ККЗ (К у K-ЗЮЦР)VсР/(Т кз P l)p(TvcP+ l)К у
Ф(р) =
1 + Ккз (Ку к-зюц Р )VеР/(Т кз Р l)p(TvcP + I)К у
ТдР+КкзVе
2 .
т кз TveP + (Т кз + Т д Tve)P + Ккз У С 1
( 16.22)
При получении (16.22) было учтено, что
Т д = Т кз К эro УС / Ку'
(16.23)
т КЗ==КI('JД' а Ку, определяемый соотношениями (16.16) и (7 .16), отрица
тельная величина.
357
Для устойчивости контура самонаведения с передаточной (I)YHK
цией (16.22) необходимо и достаточно, чтобы
т J("J Т ус>О,
т J("j+ Т Д Т \'с>О,
К кз Yc I>O.
Условие (16.24) выполняется автоматически. Из
подстановки в Hero (16.21), (16.23) и (7.46) получим
Д ( 1 К зro У С » У С . Ку > ( 2Vсб + КXI) k,c.
2V сб Ку KrKy ДК}:}'(
Поскольку Ку<О, то для удовлетворения (16.27) дол)кно еще BЫ
полняться условие
К эы < 1 2V Сб / Д Krl.
Из неравенства (16.26) следует, что
у с >2У сб. (16.29)
Принимая во внимание соотношение (16.16), после анализа (16.27)
(16.29) мо)кно прийти к следующим выводам.
Коэффициенты передачи уrломера по уrлу К<р и по уrловой CKO
рости К дус , дальномера К д и вычислителя параметра рассоrласования
K 1I1 , Ку не MorYT выбираться произвольно. Они должны находиться в
cTporo определенных соотношениях ме)кду собой и с коэффициентом
Кас передачи СА У и самолета, зависящих от скоростей самолета и
сближения и текущей дальности до цели.
Выполнение условий (16.27) и (16.28) для каждоrо момента Bpe
мени требует использования суrубо нестационарных каналов оценива
ния дальности и уrловых координат, что неудобно. Во избе)кание этоrо
достаточно выполнить неравенства (16.27) и (16.28) для наиболее жест
ких условий, коrда скорости У С и V сб соответственно равны своим ми
НИ lальным и максимальным значениям Vс:=:Vсшil1, Vсб==VсбIШ1Х' а даль
ность равна минимальной дальности Дтiп выхода из атаки. Тоrда требо
вания (16.27) и (16.28) трансформируются к виду
К ( 2VСбt11ах К ) .
у > + эы с шil1 '
Дl11il1 Kr
( 16.24)
( 16.25)
( 16.26)
(16.25) после
( 16.27)
( 16.28)
( 16.30)
К 2Vсб тих
зы <
Дl11iП К L
(16.31)
При :этом следует учесть, что минимальные значения V сшiп долж
ны одновременно удовлетворять условию (16.29). Кроме Toro, из (16.29)
следует вывод о том, что при сделанных допущениях устойчивое caMO
наведение по курсу в НУТВ возможно лишь в зпс на доrонных курсах.
Более детальный анализ с учетом реальных динамических
свойств СА У и самолета свидетельствует о возможности устойчивоrо
самонаведения до расстояния в несколько километров до цели и в ппс
на встречно------пересекающихся курсах [46]. При самонаведении в PY HOM
и директорном режимах оно устойчиво при любых ракурсах перехвата,
поскольку летчик способен выполнять (l)ункции корректирующеrо звена.
Все выводы, полученные для rоризонтальноrо канала, справедли
вы и для канала наведения самолета в вертикальной плоскости.
16.3.2. УСТОЙЧИВОСТЬ КОНТУРА САМОНАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ
ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ МЕТОДА ПРОПОРЦИОНАльноrо НАВЕДЕНИЯ
Проанализируем устойчивость контура управления ракетой в
плоскости 1 1 (рис. 7.9) при ее пропорциональном самонаведении, oc
новываясь на линеаризованной структурной схеме рис. 15.6. Эту схему
будем исследовать методом замороженных коэффициентов ( 4.1) при
слеДУIОЩИХ допущениях:
уrловая скорость ЛВ оценивается инерционным радиолокацион
ным следящим уrломером по правилу (15.42);
скорость сближения оценивается безынерционным автоселекто
ром скорости по закону (15.40);
собственное ускорение j 1 измеряется безынерционным акселеро
метром (15.41) с коэффициентом передачи Kj ==1;
сур и ракета безынерционные звенья с эквивалентным коэф
фициентом передачи I<c p .
На основе этих допущений структурная схема, приведенная на
рис. 15.6, упрощается до вида, показанноrо на рис. 16.6. ТОI'да переда
точная функция замкнутой системы, в которой входным сиrналом явля
ется поперечное ускорение цели jцl, а выходным промах ракеты Ь,
определяется формулой
Ф ( ) ККЗ д2 /(Т кз p l)Yo
(.. Р
1 + КК'] KI- IВC Кер V еб /(Т кз р l)(ТО)р + 1)
[КК'} Д 2 / У О ](Т о)р + 1)
2 .
ТкзТО)р + (Т кз TO))p+ ККЗ К И8С Кер V еб l
При получении (16.32) считалось, что
К и8е = K(KO)NoKv.
( 16.32)
(16.33)
359
КК3
Т КЗ p 1
Д2 h 1
У О
J u 1
Кы
Т w Р+l
I Ucot
I
I
K 1 N o K v \/С6
K CF
Ы 1
U w
J 1
Рис. 16.6
Анализ характеристическоrо полинома (16.32) свидетельствует о
том, что для обеспечения устойчивости рассматриваемоrо контура ca
монаведения необходимо и достаточно, чтобы в каждый момент BpeMe
ни выполнялись условия:
т К"3 Т W > О ;
Ткз Тro>О;
ККЗ К ИПС Кср V сб 1 > О.
( 16.34)
( 16.35)
( 16.36)
Соотношение (16.34) выполняется автоматически. Для выполне
ния условия (16.35) необходимо, чтобы постоянная времени уrломера
не превышала постоянную времени кинематическоrо звена (7.46):
Тоо < Д / 2V сб . (16.37)
Оrраничение (16.37) будет заведомо выполняться для любоrо
момента времени, если
т ro < Дк / 2VсБПlах ,
( 16.38)
rде Дк дальность окончания самонаведения.
Из (16.36) следует условие
КИDс>2/Кер. (16.39)
Анализ (16.38) и (16.39) с учетом (16.33) свидетельствует о том,
что технические показатели ИВС (ТШ, К ю , Ky К), N o ) нельзя выбирать
произвольно. Они должны находиться в cTporo определенных COOTHO
шениях с показатеЛЯ IИ сур и ракеты (Кер) И Bcero контура caMOHaBeдe
ния (Дlnil1 и Vебlnах). Следует отметить, что при выполнении условий
(16.38) и (] 6.39) никаких оrраничений на ракурсы перехвата не накла
дывается. При JTOM соотношение (] 6.39) уточняет оrраничение (7.47),
полученное при качественном рассмотрении структурной схемы KOHTY
ра самонаведения на рис. 7.11.
360
Следует отметить, что все выводы, сделанные в результате aHa
лиза устойчивости канала управления ракет в плоскости 1 1, имеют
смысл и для плоскости 2 2.
16.3.3. УСТОЙЧИВОСТЬ КОНТУРА САМОНАВЕДЕНИЯ РАКЕТ «B B»
С ПОЛУАКТИВНОЙ prc И ПРЕРЫВИСТЫМ сиrНАЛОМ ПОДСВЕТА ЦЕЛИ
Весьма распространенным видом рэсу ракет «B B» являются
системы самонаведения с полуактивными prc 8.3 [26] при дискретном
(прерывистом) сиrнале подсвета цели (рис. 8.2). Использование дис
KpeтHoro режима работы измерителей предопределяет зависимость
показателей устойчивости и точности контура наведения с ПАРrс не
только от параметров системы и условий применения, но и от периода
поступления отраженных сиrналов.
Проанализируем устойчивость контура наведения с ПАРrс при
условии, что соблюдаются следующие предположения:
для наведения ракеты используется метод пропорциональноrо
наведения (7.32);
уrломер prc аппроксимируется усилительным звеном с коэффи
циентом передачи Ку== 1 ;
кинематические уравнения, определяющие связь параметров аб
солютноrо и относительноrо движения целей, определяются соотноше
ниями (7.45), (7.46);
текущий промах определяется соотношениями (7.52), (7.53);
бортовая РЛС самолета носителя работает в режиме дискретноrо
сопровождения целей с периодом Т обращения к ним, при этом время
облучения каждой из l:IИХ tи«Т;
за время t H подсвета цели prc осуществляет ее автоматическое
сопровождение по уrлам и скорости сближения, а в остальное время
т tH происходит запоминание измеренных величин.
В рассматриваемых условиях применения уrломер prc с учетом
ero безынерционности можно отобразить совокупностью ключа и
фиксатора, называемоrо также :Jкстраполятором нулевоrо порядка. Ta
кой фиксатор обеспечивает неизменность выходноrо сиrнала уrломера в
течение периода Т tH и имеет передаточную функцию
1 е sT
Wф(s) = , (16.40)
s
rде s здесь и в последующем оператор преобразования Лапласа.
С учетом введенных допущений получается показанная на рис.
16.7 дина 1ическая структурная схема линеаризованноrо контура caMO
наведения ракеты по методу пропорциональноrо наведения в плоскости
1 3806
361
1..1 при использовании дискретноrо сиrнала подсвета цели, создаваемо
ro БРЛС истребителя.
Входным воздействием рассматриваемоrо контура является YCKO
рение цели j \ц В плоскости 1 1, а ero выходным параметром текущий
промах h\t. Ь-----ключ символизирует ту часть prc, rде непрерывные вели
чины преобразуются в дискретные. Контур самонаведения замыкается в
те моменты времени, коrда БР лс истребителя подсвечивает поражае
мую цель.
При анализе дискретных систем существенное значение имеет
место расположения ключа. Из рис. 16.7 следует, что импульсный
элемент находится в цепи обратной связи. Математическим аппаратом,
используемым для исследования дискретных следящих систем, является
теория Z преобразований.
Кинематическое
звено
j1ц
ККЗ
Т кз s..l
(...)1
д2 h 1t
У О
il
prc... C!:IP... nИНИМНК8 p
l"e Ts
s
6 клlt Ч
N o V c6
Рис. 16.7
Для дискретных моментов времени немоди(рицированное (обыч
ное) Z преобразование уrловой скорости ffi\(Z) получается на основании
формулы [40, 75]
Z{jlц (s)WК'з (s)}
0)1 (z) = , ( 16.4 1 )
1 + Z{ W ({] (s ) W 1 (s) }
rде z==e sT комплексная переменная в системе Z преобразований;
j\It(s) преобразование Лапласа нормальноrо ускорения j\ц(t) цели;
Wю(s) = Ккз передаточная функция I<инематическоrо звена;
т кзs 1
1 е Ts
W\ (s) = N() V сб передаточная q)ункция последовательно соеди
s
ненных фиксатора и пропорциональноrо звена, отображающих динами
чеСI<ие свойства prc, сур и ракеты.
362
Отметим, что обычное понятие передаточной функции в виде OT
ношения изобра)l(ения выходноrо сиrнала к изображению входноrо, как
это имеет место в радиоэлектронных следящих измерителях с импульс
HЫ 1 элементом в цепи сиrнала рассоrласования, в данном случае не
существует. Полученное выражение для Z преобразования выходноrо
сиrнала, будучи разложенным тем или иным способом в ряд по степе
ням z, дает выходной сиrнал в дискретные моменты времени пТ. При
оценке устойчивости контура самонаведения необязательно выполнять
процедуру обратноrо Z преобразования. Достаточно, чтобы корни зна
менателя в выражении (16.41) были располо)кены внутри Kpyra единич
Horo радиуса (4.6). Таким образом, для определения условий устойчиво
сти следует найти знаменатель выражения (16.41).
Запишем дискретную передаточную функцию для соединения
фиксатора, пропорциональноrо и квазистатическоrо звеньев
z 1 { К } z l { а }
W(z)=Z{W кз (s)Wl(S)}= Z К3 NоV сб = z KI '
Z s(Ткзs l) z s(s+a)
rде а == I/Т кз, КI == O,5No.
а 1 1
Приняв во внимание, что , определим Z преоб
s(s+a) s s+a
разование от каждоrо слаrаемоrо, ПОJlЬЗУЯСЬ табл. 1.8 в [13]:
Z { а } z
s(s+a) z 1
z
aT .
z e
( 16.42)
Следовательно,
W (z) == к I [ 1 z 1 т ] = к I 1 е (X: '
z e а z e а
1 е aT Z е aT + к (1 с aT )
I+W(z)==I+K 1 T = T . (16.43)
z c а Z e а .
Для нахождения Z преобразования числителя в выражении
(16.41) зададимся условием постоянства ускорения, развиваемоrо целью
jlH j lltO==const. Преобразование Лапласа для постоянной величины имеет
вид j Iцо!S. Отсюда следует, что Z преобразование числителя выражения
(16.41) с учетом (16.42):
Z { jlЦО . КК1 } =z { jlЦО . а } = K2Z . 1 e (XT (16.44)
s TK'js 1 2V сб s(s+a) z l z e aT'
rде K2== j I цо/2У сб.
363
Разделив выражение (16.44) на (16.43), окончательно получим
( ) к 2 Z (1 е aT )
0)1 Z = ,
(z I)[z e UT +KI(I e UT)]
( 16.45)
из KOToporo видно, что знаменатель имеет два корня: z)==l и
z2==e aT KI(l e aT). Соrласно [67] к условиям устойчивости имеет
отношение лишь корень Z2. ССН будет устойчива, если IZ21<1. Посколь
ку корень Z2 вещественный, то условие устойчивости запишется в виде
1<e aT KI(l e aT)<l.
( 16.46)
Следовательно, ССН будет устойчива, если ее параметры будут выбра
ны так, чтобы корень Z2 удовлетворял двум условиям: Z2<1 и z2> 1.
Корень z2<1 при любых значениях Т/Т K'S' если N o >2. Действительно, из
условия е aT К 1 (1 е aT ) < 1 следует (1 + l( I )е aT < 1 + к 1. Подставив
значение KI== ,5No, получим
(1 O,5No)e aT < 1 O,5No.
При N o >2 величина 1 O,5No является отрицательной, поэтому по
следнее неравенство IОЖНО записать в виде
е aT > 1 ,
откуда вытекает неравенство
е т / Т,,". > 1 ,
справедливое при любых значениях Т и Т КЗ. При N o <2 контур наведения
становится неустойчивым.
Из условия Z2> 1 следует, что при No>2 должно выполняться He
равенство
е т / Т ,,_. < 0,5 N о + 1 .
O,5N o 1
(16.47)
в частности, для N o ==6 должно удовлетворяться соотношение
е Т / ТК1 <2. Если условие (16.47) не выполняется, то контур ССН становит
ся неустойчивым. На малых расстояниях до цели выполнение условия
(16.47) может оказаться невозможным. Поэп10.Аtу задача выбора периода
подсвета Т заКJl10чаеlпся в подборе 111аКО20 е20 Зllачеll11Jl, при K0I110pO.A1.
364
llapYlueuue условия успl0йчuвостu происходит в AfOA-tеllпl вреАtеllU, КО2да
управление ракетой в процессе ссиtОllаведеllия праКlпическu заКО1lчеIl0.
Устойчивость ССН можно оценить также по виду ее переходной
характеристики, т.е. по реакции ССН на единичное входное воздейст
вие. Если для расчета дискретной переходной характеристики W1(nT)
воспользоваться формулой ([32], 10.46), а для нахождения вычета в
простом полюсе формулой ([32], 10.47), то получим
оо 1 (пТ) = К2 [1 ( Z2)n].
1 +Кl
Отсюда следует, что при IZ21> 1 переходный процесс становится pacxo
дящимся. .
Полученные результаты по выбору параметров, обеспечивающих
устойчивость ССН, можно пояснить с помощью рис. 16.8, на котором
кинематическое звено смоделировано в виде интеrратора, охваченноrо
положительной обратной связью. Наличие положительной обратной
связи делает кинематическое звено неустойчивым: при постоянной
величине входноrо воздействия j выходной сиrнал 001 будет непре
рывно возрастать. Чтобы нейтрализовать положительную обратную
связь в кинематическом звене, в системе самонаведения с непрерыв
ным сиrналом подсвета цели создается постоянно существующая цепь
отрицательной обратной связи. Эта цепь содержит prc; сур и дина
мику ракеты. При методе пропорциональноrо наведения вне зависимо
сти от ракурса атаки цели непрерывная ССН при N o >2 остается устой
чивой (см. 7.4). В дискретном контуре самонаведения также требуется
выполнение условия N o >2, но, кроме этоrо, необходимо соблюдение
условия (16.47). Нарушение последнеrо условия может привести к
неустойчивости контура самонаведения на конечном участке.
( 16.48)
2V сб
il
l , G.)1
Дt s
Кинематическое
звено
А2 h 1t
"-
V o
jlц
prc cyp Ilинамика ур
1 e Ts
5
б к'nю Ч
N o V c6
Рис. 16.8
365
Ранее был рассмотрен случай, коrда в prc про изводится запоми
нание измеренноrо значения 001 на время отсутствия сиrнала подсвета
цели. Возможны и друrие варианты построения prc. Так, в COBpeMeH
ных системах наведения радиолокационные измерители комплексиру
ются с автономными измерителями, в качестве которых используются
датчики линейных ускорений [46]. Если полаrать, что датчики линей
ных ускорений работают без ошибок, а параметры модели кинематиче
cKoro звена идентичны ero действительным параметрам, то CTPYKTYP
ную динамическую схему контура самонаведения ракеты можно пред
ставить в виде, показанном на рис. 16.9.
j1ц
ККЗ
Т кэ s 1
Q
1:\2 h 1t
V o
ККЭ
Т кэ s 1
О КIIЮЧ
N o Vсб
1 e т s
s
Рис. 16.9
Для оценки устойчивости такой системы необходимо повторить
вычисления, которые были проделаны выше. В этом случае выражение
для переда
точной функции W1(S) будет иметь вид
W 1 (s) = N o V сб (Т кз s 1)(1 е ST)
(Т K'jS 1 + O,5N o )s
( 16.49)
а внеравенстве (16.46) под а и KI следует понимать выражения
(0,5Nо I)/Тю и 0,5NoI(0,5N() 1) соответственно. Корень z2<1 для всех
значений Т при прежнем условии No>2, а из условия Z2> 1 вытекает
требование
е O,5(Nu I)T /Т 1\1 < N о 1 ,
из KOToporo следует, что выбор периода Т зависит как от постоянной
времени Тю, так и от навиrационной постоянной N o .
366
16.4. ТОЧНОСТЬ СИСТЕМ САМОНАВЕДЕНИЯ
Проанализируем точность систем самонаведения самолета по
курсу в НУТВ и ракеты с пропорциональным наведением. Иначе rOBo
ря, получим аналитические зависимости ошибок управления и промахов
от условий применения и параметров ССН и радиоэлектронных измери
телей. Исследования, проводимые на основе метода замороженных
коэффициентов, будут выполняться в два этапа. На первом этапе будут
рассмотрены динамические ошибки, а на втором флуктуационные.
Поскольку анализ точности дискретных ССН имеет ряд особенностей,
то в рамках данноrо параrрафа в качестве примера будет приведен aHa
лиз контура самонаведения ракеты «B B» с полуактивной prc при пре
рывистом сиrнале подсвета цели.
16.4.1. ДИНАМИЧЕСКИЕ ОШИБКИ СИСТЕМЫ САМОНАВЕДЕНИЯ
САМОЛЕТА ПО КУРСУ В НАивыrОДНЕЙШУЮ УПРЕЖДЕННУЮ
ТОЧКУ ВСТРЕЧИ
При анализе ССН по курсу в НУТВ используем методику, pac
смотренную в п. 5.5.1. В соответствии с ::>той методикой для получения
аналитическоrо выражения динамической составляющей ошибки управ
ления (15.37) необходимо: получить передаточную функцию по
ошибке; разложить ее в ряд по степеням р (5.46); задаться моделью
входноrо воздействия в форме (5.48) и найти ошибку управления, ис
пользуя выражение (5.49).
Все эти задачи будут решаться при следующих предположениях:
период поступления отраженных от цели сиrналов существенно
меньше постоянных времени следящих измерителей и систему HaBeдe
ния можно считать аналоrовой;
упрощенная структура ССН по курсу в НУ ТВ соответствует cxe
ме, приведенной на рис. 16.4;
К<р ==К дус ; (16.50)
цель движется с постоянным боковым ускорением
J Щ' J цrо.
Равенство (16.50) следует из допущения, что при 'V==const
u ror = pU<pr = Р<РrФ<рr(Р) = P<PrK<p = rorK<p .
Условие (16.51) предопределяет трансформацию общеrо
соотношения (5.49) к виду
(16.51)
<PK = СоjцrО '
( 16.52)
367
rде в соответствии с (5.47)
СО == Wo(p)lp=o,
(16.53)
а Wo(p)lp=o передаточная функция по ошибке в установившемся
режиме.
Из рис. 16.4 следует, что ошибка управления (15.37)
<PK = <Pr rol Д/ К ду = jr / KlKy = jцrФ(Р)/ KrKy.
(16.54)
Тоrда
W о (р )1 р=о = К l к Ф(р )1 р=о .
r у
( 16.55)
Используя (16.22) и (16.55), находим
Wo(p) = К кз УС . (16.56)
KrKy (Ккз У С 1)
Подставив (7.46), (16.16), (16.51) и (16.56) в (16.52), получим аналитиче
ское выражение
. ус
<Рк JцrО К К К ( У 2У ) '
r <р д у с сб
( 16.57)
которое определяет зависимость ошибки управления от параметров
ССН (KL" Кр) и условий применения (У с , V сб ).
Анализ (16.57) свидетельствует:
если цель не маневрирует UttrQ==O), то динамическая составляющая
ошибки управления отсутствует;
для уменьшения ошибки управления по манеВРИРУlощей цели
целесообразно увеличивать коэq)фициенты передачи Кер и KL, уrломера и
системы САУ самолет. При этом наведение нужно выполнять в ЗПС с
максимально возможной скоростью Vстах>2Vсб.
16.4.2. ФЛУКТУ АЦИОННЫЕ ОШИБКИ СИСТЕМЫ САМОНАВЕДЕНИЯ
САМОЛЕТА ПО КУРСУ В НАивыrОДНЕЙШУЮ УПРЕЖДЕННУЮ
ТОЧКУ ВСТРЕЧИ
При анализе Флуктуационных ошибок ССН самолета используем
методику, рассмотренную в п. 5.5.2. При этом необходимо определить:
источники случайных возмущений и точки их приложения на CTPYKTYP
ной схеме; передаточные функции от входных возмущений к выходной
368
ошибке при замороженных коэффициентах; мrновенные значения Флук
туационной со вляющей ошибки управления и ее статистические xapaK
теристики. Все эти задачи будyr решаться при следующих допущениях:
упрощенная структура ССН самолета соответствует схеме на рис.
16.4 при условии, что полезное входное воздействие отсутствует aцr==O);
уrломер БР ЛС имеет моноимпульсный пеленrатор и идеальную
развязку антенны от уrловых колебаний летательноrо аппарата;
первичными источниками случайных возмущений являются yrло
вые и амплитудные шумы принимаемых радиосиrналов в виде центриро
ванных raуссовских процессов с известными спектральными плотностями.
Напомним, что амплитудные шумы практически не влияют на
моноимпульсные пеленrаторы [22, 45]. Поэтому в качестве входноrо
в<?змущения будем рассматривать только уrловые шумы, воздействие
которых на уrломер проявляется в виде флуктуационных ошибок <Рф и
ЮФ оценивания уrла и уrловой скорости линии визирования. Для удоб
ства будем считать, что эти ошибки обусловлены Флуктуационной co
ставляющей Еуш уrла визирования цели (рис. 16.4) со спектральной
плотностью Оут.
Тоrда MrHoBeHHoe значение случайной ошибки управления может
быть определено по формуле
<Ркф = ЕушФф(Р)'
( 16.58)
rде Фф(р) передаточная функция от Еуш к <Ркф. Поскольку исследуется
линеаризованная ССН с замороженными коэффициентами, то при rayccoB
ском законе распределения возмущения Еуш закон распределения ошибки
<Ркф также будет rауссовским. При этом центрированный характер процес
са Еуш предопределяет равенство нулю математическоrо ожидания ошибки
<Ркф. Таким образом, для характеристики процесса <Ркф достаточно знать
ero дисперсию O cp. В соответствии с (5.51) и (5.52)
Одер = jGуш(jro) I Фф(jro) 12 dro.
2п о
( 16.59)
Примем во внимание тот факт, что ширина спектра уrловоrо шу
ма существенно превышает полосу пропускания ССН, поэтому в преде
лах этой полосы можно считать GушUro)==сопst. Тоrда (16.59) можно
преобразовать к виду
G уш K ax CO fl . 1 2 2
D L1 <p = 2 Фф(JОО) dоо=GУШКn1ах Fэф,
2пК шах о
( 16.60)
369
rде К тих максимальное значение коэффициента передачи функции
Фф(р), зависающее от коэффициентов передачи ИВС, САУ иЛА;
6F зф = 12 71 Фф(jro) 12 dro
2пК шах о
эффективная полоса пропускания системы самонаведения по уrловому
шуму (см. рис. 5.11). Анализ (16.60) позволяет сделать следующие BЫ
воды.
При замороженных коэ(рфициентах контура самонаведения ca
молета значения D&tp увеличиваются с уменьшением дальности, по
скольку при уменьшении дальности возрастает коэффициент К ду (7.16),
входящий в состав Ку (16.16). Кроме Toro, при этом уменьшается посто
янная времени кинематическоrо звена ТК') (7.46) и увеличивается спек
тральная плотность уrловоrо шума G уш .
Для уменьшения дисперсии ошибки управления необходимо
уменьшать полосу пропускания ССН и коэффициенты передачи всех ее
звеньев. Однако последнее противоречит требованиям снижения дина
мической ошибки управления (16.57), поэтому на практике значения
коэффициентов передачи звеньев контура самонаведения выбирают
исходя из компромисса между динамическими и, флуктуационными
ошибками.
16.4.3. ДИНАМИЧЕСКИЕ ОШИБКИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ
ПРИ ЕЕ ПРОПОРЦИОНАЛЬНОМ САМОНАВЕДЕНИИ
Динамическую составляющую h д промаха ракеты при пропор
циональном самонаведении проанализируем по методике, изложенной в
п. 5.5.1, при условии, что выполняются следующие допущения:
упрощенная структура ССН соответствует схеме на рис.16.6;
цель движется с постоянным ускорением
. .
Jцl = JцlО;
(16.61)
скорость сближения ракеты с целью равна относительной скорости
vсб==v о ;
( 16.62)
промах определяется по состоянию ССН на момент окончания
управления, коrда
Д == ДК.
(16.63)
Условие (16.61) позволяет преобразовать общее соотношение
(5.49) к виду
370
h д = СоjцlО = jцlОФll (Р)I р=о , (16.64)
rде передаточная функция по ошибке в установившемся режиме, сле
дующая из (16.32):
Ф ( )I = ККЗ д2/ уо
11 р р=о К К К V 1 .
К3 иве ер еб
( 16.65)
Подставляя (7.46) и (16.61) (16.63), (16.65) в (16.64) получаем
Ь д = jцlОД; /V;б (КивеКср 2).
( 16.66)
Анализ (16.66) позволяет сделать следующие выводы.
Динамическая составляющая промаха зависит как от параметров
ССН (дк, К ивс , I<c p ), так и от условий применения GцIО, V сб ).
Если цель не маневрирует GцIО==О), то промах равен нулю. Это об
стоятельство еще раз подчеркивает тот факт, что МПН является опти
мальным при наведении на неманеврирующие цели. При jцlо;t:О для
уменьшения промаха необходимо увеличивать коэффициенты К и8с , p
передачи ИВС и системы CYP paKeTa. В соответствии с условием
(16.39) ситуация, коrда hд ОО, при Кивс р==2 соответствует потере yc
тойчивости системы самонаведения.
Эффективным средством уменьшения промахов при наведении
на маневрирующие цели является уменьшение значений ДК дальности
окончания самонаведения. Смысл этоrо явления поясняется рис. 5.6, а
возможные пути уменьшения ДК рассмотрены в 5.2.
Из тактических приемов, позволяющих при прочих равных усло
виях уменьшить промах h д , можно рекомендовать перехват целей в
ППС, при котором увеличивается V сб.
16.4.4. ФЛУКТУ АционныE ОШИБКИ
СИСТЕМЫ YDРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ ПРИ ЕЕ ПРОПОРЦИОНАЛЬНОМ
САМОНАВЕДЕНИИ
ДЛЯ приближенноrо анализа флуктуационной составляющей h ф
промаха ракеты используем методику, рассмотренную в п. 5.5.2, при
следующих допущениях:
каналы управления ракетой в плоскостях управления 1 1 и 2 2
(рис. 7.9) независимы и не влияют друr на друrа, поэтому будем pac
сматривать канал управления только в плоскости 1 1 ;
упрощенная структура ССН соответствует схеме на рис. 16.6 при
условиях, что полезное входное воздействие отсутствует Gцl==О) и пара
метры динамических звеньев «заморожены»;
выполняются оrраничения (16.62) и (16.63);
371
Kl JoKy' Усе: К СР Ккэ
Т КЗ p 1
KUJ
Tw Р+1
(,JqJ
д2
У Сь
h.:p
Рис. 16.10
в prc используется уrломер с моноимпульсным пеленrатором и
идеальной развязкой антенны от уrловых колебаний ЛА;
источником возмущений являются уrловые шумы, которые прояв
ляются в виде флуктуаций UЫФ оценки уrловой скорости на выходе yr
ломера (см. рис. 16.6), представляющих центрированный rауссовский
процесс с известной спектральной плотностью Gыф. С учетом сделанных
допущений структурная схема ССН, представленная на рис. 16.6, пре
образуется к виду, показанному на рис. 16.10. На основании этой схемы
можно получить
h ф = u(J)(l) Ф Ф (р) ,
(16.67)
rде
KINoKv VСбксрккзД2 /[V сб (Т К1 p l)]
Фф(р) =
1 + K1NoKv VсБКсрКкз Коо /[(Т кз Р 1)(Тоор + 1)]
К} NoKv VсБКсрКкз д2 (ТооР + 1)
2 .
Т кз ТооР + (Т кз Тоо)Р + KI NoKv VсБКсрКкз Кю 1
( 16.68)
Из (16.68) следует, что максимальный коэффициент передачи
ССН по уrловому шуму, имеющий место при р==о, определяется COOT
ношением
2
КINоКvКсрД
Кmах
VC6(KINoKvKcpKro 2)
( 16.69)
Анализ в рамках rипотезы линеаризованной ССН с заморожен
ными параметрами позволяет прийти к заключению, что процесс h ф
также является центрированным и rауссовским. В соответствии с (5.52)
и (5.53) дисперсию 3Toro процесса в каждый момент времени можно
вычислить по формуле
372
1 00 G к 2 00
Dh = f Gыф I Фф(jro) 12 dro= ыф 2 тах 51 Фф(jro) 12 dro=
2п о 21tК шах о
G(1) кfN к к рд4&:jф
22'
Vсб(К)NоКvКroКср 2)
(16.70)
rде Капах определяется соотношением (16.69), а
дF эф = 12 jlФф(jro)12 dro
2хК шах о
Jффективная полоса пропускания (см. рис. 5.11). Кроме Toro, при полу
чении (16.70) было учтено, что в пределах F'Эф спектралЬНУJО плотность
a уrловоrо шума можно считать постоянной. Тоrда дисперсия D hK
промаха h фк на момент окончания самонаведения, коrда Д Д к, опреде
ляется выра)кением
2 N 2 2 2 4
GroфкК) оКvКсрДкМэф
D hK 2 2 ' ( 16.71 )
Vсбк(К)NОКVК(J)КСР 2)
в котором индекс «к» обозначает состояние параметра на момент OKOH
чания самонаведения. Исследовав (16.71), можно сделать следующие
выводы.
Величина D 11K определяется как параметрами ССН (KI, N o , Ку, :К: р ,
КО» дК, F'Эф), так и условиями применения (G ю V сбк ). Для уменьшения
дисперсии D hK необходимо уменьшать дальность дк неуправляемоrо
полета (см. рис. 5.6), уменьшать эффективную полосу пропускания F'Эф
и снижать значения коэффициентов K 1 , N o , К у , Кер ивс, сур и ракеты.
Последнее объясняется уменьшением весовых коэффициентов, с KOTO
рыми поrрешности tl w преобразуются в ошибки фОр1vlирования парамет
ра рассоrласования (15.39) и промах ракеты.
В качестве тактическоrо приема, позволяющеrо уменьшить h фк ,
можно_ рекомендовать перехват целей в ППС, во время KOToporo при про
чих равных условиях достиrаются наибольшие значения V сб. Увеличение
D hK , при KINoKvI<roКep 2 обусловлено снижением запаса устойчивости,
потеря которой имеет место тоrда, коrда K1NoI<yKJ<cp==2 (16.39).
Необходимо отметить, что требование снижения коэффициентов пе
редачи ивс, СУР и ракеты, позволяющее уменьшить значение дисперсии
D hK , противоречит требованию умеJ:Iьшения динамической ошибки (16.66).
В связи с JТИМ значения этих коэффициентов выбирают исходя из KOM
промисса, обеспечивающеrо минимум суммарной ошибки.
373
в то )I(e время уменьшение дк и увеличение V сб вызывают уменьше
ние как динамической, так и флуктуационной составляющих промахов.
В заключение отметим, что динамичеСI(ие и q>луктуационные ошиб
ки ССН самолетов и ракет с учетом влияния большеrо LIисла оrраничений и
параметров систем управления более детально исследованы в [46].
16.4.5. ДИНАМИЧЕСКИЕ ОШИБКИ СИСТЕМЫ САМОНАВЕДЕНИЯ
р АКЕТЪ1 «В..В» С ПОЛУАКТИВНОЙ prc ПРИ ПРЕРЫВИСТОМ СПЦ
Расчет дина1\1ической составляющей пром:аха ракеты в плоскости
1 1 при пропорциональном самонаведении будет осуществлен при сле
дующих допущениях:
каналы управления ракетой являются независимыми
упрощенная структура ССН соответствует схеме, показанной на
рис. 16.7;
цель движется с постоянным ускорением JJu J IцО;
скорость сближения ракеты с целью равна относительной CKOpO
сти Vсб==V о ;
промах определяется по состоянию ССН на момент окончания
управления, коrда д==дк.
Так как ускорение цели постоянно, то для нахождения динамиче
CKO ошиБI(И воспользуемся знанием переходной характеристики KOH
тура самонаведения. Поскольку дк и У ОК считаются известными, то в
I(ачестве переходной характеРИСТИI(И можно .использовать переходную
характеристику уrловой скорости линии визирования, описываемую
уравнением (16.48). Это уравнение позволяет получить формулу для
динамической ошибки в конце наведения l1 к т в виде
h ду = Д; oo((nKT)= Д; К2 ( Z2)nK].
V сб V сб l+Kl
Обычно n K »I. Тоrда при I z 2 1 <1 из (16.72) при учете равенств
KI== ,5No, К2== j lцо/2V сб следует
(16.72)
2 .
11 = Дк JlцО
ду У 2 N 2 .
сб О
(16.73)
Отметим, что при I z 2 1 > 1 динамическая ошибка с ростом п к YBe
личивается, поскольку при этом нарушается условие устойчивости.
Результат (16.73) можно получить также и из выражения для ус--
тановившеrося значения динамической ошибки
374
. z 1
h дуст = 11т h1t (z),
z l Z
(16.74)
при условии, что дальность Д==ДК и относительная скорость V о==V.. ж счи
таются известными.
С учетом формул (7.52) и (16.48)
h ll . m z l K2z(1 e aT) Д Д jlHo
(16.75)
дуст z l z (z l)[z e aT +Кl(l е аТ)]V;б V;б No 2.
Анализ (16.73), (16.75) позволяет сделать следующие выводы.
Как и в непрерывных ССИ, динамическая составляющая промаха
зависит не только от параметров ССИ (ДК, N o ), но и от условий приме
нения (jlцО, v сб ). Если цель не маневрирует (jluO==O), т<? промах равен
нулю. При jlцо:;tО для уменьшения промаха необходимо увеличивать
коэффициент N o передачи prc. в соответствии с выражением (16.75)
ситуация, коrда при N o ==2 bдycт OO, соответствует потере устойчивости
системы самонаведения.
В формулах (16.73), (16.75) отсутствует значение периода под
света Т. Однако это вовсе не означает, что динамическая ошибка не
зависит от Т. Действительно, если период Т выбран так, что условие
устойчивости нарушается при Д> Дк, то динамическая ошибка, как это
следует из (16.75), увеличивается с ростом Т, так как при этом I z 2 1 > 1.
Формулы (16.73), (16.75) справедливы для ошибок ССН в TaKTO
вых точках, кратных Т, коrда происходит замыкание контура наведения.
Ошибки в промежуточных точках интервала Т нарастают и MorYT суще
ственно отличаться от ошибок в тактовых точках. Для вычисления ди
намических ошибок в промежуточных точках необходимо воспользо
ваться аппаратом Z преобразований для смещенных выборочных функ
ций, т.е. так называемым модифицированным Z преобразованием, что в
определенной степени усложняет исследования.
Выше для простоты при анализе учитывалась лишь инерцион
HOCT кинематическоrо звена, с помощью KOToporo замыкается контур
самонаведения. Перейдем к оценке влияния инерционности элементов
самой сси на динамические ошибки наведения. Будем считать, что
ИВС, по прежнему, описывается безынерционным звеном с коэ(I)Фици
ентом передачи N o V сб, а динамические свойства сур и ракеты xapaKTe
ризуются инерционным звеном
Wcp(s) = т 1 l '
cps+
(16.76)
375
rде Тер постоянная времени звена. Остальные допущения остаIОТСЯ
прежними. Тоrда структурная схема контура самонаведения приобретет
вид, показанный на рис. 16.11.
КинеМ8тическое
звено
jt
Jё yP.. ДИН 8 МИ К8!"уplr
1 11
I 1 I N
1 Тср s+l 11 о V C6
!" I
prc I
l"e Ts I
s
n 2 h 1t
V o
jtц
ккз
Т кз s 1
(.)t
L
...JL...
Рис. 16.11
Воспользуемся методикой вычислений динамичеСI(ОЙ ошибки,
основанной на формуле (16.74), соrласно которой необходимо для при
нятых условий найти новое значение уrловой скорости ffi(Z). В отличие
от предыдущеrо случая в q)ормуле (16.41) изменится передаточная
функция W1(S), определяемая теперь передаточными ФУНКЦИЯМИ после
довательно соединенных фиксатора, пропорциональноrо и инерционно
ro звеньев
W\ (8) = N o V сб (1 e sT) .
(Т ер S + l)s
(16.77)
Для получения дискретной передаточной функции
{ } z 1 { К кз }
W(Z)=Z W кз (S)W1(S) = Z NОV сб
Z s(T кз s l)(T cp s + 1)
(16.78)
воспользуемся известной формулой [13]
Z { a } = + Z
s(s+a)(s+ ) z 1 (a )(z e aT)
a:z
(a f3)(z e T) ·
( 16.79)
Выражения в фиryрных скобках в (16.78) и (16.79) совпадают,
если в (16.78) ввести следующие обозначения a== l/TK'i' ==l/Tcr'
к 1 == NoI2. Вычислив по формуле (16.41) 001 (z) И подставив ее значение в
выражение (16.74), получим формулу для динамичеСI(ОЙ ошибки, COB
376
падающую с (16.75). Таким образом, инерционные свойства сур и pa
кеты в установившемся режиме не влияют на динамическую ошибку
наведения. Последняя, как и раньше, зависит от эквивалентноrо коэф
фициента передачи ССН, обозначаемоrо через N o .
16.4.6. ФЛУКТУ АЦИОННЫЕ ОШИБКИ СИСТЕМЫ САМОНАВЕДЕНИЯ
РАКЕТЫ «В..В» С ПОЛУ АКТИВНОЙ prc ПРИ ПРЕРЫВИСТОМ СПЦ
При оценивании флуктуационных ошибок наведения считаем, что
источником возмущений, как и в непрерывных ССИ, являются yrловые
шумы. В непрерывных ССИ они проявляются В виде флуктуаций оценки
yrловой скорости на выходе yrломера. В дискретных ССИ для использова
ния стандартной процедуры нахождения статистических характеристик
флуктуационных ошибок наведения возмущения необходимо вводить на
вход ключа. В противном случае не удается найти дискретную переда
точную функцию контура наведения, и, следовательно, невозможно приме
нить описанную выше методику оценки флуктуационных ошибок.
Если в качестве входноrо воздействия принять помеховую COCTaB
ляющую L\roф уrловой скорости линии визирования, обусловленную yrло
выми шумами, то на основе рис. 16.7 можно получить представленную на
рис. 16.12 динамическую структурную схему рассматриваемоrо контура
радиоуправления ракеты «B B» с ПАРrс при прерывистом спц.
А(..)
1 -T G
g
NоV сб
КК3 (J
ТlCзs 1
д 2 111 t
У О
Рис. 16.12
Сравнение этой схемы со схемой, приведенной на рис. 16.10 по
казывает, что она структурно отличается лишь наличием Б ключа и
1 е Ts
фиксатора с передаточной функцией Wф(s) = . Выходом pac
s
сматриваемоrо контура является промах h 1t ракеты. Ускорение цели при
определении флуктуационных ошибок наведения не принимается во
внимаНие, так как анализируется линейный контур радиоуправления.
При отсутствии преднамеренных помех математическое ожида
ние помеховой составляющей L\roф уrловой скорости линии визирования
равно нулю. ПОЭТО IУ дЛЯ ошибки h 1t математическое ожидание прома
ха П111==0 и нужно определять лишь дисперсию промаха 01,.
Наличие Б ключа в схеме на рис. 16.12 и условие, что контур радио
управления в целом является узкополосным, позволяют представить поме
ховое воздействие L\roф как дискретный белый шум с дисперсией О(1)(Р.
377
в зтом случае [13]
D = 2D blI \д4 1 jj Фф( )Фф( ) d
h v с 2 б 21tj jсю (1 + )(l ) ,
( 16.80)
rде фф( ) преобразование дискретной передаточной функции Фф(z)
контура с входным roф и выходным OJф воздействиями.
Функция фф( ) получается как результат замены z в q)ормуле для
z 1
Фф(z) на мнимую переменную = .
z+1
Передаточную функцию Фф(z) находим на основе рис. 16.15
Ф ( z ) W(z)
Ф l+W(z)'
1 е aT
rде W(z) = К) Т передаточная ('рункция последовательноrо
z e а
соединения фиксатора, пропорциональноrо и квазистатическоrо звень
ев, найденная ранее в п. 16.3.3. Отсюда следует, что
а о
Фф(z) . (16.81)
b)z+b o
Здесь: ao==KI(l e aT); b)==l; bo==K)(I aT e aT.
Используя соотношение (16.81) после введения в Hero перемен
z 1
ной = , а также (рормулу (16.80), будем иметь
z+1
4 .
D = 2D blI \Д 1 J J СЮ c( )c( ) d r
11 2 . r r ,
V сб 21tJ jсю d( )d( )
rде c( )==c) +co; d( )==d2 2+dl +do; со==ао; c) aO; d o ==l+b o ; d)==2; d2==1 bo.
Интеrpал 12 = jj c( )c( ) d является табличным [13]. Ec
21tJ joo d( )d( )
ли вычислить 12 С учетом введенных выше обозначений, то можно полу
ЧИТЬ,что
D О,5D blI (д4 N еТ/Т"J L
h 2 2.
V сб l [ о,5Nо(1 еТ/Т"') +еТ/Т"']
( 16.82)
378
Для определения дисперсии D 1Ж промаха h фк на момент оконча
ния самонаведения в формулу (16.82) необходимо подставить значения
д Д к, V сб== V сбк И Т I\j==Т I\JК, rде «к» обозначает состояние параметра на
момент окончания процесса самонаведения.
Как и для непрерывных ССИ величина D hK определяется пара
метрами ССИ и условиями применения. Дополнительно в дискретных
ССИ появляется зависимость D 11K от периода подсвета Т. Формула
(16.82) дает возможность так подобрать параметры системы радио
управления, чтобы дисперсия D hK не превышала заданноrо значения.
Следует иметь ввиду, что параметры дискретной ССИ должны
быть такими, чтобы обеспечивалась минимальная суммарная (динами
ческая и флуктуационная) среднеквадратическая ошибка наведения
ракеты.
379
АД
АЛУ
АнС
APrC
АП
АС
АС Н
АСП
АСЦРО
АЦП
УЦПУ
БВС
БИНС
БП
БПФ
БРЛС
БРЭО
«B B»
ВКС
ВМ
ВОЛС
«в п»
ВПР
ВР
ВТО
ВЦ
ВЧП
вш
[С
ДВ
ДВС
ДИСС
ДКС
дм
ДН
ДОЛ
ДОС
ДПРУ
ДПСД
380
ПЕРЕЧЕНЬ СОКРАЩЕНИЙ
амплитудный детектор
арифметико лоrическое устройство
антенная система
активная радиолокационная rоловка самонаведения
антенный переключатель
автономная система
автоматическое сопрово)кдение по направлению
авиационный стрелковый при цел
автоматическое сопровождение целей в режиме обзора
аналоrо цифровой преобразователь
аналоrо цифровой преобразователь уrлов
бортовая вычислительная система
бес платформенная инерциальная навиrационная система
боевое применение
быстрое преобразование Фурье
бортовая радиолокационная система
бортовое радиозлектронное оборудование
«воздух воздух»
вычислитель корректирующих сиrналов
вычислительный модуль
волоконно оптическая линия связи
«воздух поверхность»
вычислитель параметра рассоrласования
временной различитель
высокоточное оружие
воздушная цель
высокая частота повторения
высокоскоростная шина
rиростабилизатор
двиrатель
датчик воздушной скорости
доплеровский измеритель скорости и уrла сноса
датчик корректирующих сиrналов
двиrатель модуляции
диаrрамма направленности
доплеровское обострения луча
датчик обратной связи
датчик положения ручки управления
датчик параметров собственноrо движения
ДРЛО
ДУП
ДУС
ЖЦ
ЗВП
ЗПС
ЗРП
ЗСК
ЗУ
ИВ С
ИК
ИКС
ИОП
ИУ
ИУП
КЗ
КИИ
КРУ
КРЭБ
ЛА
ЛВ
ЛВС
лrс
ЛУ
м
МИЦ
МОС
МП
МПВС
МПИ
МЦ
ИВУ
НЗСК
НСЦУ
НУПС
НУТВ
ИЦУ
НЧП
НШ
ОБЧ
ОВПЦ
or
дальнее радиолокационное обнаружение
датчик уrловоrо положения
датчик уrловой скорости
жизненный цикл
зона возможных пусков
задняя полусфера
зона разрешенных пусков
земная система координат
запоминающее устройство
информационно вычислительная система
информационный канал
интеrратор корректирующих сиrналов
интеrратор отслеживаемоrо процесса
интеrратор управителя
интеrратор управляющеrо процесса
корректирующее звено
квазинепрерывное излучение
командная радиолиния управления
комплекс радиоэлектронной борьбы
летательный аппарат
линия визирования
локальная вычислительная сеть
лазерная rоловка самонаведения
лоrарифмический усилитель
модулятор
малоразмерная наземная цель
модуль обработки сиrналов
микропроцессор
мультипроцессорная вычислительная система
метод пропорциональноrо наведения
морская цель
нашлемное визирное устройство
неподвижная земная система координат
нашлемная система целеуказаний
непосредственное управление подъемной силой
наивыrоднейшая упрежденная точка встречи
нашлемное целеуказание
низкая частота повторения
низкоскоростная шина
обычная боевая часть
область возможноrо положения цели
опорный ('енератор
381
orp
олс
он
оос
оп
опу
ос
ОСРВ
оу
ОТН
ОЭС
ПА
ПАРrс
пво
пr
ПДП
пз
ПК
пкр
пм
по
ПОРВ
ПОС
ПП
ППОЦ
ппп
ппс
ппц
ПРД
ПРМ
ПРМОС
ПРМСС
ПРР
ПТЦ
ПЭ
РА
РВ
prc
рнп
РСИ
рен
руд
382
оrраничитель
оптико локационнаястанция
оперативное назначение
отрицательная обратная связь
оперативная память
область повышенной уязвимости
операционная система
операционная система реальноrо времени
объект управления
оперативно тактическое назначение
опто электронная система
привод (двиrатель) антенны
полуактивная радиолокационная rоловка самонаведения
противовоздушная оборона
позиционный rироскоп
прямой доступ в память
полетное задание
персональный компьютер
противокорабельная крылатая ракета
признак маневра
проrраммное обеспечение
проrраммное обеспечение реальноrо вре {ени
положительная обратная связь
признак помехи
признак приоритета опасной цели
переключение приемcrпередачи
передняя полусфера
признак поражаемой цели
передатчик
приемник
приемник отраженных сиrналов
приемник сиrнала синхронизации
противорадиолокационнаяракета
признак типа цели
процессорный элемент
рулевой arperaT
радиовысотомер
радиолокационная rоловка самонаведения
режим непрерывной пеленrации
расширяемый связный интерq)ейс
равносиrнальноенаправление
ручка управления двиrателем
РЭП
РЭССН
РЭСУ
СА
САД
САП
САПР
СА У
СБИС
СВ С
СД
СЕИ
СК
СКВ
СКО
СМ
СНП
СНС
СОП
СОЦ
СПО
СПЦ
СРТР
СРУ
ССН
СТОУ
СУА
СУБД
СУР
СУУУ
СЧП
СШП
TBrC
ТВД
TrC
тн
ТП
ТТП
УМ
УНКС
УН ОП
УНУ
радиоэлектронное подавление
радиоэлектронная система самонаведения
радиоэлектронная система управления
синтезирование апертуры
система автономных датчиков
станция активных помех
система автоматическоrо проектирования
система автоматическоrо управления
сверхбольшая интеrральная схема
система воздушных сиrналов
селектор дальности
система единой индикации
система координат
система курсовертикали
средняя квадратичная ошибка
смеситель
сопровождение на проходе
спутниковая навиrационная система
система оrраничения переrрузок
сопровождение одиночной цели
системное проrраммное обеспечение
сиrнал подсвета цели
станция радиотехнической разведки
суммарно разностное устройство
система самонаведения
статистическая теория оптимальноrо управления
система управления антенной
система управления базами данных
система управления ракетой
система улучшения управляемости и устойчивости
средняя частота повторения
сверхширокополосный
телевизионная rоловка самонаведения
театр военных действий
тепловаяrоловкасамонаведения
тактическое назначение
теплопеленrатор
тактико технические показатели
усилитель мощности
усилитель невязок корректирующих сиrналов
усилитель невязок отслеживаемоrо процесс а
усилитель невязок ускорений
383
УНУП
УНУС
УО
УПЧ
УР
УРС
УС
УСРО
УУ
УУПЧ
УФ
ЦАП
ЦМ
ЦП
ЦПУ
ЦОС
ЦУ
ЧД
ФАР
ФД
ФО
ФПО
фу
ША
ШПРМ
ШУПЧ
ШЧД
ЭКС
ЭОП
ЭПО
ЭУП
384
усилитель невязок управляемоrо процесса
устройство нормировки и уплотнения сиrналов
устройство сопряжения
усилитель промежуточной частоты
управляемая ракета
устройство расстановки строБQВ
управляющая система
устройство суммарно разностной обработки
устройство управления
узкополосный усилитель оrраничитель промежуточной
частоты
узкополосный q)ильтр
цифро аналоrовый преобразователь
центр масс
центральный процессор
центральное процессорное устройство
цифровая обработка сиrналов
целеуказание
частотный детектор
фазированная антенная решетка
фазовый детектор
фильтр оценивания
функциональное проrраммное обеспечение
функциональное устройство
широкодиапазонная антенна
широкополосный приемник
широкополосный усилитель промежуточной частоты
широкополосный частотный детектор
экстраполятор корректирующих сиrналов
экстраполятор отслеживаемоrо процесса
эффективная площадь отражения
экстраполятор управляемоrо процесса
ЛИТЕРАТУРА
1. АНlпипов В.Н., Исаев С.А., Лавров А.А., Меркулов В.И МноrоФунк
циональные радиолокационные комплексы истребителей. M.:
Воениздат, 1994.
2. Антонов Т.Н., АпаuасеllКО В.М. Противокорабельные ракеты ВМФ:
«Национальное оружие России в обеспечении безопасности rocy
дарства. Уроки ХХ века и перспективы развития. СПб.: Тр. 5 НПК
«Защита и безопасность», 2002.
3. Анцев Т.В. Формирование параметрическоrо ряда систем управле
ния высокоточноrо оружия ВМФ. Труды IV Всероссийской науч
но практической конференции «Актуальные проблемы защиты и
безопасности ВМФ России», 2001.
4. Аllцев Т.В., Сарычев В.А., Тупиков В.А., ТУрllецкий л.с. Бортовые
информационно управляющие системы высокоточноrо оружия.
Морская радиоэлектроника, 2002, NQ 1.
5. Анцев Т.В., Сарычев В.А., Тупиков В.А., Турнецкuй ЛС. Единое ин
формационное поле сенсоров РУК. ..... Тезисы доклада l й Bcepoc
сийской научно технической коференции по проблемам создания
перспективной авионики, 2002.
6. Анцев Т.В., Сарычев В.А. Тупиков В.А., ТУРllецкuЙ л.с. Особенности
интеллектуальных военных радиоэлектронных систем. ..... Морская
радиоэлектроника,2003,NQ4.
7. А1lцев Т.В., Сарычев В.А., Тупиков В.А., Турнецкий л.с. Принципы
построения бортовых информационно управляющих систем BЫCO
коточноrо оружия HOBoro поколения...... Радиотехника, 2001, NQ8.
8. Аицев ТВ., Сарычев В.А., Тупиков В.А., ТУРllецкиЙ л. с. Системы
управления летающими роботами. ..... rироскопия и навиrация, 2002,
NQ4.
9. Бабич В. Сверхманевренность истребителя. Зарубежное военное
обозрение, 1994,NQ2.
10. Баrет. Семейство ЭВМ дЛЯ специальных применений. M., КБ «Ko
pYHд M», 2000.
11. Бqра1l0в Н., ИвеllUН И., Ка1lевский М. и др. Сверхманевренность
средство побеждать. Авиапанорама, 1999, NQ 1.
12. Боевая авиационная техника: Авиационное вооружение. /Под ред.
д.и. Тладкова. .....М.: Воениздат, 1987.
13. БОЛОШU/l И.А., Быков В.В., Васи1l В.В. и др. Справочник по радиоло
кационным системам, т. 2. тод ред. Б.Х КривиЦКО20. M.: Сов. pa
дио, 1978.
14. БО'JАI Б. У Инженерное проектирование проrpаммноrо обеспечения:
Пер. с анrл. ..... М.: Радио и связь, 1985.
385
15. Буков В.Н. Адаптивные проrнозирующие системы управления поле
том. M.: Наука, 1987.
16. Буп1епUIl Н.В., Лупц Я.Л., МерКИfl Д.Р. Курс теоретической механи
ки. В двух томах. Т.l: Статика и динамика, 4 e изд., испр. M.: Hay
ка, rп. ред. q)из. мат. лит, 1985.
17. Вакии С.А., Шусп-zов Л.Н. Основы радиопротиводействия и радио
технической разведки. M.: Советское радио, 1968.
18. Вер2ес П.Л., Лайф ер Р.К. Моделирование ускорения цели для HaBe
дения тактических ракет. Аэрокосмическая техника, 1985, т.3, N23.
19. ТапиОIIОК А.В., КаЛU1l0в М.И., Селезнев И.А., Шинков В.Д. Влияние
состава орбитальной rруппировки систеrvlbI rЛОНАС на точность
определения координат. Морская радиоэлектроника, 2002, N 2.
20. rарнакерЬЯIl А.А., 3ахаревич В.Т, Лобач В. Т. и др. Радиоокеаноrра
фическое, навиrационное и информационное обеспечение rидро
авиации. TaraHpor: Trpy, 1997.
21. Три20рьев в.т Авиационные управляемые ракеты, ч.l. M.: ВВИА,
1984.
22. Дуд1/НК П.И., Чересов Ю.И. Авиационные радиолокационные YCT
ройства. M.: ВВИА, 1986.
23. Защита от радиопомех. /Под ред. М.В.Максu/иова. Сов.радио, 1976.
24. 3иН2ер Р.А. Оценка характеристик оптимальноrо q)ШIЬ1ра для слежения
за пилотируемой целью. Зарубежная радиоэлектроника, 1971, N28.
25. Зубарев Ю.Б., Вuтязев В.В., Дворковuч В.П. Цифровая обработка
сиrналов информатика реальноrо времени. Цифровая обработка
сиrналов,1998,N21.
26. Зуенко Ю., Коросп1елев С. Боевые самолеты России. M.: Элакос,
1994.
27. Ильчук А.Р., Kallau/ellKOG А.И., Меркулов В.И. u др. Алrоритмы aB
томатичсескоrо радиолокационноrо сопровождения целей в режиме
обзора. Радиотехника, 1999, NQ 11.
28. Ильчук А.Р., Меркулов В.И., Са,;\fарИIl О.еР., ЮРЧllК И.А. Влияние
интенсивноrо маневрирования целей на показатели эq)феI(ТИВНОСТИ
системы первичной обработки сиrналов в бортовой РЛС. Радио
техника,2003,N26. .
29. Каllащеflков А.И., Меркулов В.И., СQ.;иаРUII о. еР. Облик перспектив
ных БОРТОВbIХ радиолокационных систем. ВОЗМО)I(НОСТИ и оrрани
чения. M.: ИПРЖР, 2002.
30. Кириллов В. Современный воздушный бой. Зарубежное военное
обозрение, 1988,N23.
31. КОрllеев В.В., Киселев А.В. Современные микропроцессоры.
M. НОЛИДЖ, 1997.
32. Коновалов F. Ф. Радиоавтоматика: Учеб. для ВУЗов по спец. «Радио
техника». M.: Высшая школа, 1990.
386
33. Костылев А.А. Идентификация радиолокационных целей при ис
пользовании сверхширокополосных сиrналов; методы и приложе
ния. Зарубежная радиоэлектроника, 1984, NQ4.
34. Косmылев А.А., КалUIIUll Ю.Н Методы экспериментальноrо определе
ния признаков распознавания целей при использовании сверхшироко
полосных сиrналов. Зарубежная радиоэлектроника, 1992, N 1 о.
35. Коutелев В.И., Шипилов С.Э., Якубов в.п. Восстановление формы
объектов при малоракурсной сверхширокополосной радиолокации.
Радиотехника и электроника, 1999, т. 44, NQ 3.
36. КОluелев В.И., Шuпилов С.Э., Якубов в.п. Использование метода
rенетических функций для восстановления формы объектов в мало
ракурсной сверхширокополосной радиолокации. Радиотехника и
электроника, 2000, т.45, N 12.
37. Красовский А.А., Белоzлазов А.А., ЧUZUIl r.п. Теория корреляцион
но экстремальных систем. M.: Наука, 1979.
38. Красовский А.А., Вавuлов Ю.А., Сучков А.И. Системы автоматиче
cKoro управления летательных аппаратов. M.: ВВИА, 1986.
39. Красовский А.А., Лебедев А.В., Невсmруев В.В. Теоритические OCHO
вы пилотажно навинационных комплексов. M.: ВВИА, 1981.
40. КУЗUIl л. Т. Расчет и проектирование дискретных систем управления.
M.: Машиностроение, 1962.
41. КУЗЬ.А-tllll С.3. Цифровая обработка радиолокационной информации.
M.: Сов. радио, 1967.
42. Кузьл,tU1l С.3. Основы проектирования систем цифровой обработки
радиолокационной информации. M.: Радио и связь, 1986.
43. KYPW1KU1l В.В., Меркулов В.И., Викулов О.В., ШУКЛUIl А.И. Способ
пропорциональноrо наведения на наземные объекты. Патент на
изобретение N 214823 5.
44. Курилкuн В.В., Меркулов В.И., ШУКЛUIl А.И. Способ наведения лета
тельных аппаратов на наземные объекты. Патент на изобретение
N 2164654.
45. Леонов А.И., Фомuчев К.И. Моноимпульсная радиолокация. M.:
Радио и связь, 1984.
46. Максимов М.В., rорzонов r.и. Радиоэлектронные системы caMOHa
ведения. M.: Радио и связь, 1982.
47. МаКСUАlов М.В., rорZОllов r.и., Чернов В.С. Авиационные системы
радиоуправления. M.: ВВИА, 1984.
48. МаКСUАfов М.В., Меркулов В.И. Радиоэлектронные следящие систе
мы. Синтез методами теории оптимальноrо управления. M.: Радио
и связь, 1990.
49. Меркулов В.И. Радиоэлектронные системы самонаведения.
M.: ВВИЛ, 1995.
387
50. Меркулов В.И., ДроzалUIl В.В. Устранение расходности процедур
линейноrо дискретноrо оценивания методом оптимальной коррекции
проrноза. M.: ИПРЖР, Научно технические серии. Радиолокацион
ное сопровождение интенсивно маневрирующих объектов, 1999,
вып.l.
51. Меркулов В.И., ЗабеЛUIl И.В. Устранение расходности процедур ли
нейной фильтрации путем оптимальной коррекции проrноза co
стояния. РадиотеХНИI(а и элеI(троника, 1999, т. 42, NQ2.
52. МеР/(УJlов В.И., Леl1Ull В.Н. Авиацион ые системы радиоуправления,
ч.l, ч.2. М.: Радио и связь, 1997.
53. Меркулов В.И., КУРUЛКUll В.В., СаБЛUIl В.Н. и др. Алrоритм пропор
циональноrо самонаведения ракет «воздух поверхность» с синтези
рованием апертуры антенны. Радиотехника. 2000, Nf27.
54. Меркулов В.И., КУРUЛКUН В.В., ШУКЛUН А.И. Алrоритм TpaeKTopHoro
управления ракетой «воздух поверхность», использующей синтези
рование апертуры антенны. Радиотехника. 2000, Nf23.
55. Меркулов В,И., Харьков В.П. Оптимизация радиоэлектронных сис
тем управления. Методы и алrоритмы оптимальноrо управления.
Радиотехника, 1998, NQ9.
56. МноrоФункциональные импульсно доплеровские радиолокацион
ные станции управления оружием истребителей. Обзор по материа
лам иностранной печати. /Под ред. П.В. ПОЗllякова M.: НИЦ
rосНИИАС, 1987.
57. Мураховскuй В.И. Сборка, настройка, апrрейд cOBpeMeHHoro компь
ютера. M.: ДЕСС, Информ Пресс, 1999.
58. Облик алrоритмическоrо и индикационноrо обеспечения самолета
F 22. Новости зарубежной науки и техники. Серия: Авиационные
системы. Научно техническая инq>ормация, 2000, NQ4.
59. Первачев С.В. Радиоавтоматика. M.: Радио и связь, 1982.
60. Проrрамма JSF и ее влияние на авионику боевых самолетов
5 ro поколения (аналитический обзор по материалам зарубе)l(НЫХ
инq>ормационных источников). /Под ред. Е.А. Федосеева. M.: НИЦ
[ос. НИИАС, 2000.
61. Радзuевский В.Т., Караваев М.А. Получение радиолокационных
изображений объектов на основе томоrрафической обработки
сверхширокополосных сиrналов. Радиотехника, 1998, NQ6.
62. Радиоавтоматика. /Под ред. В.А. БисекеРСКО20. M.: Высшая школа,
1985.
63. Радиоло!(ационные станции воздушной разведки. /Под ред. r с.
Кондрапlеllкова. M.: Воениздат, 1983.
64. Радиолокационные станции с циq>рОВI>IМ синтезированием апертуры
антенны. /Под ред. В. т. rОРЯllllова. M.: Радио и связь, 1988.
388
65. Рыбаков А.Н. Открытые компьютерные СОТS технолоrии в BoeH
ных приложениях. M.: МКА, 1999, NQ4.
66. Сверхбольшие интеrральные схемы и современная обработка сиr
налов. Пер. с анrл. тод ред. С.Тупа, Х Уайтхауса, т.Кайлаlпа. M.:
Радио и связь, 1989.
67. СU2QЛов В.В., Мадорскuй л.с. Основы теории дискретных систем
управления. Минск: Вышейная школа, 1973.
68. CUJ1la2UH А.К. Математическое моделирование процесса наведения
авиационных управляемых ракет в модульной структуре. M.:
ВВИА, 1989.
69. СОСУЛUIl Ю.Т Теоретические основы радиолокации и радионавиrа
ции. M.: Радио и связь, 1992.
70. С,пепаllов О.А. Особенности построения и перспективы развития
навиrационных интеrрированных инерциально спутниковых сис
тем. В книrе «Интеrрированные инерциально спутниковые системы
навиrации)) СПб.: rнц РФ ЦНИИ «Электроприбор)), 2001.
71. С1110J/ЛU1l2С У. Структурная орrанизация и архитектура компьютер
ных систем. М. СПб. Киев, 2002.
72. ТаllеllбаУАI э. Архитектура компьютера. СПБ.: Питер, 2002.
73. Тарасов В.Т. Межсамолетная навиrация. M.: Машиностроение,
1980.
74. ТиХОllов В.И., Харисов В.Н. Статистический анализ и синтез радио
технических устройств и систем. M.: Радио и связь, 1991.
75. Ту ю. Т. Цифровые и импульсные системы автоматическоrо управ
ления. M.: Машиностроение, 1984.
76. ФаjJUllа А., Студер Ф. Цифровая обработка радиолокационной ин
формации. Сопровождение целей. Пер. с анrл. M.: Радио и связь,
1993.
77. ФОКС Д:J/С. Проrраммное обеспечение и ero разработка. Пер. с анrл.
М.: Мир, 1985.
78. Хва:J/сеuко В. Крылатые ракеты в локальных конфликтах. Мир
авионики, 2002, N22.
79. Штрик А.А., Осовецкий л.r., Мессиr И.r. Структурное проектиро
вание надежных проrрамм встроенных ЭВМ. л.: Машиностроение,
Ленинrр. отд ние, 1989.
80. ЭрZJ/UС к.э. уIнтерфейсы открытых систем. M.: rорячая линия
телеком, 2000.
81. ярлыlовв М. С., БО2ачев А. с. Авиационнные раДИОJлектронные KOM
плексы. M.: ВАТУ им. Н.Е. Жуковскоrо, 2000.
S2. Ярлыков м.с., МирОllов М.А. Марковекая теория оценивания слу
чайных процессов. M.: Радио и связь, 1993.
83. Wiпrj:"B,.osk R.J., Wilkersoп В. Object oriented design: а responsibility
driven approacll, In Procecding of OOPSLA'89, 1989.
389
Серия
«АвиаЦИОllllые систсмы радиоупраВJlСIIИЯ»
в 3..х томах
Том 2
РадиоэлеКТРОllные системы саМОl18ведения
Под рсдакцисй
А. и. Каllащснкова и В. и. Меркулова
Авторы
Владимир Иванович Меркулов
Валерий Васильевич Дроrалин
Анатолий Иванович Канащенков
Александр Семенович Боrачев
Иrорь Владимирович Забелин
Владимир Николаевич Лепин
Олеr Федорович Самарин
Валентин Александрович Сарычев
Алексей Алексеевич Соловьев
Леонид Серrеевич Турнецкий
Вадим Саматович Чернов
Александр Иванович Шуклин
Изд. N 1 ] о. Сдано в набор 30.09.2003.
Подписано в печать 20.11.2003. Формат 60х90 1/16.
Бумаrа офсетная. rарнитура Таймс.
Печать офсетная
Ilеч. л. 24,5. ТираJI<: 1000 зкз. Зак. N2 3806
Издательство «Радиотехника».
1 07031, Москва, К..31, Кузнецкий мост, д. 20/6.
Тел./факс: 921..48..37; 925.. 78 72, 925..92 41.
E..mail: ipl.zI11.(iv.on 1 i псхи
www. webcenter.fu j......iprzhr j
ОТllечатано в 000 ПФ 'IlОJ1иrрафист".
160001, r. IЗОJIОI'да, ул. 4елюскинцев. Д. 3.
ВНИМАНИЕ
,
.
Вышли в свет
в серии «Авиационные системы радиоуправления»
моноrрафии:
1. MepK} Т10в в.и, Леl1UIl в.н ч. 1. Теоретические основы синтеза и анализа
авиационных систем радиоуправления. Ч.2. Радиоэлектронные системы
самонаведения. М.: Радио и связь, 1997.
2. Системы командноro радиоуправления. Ч.4. Автономные и комбиниро
ванные системы наведения /Под ред. в.И Меркулова. М.: Радио и
связь, 1998.
3. Радиолокационные измерители дальности скорости. Том.1 / Под ред.
В.НСаблtlllа. М.: Радио и связь, 1999.
4. KallaLlIellKoB А.И, Меркулов В.И, Ca.JttapulI О.Ф. Облик перспективных
бортовых радиолокационных систем. Возможности и оrpаничения. М.:
ИПРЖР, 2002.
5. Защита радиолокационных систем от помех. Состояние и тенденции
развития / Под ред. А.И. Каllащенкова u в.и. Меркулова. М.: Pa
диотехника, 2003.
6. Авиационные системы радиоуправления. В 3 x томах. Т. 1. Принципы
построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа.
Изд. 2 e, перераб. и доп. / Под ред. А.И Каиаиlе1lкова и в.И Меркулова
M.: Радиотехника, 2003.
7. Авиационные системы радиоуправления. В 3 x томах. Т. 2. Радиоэлек
тронные системы самонаведения. Изд. 2 e, перераб. и доп. / Под ред.
А.И KaflallIellKVBa и В.И Меркулова М.: Радиотехника, 2003.
ВНИМАНИЕ
,
.
Планируется выпустить
в серии «Авиационные системы радиоуправления»
в 2003 r. моноrpафии:
2. Авиационные системы радиоуправления. В 3 x томах. Т. 3. Системы
командноrо радиоуправления. Автономные и комбинированные
системы наведения . Изд. 2 e, доп. и перераб.
в 2004......2005 rr.
1. Радиолокационные системы мноrоФункциональных самолетов.
В 2 x томах.
2. радиолокационныIe измершели дальнocm и СКО}IOCПl. В 2 x том:ах.
3. Радиолокационные yrломеры. В 2 x томах.
4. Помехозащищенность авиационных систем радиоуправления.
В 2 x томах.
5. Мноroпозиционные системы радиоуправления.
6. Автоматическое сопровождение воздушных объектов в режиме обзора.