/
Author: Соловей Э.Я. Храпов А.В.
Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника военная техника техника наземных и воздушных вооруженных сил техника военно-морского флота наука и знание в целом науковедение организация умственного труда военное дело военная наука авиабомбы системы наведения
ISBN: 5-217-03356-8
Year: 2006
Text
Российская Академия ракетных и артиллерийских наук
Э.Я. Соловей, А.В. Храпов
Динамика систем наведения
управляемых авиабомб
Под редакцией
д-ра техн, наук, профессора,
академика РАРАН
Е.С. Шахиджанова
Москва
Машиностроение
2006
Российская Академия ракетных и артиллерийских наук
Э.Я. Соловей, А.В. Храпов
Динамика систем наведения
управляемых авиабомб
Под редакцией
д-ра техн, наук, профессора,
академика РАРАН
Е.С. Шахиджанова
Москва
Машиностроение
2006
УДК 629.7+623:001.51
ББК 68.53
С60
Соловей Э.Я., Храпов А.В.
С60 Динамика систем наведения управляемых авиабомб / РАРАН;
Э.Я. Соловей. А.В. Храпов; под ред. Е.С. Шахиджанова; редкол.
серии: В.В. Панов (пред.) и др. М.. Машиностроение, 2006.
328 с.: ил. (Справ, б-ка разработчика-исследователя).
ISBN 5-217-03354-8
ISBN 5-217.03354-8
© Соловей Э.Я , Храпов А.В., 2006
© ОАО "Издательство "Машиностроение", 2006
Russian Academy of missile and artillery sciences
E.Ya. Solovei, A.V. Khrapov
Dynamics guided bombs'
homing systems
Edited by Professor E.S. Shahidjanov,
Doctor of Science and Academician of Russian Academy of
Missile and Artillery Sciences
Moscow,
Mashinostroenie,
2006
Solovei E.Ya., Khrapov A.V.
Dynamics of guided bombs' homing systems. RAMAS.
E.Ya. Solovei, A.V. Khrapov, E.S. Shahidjanov (eds.). Editorial Staff:
V.V. Panov (chairman) et al. Moscow: Mashinostroenie, 2006. —
328 p. (Reference library for designers abd developers).
ISBN 5-217-03354-8
ISBN 5-217.03354-8
© Solovei E Ya , Khrapov A.V, 2006
© JSC Mashinostroenie Publishing House, 2006
Предисловие
5 апреля 1994 г. Президент Российской Федерации подписал Указ
№ 661 "О воссоздании Российской академии ракетных и артиллерий-
ских наук". Термином воссоздание подчеркивалось, что РАРАН явля-
ется преемницей Академии артиллерийских наук, которая была орга-
низована в СССР вскоре после окончания Великой Отечественной
войны и просуществовала до 1953 г.
Академия функционировала как высшее научное учреждение, от-
вечающее за развитие наук в области вооружения и военной техники,
объединившее отечественных ученых, конструкторов и специали-
стов, работающих в оборонной отрасли, и крупных военачальников.
Первые шаги по организации РАРАН были предприняты в 1993 г.,
когда, выражая озабоченность состоянием исследований, разработок и
оснащения Вооруженных Сил России в области средств вооруженной
борьбы, ведущие ученые страны, занимающиеся этими проблемами,
выступили с инициативой создания отраслевой академии наук как
преемницы и продолжателя традиций Академии артиллерийских наук.
Организационно (определение численности членов Академии,
Работников аппарата президиума, финансирования и т.д.) РАРАН
ыла оформлена Постановлением Правительства Российской Феде-
рации № 715 от 17 июля 1995 г. Постановлением Правительства РФ
№ 325 от 22 марта 1996 г. был утвержден Устав РАРАН, где Акаде-
мия была определена как "самоуправляемая научно-творческая ор-
ганизация в форме государственного учреждения".
В состав первого президиума РАРАН вошли председатель Госко-
митета по оборонным отраслям промышленности и его первый за-
меститель, первый заместитель министра обороны, начальник воо-
ружения Вооруженных Сил РФ, ведущие ученые, специализирую-
щиеся в области военно-технических наук.
Сегодня РАРАН является многопрофильной научной организа-
цией, работающей в интересах всех видов Вооруженных Сил РФ, а
также в интересах МВД, ФСБ и других силовых структур.
В целях сохранения научного наследия русской военной науки,
совершенствования оборонного комплекса страны, обобщения
опыта и знаний выдающихся ученых и специалистов России, сосре-
доточенных в составе РАРАН, принято решение об издании Трудов
членов Академии и сотрудников организаций — ассоциированных
членов РАРАН в форме Справочной библиотеки разработчика-ис-
следователя вооружения и военной техники. Предлагаемая внима-
нию читателя книга является третьим томом в рамках этой "Спра-
вочной библиотеки”.
В 2003—2004 гг. опубликован ряд монографий [50, 57, 64], содер-
жащих подробную информацию об истории создания отечествен-
ных и зарубежных корректируемых и управляемых авиабомб, их
классификации, внешнем облике, составе бортовой аппаратуры,
областях применения и тенденциях развития. Учитывая это, авторы
в настоящей книге сосредоточили основное внимание на изложе-
нии тех технических вопросов, которые связаны с проектированием
и отработкой образцов этого вида оружия.
В книге приведены основные тактико-технические характери-
стики ряда отечественных управляемых авиабомб разработок 1970—
2005 гг. и рассмотрены некоторые аспекты построения систем наве-
дения авиабомб подобных типов. Авторы стремились совместить
справочные материалы по конкретным образцам и звеньям систем
управления с изложением методических вопросов проектирования
управляемых авиабомб, которые могут использоваться для проведе-
ния исследований по синтезу систем наведения перспективных об-
разцов этого вида оружия.
Приведены примеры построения систем наведения различных
типов, а также характеристики их динамических и точностных воз-
можностей, обсуждаются принципы организации сброса авиабомбе
разными системами наведения, рассматриваются диапазоны усло-
вий их эффективного применения.
Непременным инструментом проектирования и отработки сис-
тем наведения управляемых авиабомб является математическое мо-
делирование. В книге представлены математические модели различ-
ных систем наведения, приведена методика проведения исследова-
ний с использованием аппарата моделирования.
В гл. 1 представлены основные тактико-технические характери-
стики отечественных корректируемых и управляемых авиабомб,
приводятся системы координат и уравнения движения управляемых
авиабомб, описаны способы применения управляемых авиабомб,
перечисляются статистические характеристики, используемые для
оценки точности наведения этого вида оружия.
В гл. 2 излагаются вопросы аэродинамики корректируемых и
управляемых авиабомб. Основное внимание уделено математиче-
ской формализации их аэродинамических характеристик по резуль-
татам продувок, расчету коэффициентов демпфирующих моментов
и обработке данных летных экспериментов. Кроме того, рассматри-
ваются вопросы обтекания набегающим потоком флюгерной голов-
ки самонаведения и динамики процессов раскрытия оперения УАБ.
В гл. 3 освещаются принципы построения систем наведения УАБ
с лазерными головками самонаведения разных типов, описываются
варианты формирования структур этих систем наведения, приво-
дятся их математические модели, анализируется влияние различных
факторов на точность наведения УАБ с лазерными головками само-
наведения.
В гл. 4 приводятся сведения о типах и принципах действия теле-
визионных систем наведения УАБ. Основное внимание уделено
системам с телевизионно-корреляционными головками самонаве-
дения, захватывающими цель до сброса УАБ с самолета-носителя.
Дано математическое описание этих головок, применяемое в иссле-
дованиях динамики систем наведения и точности УАБ, рассматри-
ваются варианты использования информации телевизионно-корре-
ляционных головок при формировании законов наведения и неко-
торых дополнительных функций УАБ, оценивается точность УАБ с
телевизионными головками.
В гл. 5 освещаются вопросы организации систем спутникового и
инерциально-навигационного наведения УАБ. Приводятся вариан-
ты формирования сигналов для осуществления пространственной
ориентации и наведения УАБ при их применении из зон с широки-
ми тактическими возможностями, оцениваются размеры эон воз-
можного применения, рассматривается их расположение относи-
тельно цели.
Авторы выражают благодарность Ю.В. Бундину за создание мате-
матической модели телевизионно-корреляционной головки само-
наведения, разработку методики формирования эон возможного
сброса авиабомб и участие в исследованиях, материалы которых ис-
пользованы в настоящей книге.
Введение
Авиационное высокоточное оружие (ВТО), к которому относятся
управляемые ракеты (УР) класса "воздух—поверхность" и корректируе-
мые и управляемые авиабомбы (КАБ и УАБ), стало интенсивно разви-
ваться с 1960-х гг. Его применение значительно изменило характер
проводившихся военных операций. Доля использования авиационных
средств ВТО в военных конфликтах в 1966—2003 гг. во Вьетнаме, Ира-
ке, Югославии. Афганистане неуклонно расширялась, причем все бо-
лее существенная роль отводилась управляемым авиабомбам.
Использование КАБ и УАБ соответствует современным доктри-
нам действий в крупных и локальных военных столкновениях, а
также концепциям подавления террористических формирований,
криминальных группировок, сепаратистских и других противоза-
конных вооруженных отрядов. В связи с этим продолжается даль-
нейшее совершенствование данного вида оружия, расширяется круг
стран, ведущих его разработки. В настоящее время такие разработки
проводятся в России, США, Великобритании, Франции, Германии,
Израиле, Швеции и ряде других стран. Одновременно расширяется
рынок продаж этого вида оружия к увеличивается число стран, ос-
нашаюших им свою авиацию.
К высокоточному оружию относятся системы и комплексы с оружи-
ем, обеспечивающие избирательное поражение стационарных и под-
вижных целей одним выстрелом (пуском) с вероятностью, равной 0,5 и
более, при всех заданных условиях их боевого применения [43, 55[.
КАБ и УАБ полностью соответствуют этому определению ВТО.
Место данного вида оружия в комплексе авиационных средств по-
ражения класса "воздух—поверхность" определяется соответствую-
щими преимуществами перед другими средствами поражения.
По сравнению с неуправляемыми авиабомбами КАБ и УАБ имеют
более высокую точность попадания. Так, при горизонтальном приме-
нении с высот порядка 1 км на скоростях 600 .4200 км/ч точность
КАБ и УАБ с лазерными и телевизионными системами наведения
превышает точность неуправляемых авиабомб в 10—30 раз, а при при-
менении с высоты 5 км в том же диапазоне скоростей — в 15—50 раз.
Ряд типов УАБ приспособлен для применения по принципу пус-
ка из зоны, что по сравнению с баллистическим способом сброса
неуправляемых авиабомб предоставляет экипажу самолета-носите-
ля дополнительные тактические возможности. При этом значитель-
но снижается вероятность поражения самолетов-носителей и сокра-
щаются затраты на выполнение боевой операции.
Преимущества КАБ и УАБ перед управляемыми авиационными ра-
кетами с примерно такой же массой и аналогичной дальностью полета
заключаются в более высоком отношении массы боевой части к обшей
массы оружия (что при сопоставимых условиях применения и практи-
чески одинаковых показателях точности попадания приводит к боль-
шему ущербу для цели), и в меньшей стоимости по причине отсутст-
вия в бомбах двигателя (снижение затрат на проведение операции).
Термин "корректируемая авиабомба' был введен в начале 1970-
х гг. для обозначения первых отечественных авиабомб с лазерными
и телевизионными системами наведения, основное назначение ко-
торых состояло в коррекции ошибок баллистического бомбомета-
ния Однако уже в ходе отработки авиабомб с телевизионной систе-
мой наведения выявилась возможность их применения не только по
правилам баллистического сброса, но и по принципу пуска из зоны,
что значительно расширяло возможности самолета-носителя при
проведении боевой операции.
Исторически так сложилось, что когда самолеты фронтовой
авиации России стали оснащаться авиабомбами с телевизионно-
корреляционными головками самонаведения и был реализован
принцип их пуска из зоны), тем не менее термин "корректируемая
авиабомба" для них сохранился. До сих пор аббревиатурой КАБ
обозначают не только авиабомбы с лазерными головками самонаве-
дения, применяемые по правилам баллистического бомбометания и
захватывающие цель на траектории баллистического полета, но и
первые отечественные авиабомбы с телевизионными системами на-
ведения, которые правильнее было бы называть управляемыми.
Современные разработки самонаводящихся авиабомб направлены на
обеспечение их применения в широких диапазонах условий и режимов
сброса. Для этого усиливаются планирующие и маневренные свойства
обмкта управления, улучшаются характеристики систем наведения,
увеличивается ресурс непрерывной работы бортовой аппаратуры, со-
вершенствуются алгоритмы сброса оружия. Зги разработки в полной
мере соответствуют названию УАБ. В книге в основном используется
термин "управляемая авиабомба" как более общий и современный.
Развитие УАБ имеет многоплановый характер:
расширение погодных и световых условий применения;
увеличение диапазонов применения по дальности, высоте, ско-
рости и углам сброса;
улучшение точности попадания;
повышение эффективности поражения цели;
снижение стоимости боевых операций;
совершенствование ряда других тактико-технических факторов.
Эти направления не всегда совместимы в одном изделии, но за-
метно проявляются в совокупности наблюдаемых тенденций. В сис-
темах лазерного наведения УАБ это выражается в переходе от флю-
герных головок самонаведения к гиростабилизированным, в повы-
шении точности подсвета цели с самолета, во все более широком
внедрении кодирования подсвета.
В телевизионных системах происходит замена видиконов матрич-
ными чувствительными элементами с расширением рабочих диапазо-
нов по освещенности и контрастности ориентиров местности, созда-
ются системы подготовки эталонов и захвата цели на заключительной
стадии полета УАБ, разрабатываются телевизионно-командные систе-
мы с каналами связи по радио и волоконно-оптическим линиям.
Ведутся работы по созданию и совершенствованию УАБ с радио-
локационными, радиометрическими, инфракрасными и тепловизи-
онными головками самонаведения. УАБ оснащаются системами
спутниковой и инерциальной навигации, которые могут комплек-
сироваться с головками самонаведения различных типов.
С развитием бортовой аппаратуры меняется конструктивный об-
лик УАБ: расширяется номенклатура калибров УАБ (от 100 до
10 000 кг), а также типов боевых частей, используются разнообраз-
ные варианты раскрывающегося оперения и аэродинамические схе-
мы самолетного типа. Предусматривается использование биплан-
ных и решетчатых рулей, электрических, пневматических и воздуш-
но-динамических рулевых приводов, а также различных источников
энергопитания.
Создание УАБ является комплексной задачей, решение которой
обусловлено совокупностью факторов:
техническими возможностями самолета-носителя и ожидаемой
тактикой боевых операций;
потребными условиями и режимами применения;
номенклатурой целей и требуемой эффективностью их поражения;
производственными и экономическими обстоятельствами.
Важной задачей является обеспечение динамических свойств
УАБ, ее систем управления и наведения, позволяющих при имею-
щихся тактико-технических, производственных и экономических
ограничениях получить приемлемые показатели точности и эффек-
тивности применения оружия. Для выполнения этой задачи необхо-
димы исследования, увязывающие конструктивные, схемные и ал-
горитмические решения с динамикой процессов управления и вы-
ходными показателями эффективности УАБ.
В книге большое внимание уделяется математическому моделиро-
ванию. Приводятся математические модели ряда УАБ с различными
системами управления и наведения, в том числе те, которые могут
быть использованы при дальнейших разработках авиабомб. Содержат-
ся также сведения о методике моделирования, способах математиче-
ской формализации аэродинамических свойств объекта управления и
звеньев аппаратурной части систем наведения, о структурах контуров
стабилизации и формировании законов наведения, характере и зако-
номерностях процессов управления, об условиях применения УАБ
различных типов и их точностных показателях. При этом в основном
рассматриваются системы наведения УАБ с лазерными и телевизион-
ными головками самонаведения (ГСН) как наиболее распространен-
ные. а также системы самонаведения со спутниково-инерциальной
навигацией как наиболее интенсивно развиваемые в настоящее время.
Глава 1
УПРАВЛЯЕМАЯ АВИАБОМБА
КАК ОБЪЕКТ СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ
В 1970—1980-е гг. были созданы отечественные авиабомбы первого
поколения КАБ-500Л-Ф, КАБ-500Л-К, КАБ-1500Л-Ф, КАБ-1500Л-
Пр с лазерными (Л) флюгерными головками самонаведения, имею-
щие фугасную (Ф), кассетную (К) и проникающую (Пр) боевые час-
та (БЧ), и КАБ-500КР-Б, КАБ-500КР-ОД, КАБ-1500КР-Ф с теле-
визионно-корреляционными (КР) головками самонаведения и бето-
нобойной (Б), объемно-детонируюшей (ОД) и фугасной (Ф) БЧ.
Все эти авиабомбы имеют аэродинамическую схему "бесхвостка" с
дестабилизаторами (за исключением КАБ-500Л-К) в носовой части и
стабилизаторами в корме. Причем у авиабомб калибра 500 кг опере-
ние стационарное, а у авиабомб калибра 1500 кг обе части оперения
раскрываются в автономном полете авиабомбы. На задней кромке
хвостового оперения КАБ калибра 500 кг имеют плоские рули, а КАБ
калибра 1500 кг - бипланные рули.
Каждая из указанных авиабомб оснащена автопилотом с контура-
ми стабилизации в каналах крена и управления. Источником энерго-
питания является турбогенератор, рулевые приводы — газовые. Ре-
сурс штатной работы систем энергопитания и газовых приводов КАБ
калибра 500 кг равен 40 с, а КАБ калибра 1500 кг — 90 с. В рамках ка-
ждого калибра КАБ автопилоты унифицированы
КАБ с лазерной ГСН флюгерного типа применяются одиночно
или залпом по правилам баллистического бомбометания круглосу-
точно в условиях визуальной видимости. Подсвет цели лазерным лу-
чом осуществляется с самолета-носителя, самолета-подсветчика или
наземного пункта. Процесс самонаведения КАБ с лазерной ГСН на-
чинается после попадания подсвеченной цели в поле зрения головки
при полете КАБ по баллистической траектории.
Все перечисленные КАБ с телевизионно-корреляционной головкой
применяются в условиях визуальной видимости местности оператором
самолета при освещенности на местности 50... 10 000 лк и контрасте ори-
ентиров не менее 0,15. Дальность захвата цели типа "самолет на стоянке"
при метеорологической дальности видимости более 10 км составляет 15...
17 км Захват цел и и режим ее автосопровождения телевизионно-корреля-
ционной ГСН осуществляются по команде оператора при подвеске КАБ
под самолетом. Корреляционный принцип формирования сигналов на-
ведения ТГСН-КР позволяет применять КАБ по замаскированным це-
лям, положение которых на местности определяется ориентирами.
Сброс КАБ с такой ГСН соответствует принципу "сбросил-забыл",
поскольку процесс самонаведения не требует вмешательства экипажа
самолета в процессе автономного полета КАБ и после сброса бомбы
экипаж может переключиться на выполнение других задач. Применение
КАБ с телевизионной головкой осуществляется одиночно или залпом
как по баллистическому алгоритму, так и по принципу сброса из зоны.
Авиабомба КАБ-500Л-Ф (рис. 1.1) предназначена для поражения
наземных и надводных целей типа самолетов на стоянках, промыш-
ленных сооружений, мостов, кораблей и пр.
Остлые тшстшсо-яанташе характерктихы КлБ-!00Л-Ф-.
..560
460
3.05
0.4
0.75
.500...5000
. 150.. 300
-20 10
Авиабомба КАБ-500Л-К (рис. 1.2) предназначена для поражения
наземной бронетехники. Боевая часть кассетного типа содержит 266
противотанковых элементов ПТАБ-1. Вскрытие кассетной БЧ про-
изводится по команде радиовысотомера.
ftc. 1.2. АюшвеяНа КЛБ-ЯЮЛ-К
wexiu характерастаки KAE-SOWI-K
Авиабомбы КАБ-15(ЮЛ-Пр и КАБ-1500Л-Ф <рис. 1.3) предназна-
чены для поражения наземных и надводных целей, включая особо
прочные и заглубленные (командные пункты, железобетонные ук-
репления, мосты, плотины, входы в туннели и др.). Внешние обво-
ды. массовые параметры и состав аппаратуры обеих авиабомб прак-
тически одинаковы.
Боевая часть авиабомбы КАБ-1500Л-Пр представляет собой фу-
гасно-проникающую капсулу, которая может проникать в грунт на
глубину 10...20 м и пробивать железобетонные перекрытия толщиной
до 3 м. Авиабомба КАБ-1500Л-Ф оснащена фугасной боевой частью.
ка КАБ-1500Л-П1> к КАБ-1500Л-Ф.
1525
.1100/1170
.. 0.58
... 0.85
1000 . 8000
200...300
. . -20. .10
Авиабомба КАБ-500КР-Б (рис. 1.4) предназначена для пораже-
Рж. 1.4. Аюабамба КАБ-500КР-Б
Масса, кг
Авиабомба КАБ-500КР-ОД (см рис. 1.4) предназначена для пораже-
ния живой силы и огневых позиций в складках местности, что обеспе-
чивается точностью наведения и объемно-детонируюшей БЧ. Внешний
облик, состав бортовой аппаратуры, правила бомбометания и условия
применения авиабомб КАБ-500КР-Б и КАБ-500КР-ОД идентичны.
Печная масса КАБ-500КР-ОД равна 370 кг, масса БЧ составляет 250 кг.
Авиабомба КАБ-1500КР-Ф (рис. 1.5) предназначена для пораже-
склалов, кораблей, портовых объектов и др.
Масса, кг
.. 1525
...1170
..4.63
17
Угол сброса,0-
Дальность сброса,км-
минимальная ..
На базе отечественных КАБ первого поколения разработан ряд
образцов УАБ, отвечающих концепции расширения условий при-
менения. улучшения точности, повышения боевой эффективности,
снижения стоимости оружия. Основным средством модернизации
лазерных КАБ явилась замена флюгерных ЛГСН гиростабилизиро-
ванными, что позволило применять авиабомбы по принципу сброса
из зоны и повысить точность попадания.
Разработаны УАБ калибра 500 кг со спутниково-инерциальной
системой наведения и авиабомба калибра 250 кг с максимально
простой лазерной системой наведения. Расширен номенклатурный
ряд УАБ калибра 1500 кг по типу боевых частей.
Рве. 1.6. Апввомва КЛБ-Зоаяг
Авиабомба КАБ-500ЛГ (рис. 1.6) предназначена для поражения
наземных и надводных малоразмерных прочных целей типа железо-
зерную гиростабилизированную головку самонаведения.
..560
460
2,75
0,4
. 0.75
.200...6000
200.. 300
-20 10
18
Рае. I.?. Авмвомбв КАЕ-ПООЛГ-Э
Авиабомбы КАБ-1500ЛГ-Э (рис. 1.7) оснащенье такой же лазер-
ной гиростабилизированной ГСН, что и авиабомба КАБ-500ЛГ (см.
рис. 1.6). Назначение авиабомб КАБ-1500ЛГ-Пр-Э, КАБ-1500ЛГ-
Ф-Э и КАБ-1500ЛГ-ОД-Э - поражение наземных и надводных це-
лей, включая особо прочные и заглубленные (командные пункты,
железобетонные укрепления, мосты, плотины, входы в туннели, ко-
рабли, склады и др.). Внешние обводы, массовые параметры и со-
став аппаратуры у всех трех авиабомб практически одинаковы.
Боевая часть КАБ-1500ЛГ-Пр-Э представляет собой фугасно-про-
никаюшую капсулу, которая может проникать в грунт на глубину
10...20 м и пробивать железобетонные перекрытия толщиной до 3 м.
Авиабомба КАБ-1500ЛГ-Ф-Э оснащена фугасной боевой частью.
Авиабомба КАБ-1500ЛГ-ОД-Э имеет объемно-детонируюшую БЧ.
клЕ-иоалг-ь
Авиабомба LG В-250 (рис. 1.8) калибра 250 кг с фугасно-осколоч-
ной БЧ выполнена по аэродинамической схеме "утка", оснащена
флюгерной лазерной ГСН, не имеет контуров стабилизации в кана-
19
Рис. 1.8. Авиабомба LGB-250
LGB-250:
300
250
... 2.75
0,3
500..'б000
150... 300
-20...10
Авиабомба КАБ-500С-Э <рис. 1.9) оснашена спутниково-инерци-
альной системой наведения и футасно-бетонобойной БЧ. Предна-
значена для поражения стационарных наземных и надводных целей
на стоянках, складов, военно-промышленных сооружений и др. При-
меняется круглосуточно и в сложных метеоусловиях по целям с зара-
нее известными координатами или с координатами, введенными в
систему управления авиабомбой с самолета оперативно в полете.
Рис. 1.9. Авиабомба КЛБ-50К-Э
20
Основные такникбчнехяичесые харвхяирштиса KAR-SOOC-&.
Масса, кг
полная БЧ (фугасная) 500 380
Длина, м Диаметр корпуса, м 3,0 0,4
Размах хвостового оперения, м .0.75
Высота сброса, м 500 5000
Скоростьсброса. м/с 150...300
Угол сброса.0 Дальность сброса, км: -20...10
минимальная максимальная 2
1.1 Системы координат и параметры углового положения
управляемой авиабомбы
Для описания движения самолета-носителя и УАБ в пространст-
ве необходимо определить системы координат. Совокупность ос-
новных систем координат включает геоцентрические, земные и
подвижные системы, связанные с объектом движения или устройст-
вами его бортовой аппаратуры
Дальность и время автономного полета УАБ обычно не превы-
шают соответственно 30...50 км и 200 с, а в обозримой перспекти-
ве эти значения могут быть увеличены примерно до 70...80 км и
300 с. Как правило, в этом случае для математического описания
движения УАБ без практически значимой погрешности можно
использовать земные системы координат , пренебрегая вращени-
ем и кривизной Земли.
Наиболее распространенной земной системой координат в инер-
циальных системах управления и математических моделях систем
наведения УАБ является нормальная земная система O^Y^Z,, нача-
ло которой О, находится на поверхности Земли под номинальной
точкой сброса УАБ или в центре неподвижной цели. Ось O0Y, на-
правлена вверх по местной вертикали, ось ОД горизонтальна и сов-
падает с направлением воздушной или путевой скорости самолета-
носителя в момент сброса УАБ, а ось ОД дополняет систему до пра-
вой прямоугольной. Расположение начала О„ и направление оси ОД
выбираются в зависимости от конкретной задачи исследований. В
выбранном варианте системы координат ОД1Д задаются началь-
ные (на момент сброса) координаты УАБ и координаты центра цели
(точки прицеливания), и в процессе движения УАБ определяется
траектория ее полета.
Для определения угловой ориентации УАБ по отношению к
земной системе координат 0Д„1Д и к вектору ее воздушной ско-
рости, а также для определения ориентации блоков и различных
частей бортовой аппаратуры относительно корпуса УАБ исполь-
21
Pec. LIO. Ориентакня связанных осев УАБ (а) при горизонтальном положении с ну-
левым креком (вид с хвоста) и положительные направления отклонений рулей (б, в)
зуются подвижные системы координат. Принимаем, что в даль-
нейшем основной подвижной системой координат является пра-
вая прямоугольная связанная система координат OXYZ, начало
которой помещено в центре масс УАБ. При этом ось ОХ совпада-
ет с продольной осью симметрии УАБ и направлена к носу, а оси
OYи OZ лежат во взаимно перпендикулярных плоскостях каналов
управления, совпадающих с плоскостями крыльев, дестабилиза-
торов и рулей.
При формировании законов наведения и описании головок са-
монаведения УАБ используется также связанная система координат
OX|^Z|, которая отличается от системы OXYZ поворотом вокруг оси
ОХ на угол 45° (рис. 1.10).
Обычно УАБ подвешиваются под самолеты в "х"-образном по-
ложении аэродинамических поверхностей. При стабилизации УАБ
по крену эта ориентация в пространстве обычно поддерживается
на протяжении ее автономного полета. При отсутствии системы
стабилизации угла крена в полете УАБ вращается вокруг продоль-
ной оси ОХ с угловой скоростью, соответствующей возмущающему
моменту.
Для описания движения самолета используется аналогичная свя-
занная с ним система координат O^^Z,. При горизонтальном по-
лете самолета с нулевым углом крена ось O,YC направлена вверх по
местной вертикали.
Угловое положение связанных систем координат относительно
земной системы определяется элементами матриц, пред-
ставляющими собой направляющие косинусы связанных осей.
Матрица направляющих косинусов /„ связанных осей OXYZ УАБ
имеет вид
22
самолета обозначается (/ ).
Элементы /„ матрицы (1.1) чаше всего выражаются через углы Эй-
лера или через параметры Родрига—Гамильтона.
Имеется шесть систем углов Эйлера, отличающихся порядком
последовательных поворотов связанной системы координат относи-
тельно системы Наиболее распространенной является сис-
тема, соответствующая последовательности поворотов на угол рыс-
кания угол тангажа и, угол крена у [18, 19, 35[. Аналогичные углы
самолета обозначены цг£, ис, ус.
Элементы матрицы (/„) выражаются через углы ч», и, у следующим
образом:
/и =cosy cos 3;
/,2 “sinysiniy —cosxp sinScosy;
=cosysin\|/ +cosv sinSsiny;
/2I =sin 3;
I22 =cosycos3; (1.2)
i2i =-sinycosv;
= —sin<|2 cosv;
/и = sin у cos v +sinv sinvcosy;
/„ =cosycosi|< -siniy sinvsiny.
В случае определения углового положения системы координат
OXYZ через параметры Родрига—Гамильтона р, X, ц, v элементы
матрицы (/,) имеют вид [18[
/и =рг +Х2 -ц! -v!; /,2 =2(-pv+Xp); tl} =2(рц +vX);
/2| = 2(pv+Xp); 122 = р2-Х2 +цг -v2; /21 = 2(-pX+pv); (1.3)
/л = 2(-рц+vX); li2 = 2(pX+vji); /33 =P2 -p2+v2.
Параметры Родрига-Гамильтона выражаются через углы Эйлера
V, 3, у соотношениями
p=cos(v /2)cos3/2)cos(y/2)-sin(4>/2)sin(3/2)sin(y/2);
X =sin(v /2)sin(3/2)cos(y/2)+cos(4>/2)cos(3/2)sin(y/2);(1 4)
p =sin(4> /2)cos(3/2)cos(y/2)+cos(y /2)sin(3/2)sin(y/2);
v =cos(i|< / 2)sin(3/2)cos(y / 2) - sinfiy /2)cos(3/2)sin(y/2),
23
а углы у, 9, у связаны с параметрами Родрига—Гамильтона формулами
tgV —Мп =2(рр -vX)/<рг +Х2 -ц2 -V2);
sinv =/21 = 2(рЭ+Хц);
= 2(pX-pv)/(p2 -X2 +g2 -v2).
Для определения угловой ориентации УАБ, движущейся в зем-
ной системе координат ОсЛ,}^, необходимо математически связать
угловые скорости о»„ ш„ о», вращения УАБ вокруг осей OX, OY, OZ с
угловыми скоростями ч>, V, у при варианте угловой ориентации по-
средством углов Эйлера или со скоростями р, X, >i, v при варианте
ориентации УАБ с использованием параметров Родрига—Гамильто-
на. Эти связи в соответствии с параметрами угловой ориентации
выражаются следующими кинематическими уравнениями:
V =sec 9(<i>, cosy-co. siny);
9=<а, siny+Ш; cos у;
у =<o, -tg9(o>, cosy-<o; siny);
p=-0,5(в», X +e>,p +o».v);
X = 0,5(ш,р-о»>У+шгц);
p =0Л(ш,у+ш,р-о»гХ);
v =0Д(-о»,ц +o»,X+o» .p).
(1.6)
(1.7)
Для вычисления направляющих косинусов матрицы (/,) можно
также использовать соотношения теории конечного поворота твер-
дого тела, описывающие вращение трехгранника с осями OXYZ во-
круг оси с известными направляющими косинусами. Согласно этой
теории матрица (г//„), соответствующая вращению трехгранника с
поворотом на угол 5 вокруг оси вращения с направляющими коси-
нусами с,, с2, с„ может быть представлена в следующем виде [31 [:
р О О'] f с,2 с.с,
(Л,) = cos5l О I 0 +(l-cos5) с2С| с22
1,0 0 1] |е,С| с,с;
Г 0 -С, сг
+sin8l с3 0 —С|
U» С, 0 J
(1.8)
24
Вращение трехгранника OXYZ с угловыми скоростями ш„ <»,, ы,
выражается через параметры 5, с,, с., cs следующим обратом:
с, =шх /ш; сг =шу /ш; ci
и> =-У<а, +и>1 +<о2; 5 =1>М1Ю|
(1.9)
где (шаг интегрирования) — время поворота трехгранника на
угол 8.
В ходе численного интегрирования элементов матрицы (/,) на ка-
ждом шаге интегрирования вычисляются приращения
</Zi, =cos5+C|2(l-cos8);
rf/l2 =C|C2(l -cos8)-Cj sin 8;
dl]} =C|Cs(l-cos8)+e2 sin8;
rf/2l =c,c2(l -cosS)+c2 sinS;
Л2 Л2 Л, dA rf/1 ; =cos8+c22(l-cos8); , =с2с3(1-со$8)-С1 sinS; , =C|C3(l-cos8)-c2 sin8; г =c2c,(l-cos8)+C| sinS; , =cos8+c32(l -cos8).
Кроме того, текущая матрица (/,) определяется путем перемноже-
ния матрицы предыдущего шага и матрицы (<//,) приращений
за шаг:
(/1/)=(/(/)нРИ(Л1()- 0-Ю)
При разработке УАБ, системы наведения которых строятся на
навигационной информации со спутников, помимо земной и свя-
занных систем координат используются также геоцентрические
системы координат.
В практике создания отечественных УАБ со спутниковым наве-
дением используются три геоцентрические системы координат |3,
16, 47, 58, 60, б5[: система геодезических параметров "Параметры
Земли" (ПЗ-90), система геодезических параметров "Мировая геоде-
зическая система" (МГС или WGS-84) и координатная основа Рос-
сийской Федерации (СК-42). По определению начало О, каждой из
них расположено в центре масс Земли, ось O,Z, направлена к услов-
ному земному полюсу, ось OJ(, направлена в точку пересечения
плоскости экватора общеземного эллипсоида (ОЗЭ) и нулевого ме-
25
ридиана, установленного Международным бюро времени, а ось O.Y,
дополняет систему до правой прямоугольной. В (5| и [58] приведе-
ны методы и формулы преобразования координат определяемых то-
чек из одной системы в другую.
Положение точек в указанных геоцентрических системах коор-
динат определяется пространственными прямоугольными или гео-
дезическими координатами.
Геоцентрические прямоугольные координаты точки X,, Y„ Z,
являются проекциями радиус-вектора этой точки на соответст-
вующие оси системы O,X,Y,Zt. Геодезическими координатами
точки являются долгота X (угол, отсчитываемый в плоскости эк-
ватора ОЗЭ от нулевого меридиана в восточном направлении до
меридиана, на котором находится точка измерения), широта <р
(угол между плоскостью экватора и радиус-вектором точки из-
мерения) и высота Н (возвышение точки измерения над поверх-
ностью ОЗЭ).
Прямоугольные координаты Х„ Y„ Z, связаны с геодезическими
координатами X, <р, Я соотношениями
X, ={N+Я)созф cosX;
Y, = (N + H)cosq>sinX;
Zr =[()-e2)(V+ff|sin<₽,
где N = . = — радиус кривизны первого вертикала ОЗЭ;
•jl-e2 sin3 ф
е‘ = 2а - а - квадрат эксцентриситета ОЗЭ; а - большая полуось
ОЗЭ (а,„я = 6378136 м; = 6378137 м; aCW! = 6378245 м); а -
сжатие ОЗЭ (а„_ = 1/298 25784 ос...... = 1/298 257223563 а =
1/298,3).
Перед сбросом УАБ от бортовой аппаратуры самолета-носителя
и в автономном полете УАБ от собственной аппаратуры спутнико-
вой навигации (АСН) в систему управления УАБ поступает инфор-
мация в геоцентрических системах координат- На борту УАБ она
должна быть преобразована к нормальной земной системе коорди-
нат OoX,X^,, поскольку закон наведения обычно формируется в па-
раметрах земной системы.
Наиболее удобными для организации наведения УАБ на непод-
вижную цель являются также варианты расположения земной сис-
темы, при которых ее начало О, совмещено с центром цели или с
проекцией точки сброса УАБ на поверхность Земли, а ось О„Хг на-
правлена по вектору путевой скорости самолета-носителя в мо-
мент сброса УАБ. Для каждого из этих вариантов приведем форму-
лы преобразования геоцентрических координат УАБ Х„ ¥,, 7 и со-
26
Vto ее земной скорости V, в параметры систе-
мы
Если земная система координат привязана своим началом к ко-
ординатам цели, заданным геодезическими параметрами X,, <р„, H„t
то преобразование геоцентрических параметров из системы OJCYrZ,
в земные производится следующим образом:
Х,а =(/V+tfu)cos<pucosXu;
Y,„ =(N + //„)cos<p „ sinX„;
Zrll =|(1 -e2)/V + W„[sin<p„;
(1.12)
(1-13)
1—sin<p„ cos,,
cos<p„ cosXL
-sink,.
- sin <p „ sink,,
cosq>„ sinX„
COS(₽„'|
sin<p „ ; I K/u 1=0; (1.14)
° J LU
= 0
0
0
где A* - азимут вектора путевой скорости самолета-носителя в мо-
мент сброса УАБ. Информация о координатах цели Хи, <рп, Я и
азимуте At поступает в УАБ с самолета-носителя в момент ее сбро-
са. Матрица G4,) отражает положение указанного вектора путевой
скорости по отношению к северному направлению местного мери-
диана.
В том случае, когда земная система своим началом О0
должна быть привязана к проекции точки сброса на поверхность
Земли, в УАБ с самолета-носителя в момент сброса бомбы также
должна поступить информация о долготе X, и широте ч>с точки под-
веса УАБ на самолете, а также высоте Н. точки 0„. Эти геоцентриче-
ские параметры определяются на борту самолета по информации
спутниковой навигации и высотомеров.
Координаты X, К, Z„ Z„ и скорости К.д, Ku, К» в
земной системе начало которой находится на поверхно-
сти земли под точкой сброса, определяются следующими урав-
нениями:
-Я,;
Хг0 =(Я+Я0)со8ф< cosAc;
К[0 = (Я + Я0)С05Ф, sin A. j
Z,o =[(! - е2 )N+Н„ [sin<p с;
(1.16)
(1.17)
1—sin<p v cosX,
cos<pc cosXc
-sin9v sinXb
cos<pc sinXc
СОКф^
51Пфс
0
(1-18)
(119)
где Hc — высота самолета над поверхностью ОЗЭ в точке сброса бом-
бы, определяемая по информации с спутников; Н, — высота самоле-
та над поверхностью земли, определяемая высотомером.
1.2, Уравнения движения УАБ
28
В качестве инерциальной принята земная система координат
KZr Уравнения движения центра масс и относительно центра
масс УАБ приведены в проекциях на оси связанной системы коор-
динат OXYZ. Форма записи этих уравнений выбрана удобной для
численного интегрирования. Уравнения в этой форме имеют сле-
дующий вид:
Уь = Л, /m-gsinS-Kj го,
И1, = Я, /т -gcosBcosy-^iO ; +ИАг<о,;
Vb = Ar/m+gcos9siny-rf>mx+k't,o>/;
ш, =у-[Л/й+(Я,Дг-ЛгДу)£);
шу =у-[Мф + ЯгДе£ -(/, -/;Хо,ш-];
шг =—[Мц. -Ry&xL-(ly -ly)aix<oy\.
() 21)
(1.22)
где . VK — проекции вектора Vt земной скорости УАБ на
оси OXYZ; о»,, о»,, ш — проекции вектора <о угловой скорости УАБ
на оси OXYZ; у, Э, у — углы соответственно рыскания,_тангажа,
крена; Я„ R? R. — проекции результирующей силы R на оси
OXYZ;, М^, М^, — проекции результирующего момента Мц на
оси OXYZ; т — масса УАБ; 1^ f. — моменты инерции УАБ отно-
сительно осей ШУТсоотведственно; L — длина УАБ; g — ускоре-
ние силы тяжести; Дх, Ду, Дг — относительные смешения центра
масс УАБ от того номинального положения, при котором опреде-
лены номинальные аэродинамические характеристики. (Относи-
тельные смешения центра масс представляют собой линейные от-
резки между указанными точками, отнесенные к длине £. Отно-
сительные центровки положительны по знаку при смешении цен-
тра масс от номинального положения по направлениям соответ-
ствующих осей.)
Силы R„ R,, R, и моменты Мк. М„ в математической модели
определяются совокупностью аэродинамических характеристик
изолированного симметричного объекта управления и возмущений,
29
вызванных интерференционным воздействием самолета-носителя
при отделении от него УАБ и факторами аэродинамической асим-
метрии корпуса УАБ.
Аэродинамические характеристики изолированной симмет-
ричной УАБ могут быть представлены массивами численных
значений аэродинамических коэффициентов с„ cr, с„ т„ mr, тг,
т“‘, т?’, т“- в узловых точках числа М, углов атаки а, и углов
отклонения рулей 5, или формульными зависимостями этих ко-
эффициентов от указанных параметров (здесь i — номер канала
управления, у — номер руля). В качестве узловых точек прини-
маются те значения параметров М, а„ 3,, при которых продув-
ками или расчетными методами определялись аэродинамиче-
ские коэффициенты.
Интерференционное аэродинамическое влияние самолета-носи-
теля на УАБ учитывается в модели путем введения в уравнения
сил и моментов соответствующих составляющих коэффициентов
аэродинамических сил и моментов. Интерференционные возмуще-
ния по мере удаления УАБ от самолета затухают. Обычно это зату-
хание имеет экспоненциальный характер. Как правило, временной
интервал значимого интерференционного воздействия не превос-
ходит 0,5 с.
В большинстве случаев интерференционное влияние может быть
с достаточной точностью отражено в модели УАБ следующей сово-
купностью коэффициентов аэродинамических сил и моментов на
временном интервале t —
суин,-Де'*'; с,„иг=А2*-ы-, mf
т!И„, =А,е-ы;
(1-23)
В этих зависимостях вместо параметра t можно использовать рас-
стояние между самолетом-носителем и УАБ. Константы А, и Ь долж-
ны соответствовать материалам продувок УАБ в присутствии само-
лета-носителя.
Учет аэродинамической асимметрии в модели осуществляет-
ся введением соответствующих приращений Дс„ Ас,, Ас., Дт„
Дт,, Дт, к коэффициентам симметричной изолированной
УАБ. При статистическом моделировании эти приращения за-
даются как случайные величины, соответствующие конструк-
торской документации или допустимым значениям конструк-
тивных параметров.
Значения аэродинамических коэффициентов при текущих значе-
ниях М, а, и 8, определяются посредством интерполяционных про-
цедур Подробно о методах и способах формализации аэродинами-
ческих коэффициентов УАБ говорится в гл. 2.
30
Аэродинамические силы X, Y, Zu моменты M„ М„ М* определя-
ются по формулам
m“‘ Lto,
qSL, (1.24)
т; + Дт; +т.,
qSL,
где S, м! и L, м — характерные размеры (обычно площадь миделева
сечения и длина УАБ соответственно), к которым отнесены аэроди-
намические коэффициенты; К м/с - воздушная скорость УАБ; q =
0,5рИ‘ — скоростной напор; р — плотность воздуха.
Плотность воздуха р и число Маха М на высоте, равной Y,. в мо-
делях принято полагать соответствующими стандартной атмосфере
(ГОСТ 4401—81) 118, 35[. При моделировании удобно определять р и
М выражениями
р=(Ро/Т)е521"”7'; М = И/20,04637лГ.
где р„= 1,225 кгс/м' или р„ = 0,12492 кгс-с'/м”.
Механическое воздействие толкателя самолета на УАБ при ее ”х"-
образной подвеске учитывается в модели на временном интервале
t = 0...Г, силами Л, „ Я. Р и моментами М,„ М ;
Ry,= -0,707Я,; Я;т = -0,707Я,; Л/,т=-Ягг/г; MZ,=R„I,_
где Rr — модуль силы толкателя, прикладываемой к УАБ в точке,
отстоящей на расстояние /, по оси ОХ от ее центра масс, в тече-
ние времени г, от момента сброса (величина /, положительна при
сдвиге точки приложения силы Rr от центра масс УАБ в сторону
ее носа).
Результирующие силы Я„ Я,, Я, и моменты М,, опреде-
ляются совместным действием аэродинамических сил X, Y, Z и сил
толкателя:
Я, =%; Я^+У+Я,,,; Я. =Z+Rzr;
MKy=Mv+My,-, Mk+Mz+Mzt.
В уравнениях движения УАБ (1.21), (1.22) учитывается, что при
наличии ветра инерционные силы зависят от земной скорости а
аэродинамические силы и моменты - от воздушной скорости И
Проекции V„ V„ V, вектора V воздушной скорости на связанные
оси OXYZ определяются уравнением
где Р^, V, — составляющие вектора земной скорости Й,; Wa, И',,
— составляющие скорости ветра Wf в проекциях на земные оси
О.ХУ^,\ (/,,)т - транспонированная матрица (/у).
В уравнениях движения (1.25) положительное направление со-
ставляющих скорости ветра Wo, Wa, совпадает с положительным
направлением осей О^Х,УЯ,-
Абсолютное значение Йвоздушной скороети и углы атаки УАБ оп-
ределяются следующим образом:
irctg<Kz/r,); a2 =arctg(P,;/k't); a,
Здесь р], К — составляющие воздушной скорости; а„ а, — углы
атаки соответственно в каналах I и 2.
Средние значения отклонений рулей S;, 8, в каналах управления
/, 2 и 8, в канале крена определяются по формулам:
в которых б,, 5г, 5,, б, - углы отклонения рулей /, 2, 3, 4соответст-
венно. На рис. 1.10, б, в показаны положительные направления от-
клонений каждого из рулей.
Канал управления /, в котором рули отклоняются на угол 5; и угол
атаки равен а„ расположен в связанной плоскости OXY, а плоскостью
канала управления 2 с параметрами б, и а, является плоскость OXZ.
Ветром называют движение воздуха относительно земли. Харак-
тер этого движения зависит от географического района, времени го-
да, времени суток и случайных погодных явлений [7, 18].
Учитывая огромное разнообразие реальных ветровых условий,
при разработке УАБ желательно определить модель ветра, отвечаю-
щую районам возможного применения оружия. При исследованиях
32
динамики полета и оценках точности наведения отечественных УАБ
принята типовая ветровая обстановка, формализованная следую-
щим образом:
учитываются только горизонтальные струйные течения воздуха,
поскольку обычно вертикальные перемещения атмосферы значи-
тельно меньше горизонтальных, т.е. принято = 0;
в статистическом моделировании горизонтальные составляющие
скорости ветра рассматриваются зависимыми от высоты Y,,
м, в земной системе координат и случайными по величине и на-
правлению, а именно:
где ду, ДУ. - независимые нормальнораспределенные центриро-
ванные случайные величины со среднеквадратическим отклонени-
ем aAtf = 0,707; И'=6.3 + 1,94 10'Г -9,1510 "(У)’при Y < 10 км и
jy= 40,27 - 3,14410-’Г, + 7,77- 10J( Y,)1 при Ю < Y, < 25 км.
В этой модели ветра величина W, м/с, определяет характер изме-
нения скорости горизонтального ветра по высоте Yt, а сочетание W
и случайных величин ДУ и ДУ - значение и направление ветра в
каждой из реализаций процесса движения УАБ. В соответствии с за-
коном распределения случайных величин ду, ду направление вет-
ра в совокупности случайных реализаций является равновероятным
в диапазоне 0...3600.
Помимо исследований динамики УАБ в условиях типовой обста-
новки целесообразно рассмотреть поведение УАБ при наличии по-
стоянных ветров встречного, попутного, бокового или любого дру-
гого направления. В этом случае составляющие И^,, задаются в
виде констант нужного знака и значения.
В результате интегрирования уравнений (1.21), (1.22) определя-
ются составляющие К,, Vs„ И,, и далее - проекции V,„, век-
тора Vk УАБ на оси земной системы координат OJCtY^
Линейные координаты УАБ Х„ Y,. Z,b земной системе координат
определяются путем интегрирования составляющих земной скоро-
бометания неуправляемых авиабомб. При этом в ПРНК решается
баллистическая задача определения горизонтальной дальности и
времени полета авиабомбы по баллистической траектории. Как
правило, эта задача выполняется на борту самолета-носителя не пу-
тем интегрирования уравнений динамики (1.30), а упрощен-
ными способами. Один из таких способов состоит в интегрирова-
нии следующих уравнений:
V = -(c^qS/m+g3me); У„ =ИС;
0=-g(cos0)/K; 0О=0С;
Xg =Kcos0 + W'fB(r<o); XsO=0;
Ys =l/sin©; Ysr,=Yp;
с» =c«(0), +(Cra(0)(.i -c„(0)() (M-M,)(M,., -M()
при M, <
cM =cni при M<Mi;
=c.M при M>M„
Баллистический относ Л = X^ и время баллистического полета Г6
фиксируются при достижении в задаче условия Y, = 0.
Этот способ описывает движение материальной точки, имею-
щей массу т, под действием силы лобового сопротивления с,д8,
при наличии составляющих ветра H^(Yf) и 1У,.(УЛ), измеренных на
высоте полета самолета. Начальные условия задаются высотой ¥&,
скоростью К и углом наклона траектории 0, самолета. Параметры
М, ч, S вычисляются так же, как описано выше в уравнениях ди-
намики УАБ.
Величина са(0), является коэффициентом лобового сопротивле-
ния при нулевом угле атаки и М = М» где М, — значение числа М,
при котором определен коэффициент с=. Приведенная выше зави-
симость са при М. < М< М,., отражает интерполяционную процеду-
ру. Данный упрошенный способ вычисления баллистических пара-
метров можно использовать в модели УАБ при описании процедуры
прицеливания в ПРНК самолета-носителя.
34
1.3. Способы применения УАБ
Первые корректируемые и управляемые авиабомбы с лазерными
и телевизионными системами наведения создавались начиная с
1960-х гг. с расчетом применения по правилам бомбометания не-
управляемых авиабомб. Это было обусловлено техническими воз-
можностями ПРНК самолетов фронтовой авиации и тактикой бое-
вых операций того времени, стремлением улучшить точность авиа-
бомб без существенного увеличения стоимости оружия, а также су-
ществовавшим тогда уровнем развития лазерной, телевизионной,
электронной, вычислительной техники.
Использование баллистического способа сброса первых авиа-
бомб с лазерными системами наведения было вызвано необходи-
мостью захвата подсвеченной цели головкой самонаведения на
траектории автономного полета авиабомбы после ее сброса. Этот
способ бомбометания первоначально применялся и при разработ-
ке КАБ с телевизионно-корреляционной головкой самонаведе-
ния, так как перезапись эталонных изображений планировалось
производить по программе, привязанной к времени баллистиче-
ского полета.
Сущность организации баллистического бомбометания состоит в
следующем. В память ПРНК самолета-носителя вносятся данные,
характеризующие баллистические свойства авиабомбы, - характе-
ристическое время падения авиабомбы, ее массовые и аэродинами-
ческие параметры.
Характеристическое время - это время падения неуправляемой
авиабомбы, сброшенной горизонтально на высоте 2 км со скоро-
стью 40 м/с. В памяти ПРНК имеются таблицы, позволяющие по
характеристическому времени определять параметры баллистиче-
ской траектории авиабомбы, соответствующие режиму палета само-
лета. Следует отметить, что этот способ определения параметров
баллистики устарел и в ПРНК последних модификаций самолетов
практически не применяется.
В качестве массовых и аэродинамических параметров чаше всего
используются соответственно масса авиабомбы и отнесенный к
площади миделева сечения авиабомбы коэффициент сл силы лобо-
вого сопротивления, соответствующий пространственному углу ата-
Сушествуют различные алгоритмы определения параметров бал-
листической траектории по массовым и аэродинамическим характе-
ристикам авиабомбы. Наиболее эффективными являются алгорит-
мы, построенные на интегрировании уравнений движения авиабом-
бы (один из алгоритмов приведен в подразд. 1.2).
Введенные в ПРНК характеристики авиабомбы необходимы для
определения баллистического относа и времени баллистического
палета Т6, соответствующих режиму сброса. Баллистическим отно-
сом A6 считается проекция на горизонтальную поверхность земли
баллистической траектории авиабомбы.
В полете после обнаружения и распознавания цели оператор са-
молета наводит на нее перекрестие прицела и при баллистическом
способе бомбометания стремится направить на цель вектор путевой
скорости самолета. В процессе сближения самолета с целью с само-
летных датчиков в ПРИ К поступает текущая информация о высоте
самолета Yp, угле визирования цели 3„, относительно горизонта,
дальности до цели По этой информации в ПРНК определяется
текущая горизонтальная дальность до цели:
O.cu =>',«/tg»Cu ИЛИ О,С11 =OC1I cos3clI. (1.31)
Информация о дальности DIU, полученная лазерным дальноме-
ром, является более предпочтительной по сравнению с информа-
цией радиовысотомера о высоте Yr. При неровном рельефе мест-
ности текущая высота полета самолета может существенно отли-
чаться от его превышения над целью, и это снижает точность бом-
бометания.
Одновременно с вычислением в процессе сближения с це-
лью в ПРНК самолета по текущим значениям высоты, земной ско-
рости и угла наклона траектории и с учетом данных о баллистиче-
ских свойствах авиабомбы определяются ожидаемые текущие зна-
чения баллистического относа А6 и времени баллистического полета
Т6 авиабомбы.
Операции по осуществлению баллистического бомбометания на-
чинаются при горизонтальной дальности до цели, превышающей
баллистический относ, т.е. при />,с„ > А6. Команда на сброс авиа-
бомбы вырабатывается в момент выполнения условия Р,с„ < Ае, т.е.
тогда когда текущая горизонтальная дальность до цели оказывается
равной баллистическому относу, соответствующему текущим пара-
метрам полета самолета, или становится меньше его.
Информация о параметре Те нужна на самолете для организации
после сброса УАБ маневров, предназначенных для предохранения
самолета от средств ПВО противника и от действия БЧ сброшенной
УАБ, а при подсвете цели лазерным лучом с самолета еще и для оп-
ределения начала и конца подсвета.
Таким образом, алгоритм баллистического бомбометания со-
стоит в определении той единственной точки сброса, из которой
должна начинаться соответствующая текущим условиям полета
номинальная баллистическая траектория, оканчивающаяся в точ-
ке цели.
Точность баллистического бомбометания зависит от точности
наложения перекрестия прицела на цель, погрешностей самолетных
датчиков, состояния атмосферы за время полета авиабомбы, интер-
ференционных возмущений, точности вычислений, а также от тех-
36
нического рассеивания, вызванного разбросом фактических пара-
метров авиабомбы относительно ее номинальных характеристик,
используемых в ПРНК.
Совокупность этих случайных факторов отражается законом рас-
пределения ошибок бомбометания. При расчетах принято полагать
этот закон распределения нормальным и характеризовать его значе-
ниями вероятных отклонений Е, и Е, соответственно в направлении
сброса и в поперечном направлении.
Характеристики точности баллистического бомбометания с со-
временных самолетов Е„ Е. обычно представляются формульными
зависимостями типа
в которых Y&, км, км/ч, 90, 0 — соответственно высота, зем-
ная скорость, угол наклона траектории самолета-носителя в мо-
мент сброса бомбы; К„ Kv К, - коэффициенты пропорциональ-
ности.
Характеристики Е, и Е в формулах (1.32) определяются в метрах.
Значения коэффициентов К» К,, соответствуют характеристи-
кам ПРНК различных самолетов и разным режимам применения
авиабомб. В зависимости от бортовых систем самолетов и высотно-
скоростных и угловых режимов бомбометания эти коэффициенты
принимают следующие значения: К, = 5...8; К; = 0,08...0,10; К> = 0,5
Для организации наведения УАБ, оснащенных системами
спутниковой и инерциальной навигации, в бортовую аппаратуру
УАБ перед ее сбросом должны быть введены заранее известные
геоцентрические координаты цели. Эти координаты могут быть
введены в УАБ перед вылетом или в процессе полета самолета-
носителя к цели. Вместе с тем в боевой обстановке может воз-
никнуть потребность в атаке цели, обнаруженной оперативно в
процессе полета. В этом случае на самолете необходимо опреде-
лить координаты цели.
В результате наложения перекрестия прицела на цель и ее даль-
нометрирования определяются координаты цели в связанной с са-
молетом системе координат ОДДД:
=„ cos<р, cos<р;; YCH =Дс„51Пфг;
= -Осд СОЭф; 51Пфу,
где ф и ф — углы поворота гиростабилизатора прицела относитель-
но осей ОД КД.
Координаты цели в земной системе координат O^YfZ, вычисля-
ются с использованием данных об азимуте Л оси ОД и углах фс.
ус самолета, определяющих ориентацию связанных осей O^Y^Z, от-
носительно земной системы координат O^Y^,:
(1.34)
где — матрица направляющих косинусов осей О,Х^У£ самолета,
выраженных через углы ц»., у„
(cos А, 0 sin^c'l
О 1 О I.
-ыпЛ 0 cosАсJ
(1.35)
Координаты цели в геоцентрической системе координат опреде-
ляются посредством следующих преобразований:
l’Xru'| f|W + //c]cosvc cosXc
Г1Ц 1=1 [А^ + Л/е Jcostpj. sinXv
7,J ll(l— e2)A' + //c]sinq>c
(1-36)
f-sin<pccosZc
(Xv, Фс)т =1 -sin<pt sinXc
COS<pc
C0Sipt cosXc
cos<pv sinXt
cosXv . (1.37)
0 J
полета самолета и его положению относительно цели.
38
Связанное с таким применением УАБ повышение тактической
гибкости способствует как снижению потерь самолетов от средств
зашиты целей, так и увеличению вероятности поражения цели. С
ростом дальности и боковых ракурсов сброса в пределах разрешен-
ной области применения оружия повышается безопасность самоле-
та, так как сброс может быть произведен вне зоны действия средств
ПВО противника и облегчаются защитные маневры самолета после
сброса. С приближением точки сброса к цели улучшаются точность
и конечные траекторные параметры УАБ, что повышает боевую эф-
фективность оружия.
Расширение диапазона дальностей сброса позволяет также осуще-
ствлять в одном заходе последовательное применение нескольких
УАБ по одной цели или по близко расположенным целям. Кроме то-
го, при оперативном поиске хорошо замаскированной цели или цели
в горной местности после ее обнаружения на дальности < А бал-
листический сброс уже не имеет смысла и необходим повторный за-
ход, а при зоне, разрешающей применение УАБ на таких малых даль-
ностях, еще можно успеть осуществить сброс в этом же заходе.
Авиабомбы с лазерными головками самонаведения флюгерного
типа, захватывающими подсвеченную цель на траектории, могут
применяться практически только по правилам баллистического
бомбометания. Это обусловлено стремлением к обеспечению вы-
сокой вероятности захвата цели в положении, из которого возмож-
но достижение удовлетворительного результата процесса самонаве-
дения.
УАБ со следящими лазерными головками и автопилотом, осуще-
ствляющим требуемую ориентацию авиабомбы по крену, могут
быть применены в определенных условиях также и по принципу
пуска из зоны возможных сбросов (ЗВС), окружающей геометриче-
ское место точек баллистического бомбометания. Возможности та-
кого применения УАБ появились в результате предварительной
ориентации поля зрения ЛГСН в направлении цели и улучшения
точности сброса самолетными ПРНК, поскольку это повысило ве-
роятность захвата цели на траектории баллистического или про-
граммного полета.
ЗВС таких авиабомб представляет собой совокупность горизон-
тальных отрезков прямых на высоте полета самолета. Каждый отре-
зок принадлежит вертикальной плоскости, проходящей в момент
сброса УАБ через вектор путевой скорости самолета, направленный
на цель. Эго означает, что в ходе операции бомбометания экипаж
самолета к моменту сброса УАБ должен направить вектор путевой
скорости самолета с точностью своего ПРНК на цель и осуществить
сброс в пределах горизонтального отрезка, принадлежащего ЗВС на
текущем режиме полета.
Совокупность ЗВС вводится в память ПРНК и при прицелива-
нии определяет границы разрешенного сброса УАБ.
При бомбометании УАБ с ЛГ СНГ по принципу применения из
ЗВС экипаж, как и при баллистическом способе, в процессе атаки
цели должен стремиться направить вектор путевой скорости само-
лета на цель. При сближении с целью в ПРНК также решается зада-
ча определения горизонтальной дальности D,,a. При этом на экране
летчика-оператора высвечиваются границы ЗВС, соответствующие
текущему режиму полета, а также указывается текущее значение
или положение цели. Команда на сброс УАБ подается операто-
ром экипажа или вырабатывается автоматически по определенному
алгоритму при условии, что параметр D,CB или сама цель находятся в
пределах границ ЗВС.
Самонаведение УАБ с телевизионными ГСН и системами спут-
никово-инерциальной навигации начинается практически сразу
после сброса УАБ. Это предопределяет их преимущество перед ла-
зерными авиабомбами по размерам зон применения. Оно обуслов-
лено тем, что наведение КАБ и УАБ с лазерными головками начи-
нается только после захвата цели головкой на траектории балли-
стического полета, в результате чего область начальных условий
этапа самонаведения этих авиабомб сокращается по отношению к
их энергетическим и пространственно-скоростным возможностям
в момент сброса.
Телевизионные и спутниково-инерциальные системы наведения,
поскольку у них отсутствует проблема захвата цели на траектории,
позволяют организовать применение УАБ из ЗВС, представляющих
собой при каждом режиме сброса не отрезок прямой, а замкнутую
горизонтальную область. При этом значительно увеличиваются раз-
меры ЗВС, и для бомбометания операция сравнительно точного на-
правления вектора путевой скорости самолета на цель не является
обязательной. Совокупность таких горизонтальных областей, охва-
тывающая высотно-скоростной и угловой диапазоны применения
каждой конкретной УАБ, вводится в ПРНК самолета как ее ЗВС.
При всех типах УАБ положение их ЗВС в каждом режиме сброса
должно быть определено относительно цели. При этом ЗВС можно
формировать как область пространства, из которой разрешается
сброс авиабомбы по выбранной цели. Можно также рассматривать
ЗВС как область, внутри которой находятся разрешенные для атаки
цели. В этом варианте ЗВС представляет собой область, располо-
женную на горизонтальной поверхности земли.
Формирование границ ЗВС производится посредством математи-
ческого статистического моделирования процессов самонаведения
с учетом основных характеристик УАБ, их допустимого разброса и
типовых возмущающих факторов. На основании этого моделирова-
ния для всех рассматриваемых (узловых) режимов сброса в диапазо-
не возможных условий бомбометания определяется ограниченная
область пространства, применение из которой УАБ данного типа
удовлетворяет выбранному критерию.
40
В качестве критерия могут выступать показатели, отражающие
точность попадания и эффективность оружия, а также ограничения,
связанные с углами и скоростями подлета к цели, временем штат-
ной работы бортовой аппаратуры, возможностью штатного сраба-
тывания взрывателя и безопасностью самолета-носителя от дейст-
вия сброшенной УАБ.
Математическая формализация критерия зависит от типа УАБ,
требований тактико-технического задания на разработку УАБ, а
также от коэффициента запаса, который выбирают разработчики
УАБ, желая получить надежные положительные результаты. В каче-
стве примере приведем один из возможных критериев.
В соответствии с этим критерием точка принадлежит ЗВС, если
при сбросе УАБ из этой точки выполняются следующие условия:
оценка кругового вероятного отклонения £ меньше заданной
предельной величины £„;
вероятность промахов П, превышающих 4£ш, меньше 0,1;
вероятность того, что длительность полета УАБ меньше времени
взведения взрывателя, не превышает 0,05.
При формировании этого критерия учитывалось, что в модели
самонаведения по окончании штатного времени работы аппаратуры
УАБ продолжала движение по законам баллистики, и это отража-
лось на промахе. В случае фугасного типа БЧ угол и скорость подле-
та к цели практически не влияли на эффективность данной УАБ и
поэтому не были включены в критерий. Вопросы обеспечения безо-
пасности носителя были предусмотрены в регламентациях поведе-
ния самолета.
ЗВС строятся в системе координат OJ(,Y^,, начало которой со-
вмещено с центром цели (точкой прицеливания), а ось парал-
лельна вектору путевой скорости самолета-носителя в момент сбро-
са бомбы.
Методика формирования границ ЗВС включает комплекс моде-
лирования процессов самонаведения УАБ для каждого рассматри-
ваемого режима сброса, характеризуемого высотой, скоростью и уг-
лом наклона траектории в момент сброса. Совокупность рассматри-
ваемых узловых режимов сброса должна охватывать ожидаемый
диапазон применения УАБ.
В соответствии с методикои формирования границ ЗВС при каж-
дом режиме сброса в горизонтальной плоскости на высоте Yfi из
точки начала номинальной баллистической траектории осуществ-
ляется последовательный переход от точки к точке с определенным
шагом по радиусам, наклоненным к оси ОД под углом ч<звс.
В каждой из этих точек производится статистическое моделиро-
вание процессов самонаведения в случайных условиях рассматри-
ваемого режима сброса с проверкой соответствия его результатов
выбранному критерию. При выполнении критерия происходит пе-
реход к следующей точке в сторону удаления от начала радиуса. При
невыполнении критерия осуществляется переход с половинным
шагом к точке в обратном направлении. Шаг и число л1вс таких
смен направления и величины шага на каждом радиусе назначаются
из соображений желаемой точности определения границ ЗВС.
После осуществления пж смен направления движения вдоль ра-
диуса в качестве граничной точки принимается самая дальняя от на-
чала радиуса точка, в которой выполнялись условия критерия. Затем
аналогичное перемещение производится вдоль следующего радиуса.
Для построения половины ЗВС, лежащей по одну сторону от
оси О(Л, симметрии ЗВС, используется набор из NJK радиусов.
Точность установления границ ЗВС определяется степенью адек-
ватности математической модели характеристикам УАБ и услови-
ям применения, а также количеством радиусов Nlac. величиной
шага и числом лзвс.
Полученные по данной методике ЗВС обычно имеют конфигура-
ции, которые не удобны для организации в самолетных ПРНК бы-
стрых вычислительных процедур. Поэтому при разработке алгорит-
мов ПРНК ЗВС аппроксимируют правильными геометрическими
формами. Кроме того, алгоритмами ПРНК осуществляется интер-
поляция ЗВС для текущих режимов полета, находящихся между уз-
ловыми режимами сброса.
1.4. Статистические характеристики, используемые для оценки
точности наведения УАБ
Основным результатом процесса наведения является промах от-
носительно цели. При оценках результатов наведения УАБ обычно
рассматриваются два вида промахов: промах П на горизонтальной
плоскости (на земле) и промах П, в картинной плоскости.
В качестве промаха П принимается расстояние между центром
цели и точкой пересечения авиабомбой горизонтальной поверхно-
сти на высоте расположения центра цели. При положении центра
цели на плоскости измерение промаха П производится в этой
плоскости. При положении центра цели в системе координат
на высоте промах П измеряется в горизонтальной плос-
кости на этой высоте.
В том случае, когда наведение осуществляется наточку прицели-
вания, смешенную относительно центра цели, и нужно охарактери-
зовать результат наведения на эту точку, измеряется промах /7т как
расстояние между точкой прицеливания и точкой пересечения
авиабомбой горизонтальной поверхности, расположенной на высо-
те этой точки прицеливания. Несовпадение точки прицеливания с
центром цели имеет место при наведении на объемные цели, когда,
например, точка подсвета лазерным лучом или точка сюжета в цен-
тре перекрестия телевизионной головки самонаведения в момент
записи эталонного изображения лежит на поверхности этой цели.
42
Несовпадение точки прицеливания с центром цели может иметь ме-
сто также вследствие ошибок прицеливания. Промах П„, использу-
ется прежде всего для характеристики точности наведения, а промах
П — еще и для оценок боевой эффективности УАБ.
При проведении натурных летных опытов промах П определяет-
ся на местности средствами геодезических измерений.
При математическом моделировании процессов наведения УАБ
вычисление промахов П и производится в момент пересечения
авиабомбой соответствующей горизонтальной плоскости. Этот мо-
мент в модели фиксируется при первом выполнении условия Y, < Y„.
При расположении центра цели или точки прицеливания на
плоскости ОДЛ с координатами соответственно Xr„ Zn и Z^o
определяются координаты (A',)tt = t, (Z,)„!t точки пересечения авиа-
бомбой этой плоскости, а по ним вычисляются указанные промахи
и их составляющие:
Под картинной плоскостью понимается плоскость, проходящая
через центр цели (точку прицеливания) и перпендикулярная векто-
ру земной скорости УАБ в момент пересечения горизонтальной
плоскости 0Д-4-
Промах в картинной плоскости определяется как расстояние от
центра цели (точки прицеливания) до касательной к траектории
УАБ в точке пересечения горизонтальной плоскости ОДЛ- Форму-
лы для вычисления промахов П. и П„„. имеют следующий вид:
(1-41)
Эти формулы получены из уравнений, определяющих положение
касательной к траектории УАБ в момент пересечения плоскости
OJ(^, и расстояние от центра цели (точки прицеливания) до этой
касательной.
Пусть начало земной системы координатору,находится в
центре цели, и вектор земной скорости УАБ Vi имеет в момент пе-
43
ресечения плоскости O^X^Z, в точке с координатами (/?„ 0, П,) со-
ставляющие У^°°, Касательная к траектории УАБ в
точке пересечения имеет направляющие косинусы
m = l
где V* ° — абсолютное значение скорости l' в точке пересечения.
Уравнение касательной как прямой, имеющей направляющие
косинусы I, т, п и проходящей через точку (/7„ 0, ГЦ), записывается
в виде
Расстояние от центра цели О0 с координатами (0, 0, 0) до прямой
(1.43) определяется с учетом (1.42) соотношением
•|(^=°/7)2+(^
4«
После извлечения квадратного корня получаем формулу (1.40).
Аналогичным образом выводится формула (1.4)) для П,.е,-
В качестве основной статистической характеристики точности
наведения УАБ обычно принимается оценка Е. (Ет.) кругового ве-
роятного отклонения промаха П, (П„,) в картинной плоскости. В
соответствии со сложившейся практикой эта оценка рассматривает-
ся как квантиль порядка 0,5 (медиана распределения), что эквива-
лентно радиусу круга с центром в точке цели (точке прицеливания),
в который из всех проведенных опытов попадают 50 % точек пере-
сечения авиабомбой картинной плоскости.
Количественная опенка показателя £,(£„,.,) по совокупности
N проведенных натурных испытаний или при статистическом
моделировании производится путем расположения полученных
промахов /7, (/?„,,) в нарастающем порядке и определения сере-
дины этого ряда. При четном числе опытов оценка £, (£„„,) рав-
на значению промаха под номером N/2; при нечетном У в каче-
стве £, (£,„,) берется полусумма промахов этого ряда под номе-
рами (N-i)/2 и (У+1)/2.
Помимо оценок £. (£,„.), характеризующих точность наведения
по промахам П. в картинной плоскости, в исследованиях ис-
пользуются оценки точности £ (£„„), определяемые по промахам П
(Пп) на горизонтальной поверхности земли. Методика вычислений
£ (£„„) аналогична методике определения £, (£„.,).
Вследствие специфики вычисления оценки £.(£,„,) и Е (£„р) ха-
рактеризуют точность наведения по лучшей половине промахов из
совокупности произведенных опытов. Поскольку характер распре-
деления промахов худшей половины явным образом не влияет на
значения Е, <E„f .) и Е (£„„), наличие в этой половине совокупности
больших промахов, обусловленных, например, незахватом цели го-
ловкой самонаведения, не выявляется данными оценками.
В связи с этим при исследованиях на этапах разработки УАБ наря-
ду с оценками £,(£„„,) и £ (£„р) целесообразно пользоваться характе-
ристиками точности, в вычисление которых включены все результа-
ты совокупности произведенных опытов. Кроме того, оценки точно-
сти в картинной плоскости полезно дополнить оценками, получен-
ными на горизонтальной плоскости. Это особенно важно при поло-
гих подходах УАБ к цели, когда промахи в картинной плоскости и на
горизонтальной поверхности земли могут существенно отличаться.
В качестве оценок точности наведения УАБ, дополняющих оцен-
ки £. (£гр.) и £ (£„), можно ракомендовать следующие:
। * П *
МП = — 5"Я„ иоЯ = ,1-------У(Я„ -МП)2 - среднее значение и
N„=| V N-I ।
сраднеквадратическое отклонение от него промаха Я;
। * П *
— среднее значе-
ние и среднеквадратическое отклонение от него продольной состав-
ляющей П, промаха П,
। * П 5
Mnz =—Y-П^, и сЯг = I------Т1(П„ -МП.)2 - среднее значе-
N „|
ние и среднеквадратическое отклонение от него поперечной состав-
ляющей Я; промаха Я.
В этих выражениях Я,, Я... П„ - значения промаха Я и его со-
ставляющих Яд, Я, в опыте под номером "л" из совокупности N опы-
тов (реализаций).
Аналогичные оценки применимы также для промахов Я., Я„„,
Я,„, и их составляющих.
Сочетание приведенных оценок точности позволяет составить
более полную картину распределения промахов и выявить их харак-
тер. Так, оценки МП, и МП; определяют положение центра группи-
рования точек падения УАБ на землю по отношению к центру цели.
Посрадством этих оценок можно выявить закономерности недолет-
ного. перелетного или бокового характера. По этим же оценкам в
сочетании со среднеквадратическими отклонениями выясняют
структуру распределения промахов на Земле.
45
Анализ статистических закономерностей позволяет на этапах
проектирования и отработки УАБ принять необходимые меры по
устранению негативных факторов.
Точность наведения является одним из основных показателей
УАБ. Требования поточности наведения всегда содержатся в такти-
ко-техническом задании на разработку УАБ и обычно предъявляют-
ся в виде задаваемых значений кругового вероятного отклонения Е.
(£_,) в картинной плоскости.
Если в качестве задаваемых показателей точности наведения ис-
пользовать оценки круговых среднеквадратических отклонений
оф1, то возникают вопросы, связанные с корректным сравнением
количественных значений оценок Е, и а,м. Так, при переходе от
круговых вероятных отклонений к среднеквадратическим отклоне-
ниям кругового нормального распределения ошибочно используют
коэффициенты пересчета характеристик Е и о, справедливые для
одномерного нормального распределения случайной величины, то-
гда как необходимо рассматривать соотношение сопоставляемых
характеристик в системе двумерного распределения. Приведем
здесь математически корректные соотношения между характери-
стиками точности наведения, употребляемыми при оценках УАБ.
Совокупность промахов УАБ является результатом распределе-
ния системы двух случайных величин: продольной П„ и поперечной
П„ составляющих промаха П. в картинной плоскости. При задании
требований по точности наведения принято считать, что при боль-
шом количестве опытов эти составляющие являются независимыми
и распределенными по нормальному закону с одинаковыми харак-
теристиками рассеивания, т.е. они образуют систему двух случай-
ных, центрированных, нормально распределенных величин с круго-
вым рассеиванием. Такой нормальный закон на картинной плоско-
сти случайных величин П„, имеет каноническую форму [|4|:
/(/?«. Я„)=------------ехр
где — главные среднеквадратические отклонения одномер-
ных центрированных нормальных законов распределения соответ-
ственно в продольном и поперечном направлениях, а эллипс рас-
сеивания имеет вид
где к - отношение полуосей эллипса рассеивания к главным сред-
неквадратическим отклонениям.
46
При = а, эллипс рассеивания с полуосями А„ = капл и
А„ = ка„„ вырождается в круг с радиусом А, = ка,:
/72+/7.2 =*2(о,)2. (1.47)
В [14] показано, что вероятность попадания центрированной,
нормально распределенной случайной точки в круг радиуса А. опре-
деляется следующим образом:
Если радиус А. круга принять равным круговому вероятному от-
клонению в картинной плоскости Е„ то Р<АП„, /7») с А,) = 0,5, по-
скольку £, — квантиль порядка 0,5. Таким образом.
03 = l-e'
Отсюда следует, что
е-15*' =0,5; -0,5k2 = 1п(0,5) =-0,693; к2 =1,386; jt = 1,177 = 1,18.
Это означает, что круговое вероятное отклонение £., характери-
зующее двумерное нормальное распределение в картинной плоско-
сти, связано с характеристикой а. одномерного нормального рас-
пределения в этой же плоскости соотношением
£, =ка, «1.18с,. (I 50)
Известно [14], что при одномерном нормальном законе распре-
деления между характеристиками этого распределения £ и о суще-
ствует соотношение с « 1,4826£. С учетом этого соотношения мож-
но записать следующее:
Е, «1,18g, = 1,18 ),4826£«1.749£. (1.51)
Соотношение (1.51) отражает связь между круговым вероятным
отклонением £, двумерного и вероятным отклонением £ одномер-
ного нормальных распределений.
Заметим, что при одинаковом (круговом) нормальном законе
распределения случайных составляющих /7„, По абсолютное значе-
пределенной по закону Релея 114|. Функция распределения величи-
ны П. в законе Релея идентична выражению (1.48).
В том случае, если в качестве оценки точности наведения зада-
ется и используется круговое среднеквадратическое отклонение
о», промаха П, в картинной плоскости, то можно рассматривать
вероятность попадания случайной величины П., распределенной
по закону Релея, в круг радиуса а,., на уровне 0,68. Этот уровень
соответствует квантилю порядка 0,68. Он выбран, как и для оцен-
ки £„ на основании того, что при одномерном нормальном законе
распределения вероятность попадания в отрезок ±а, составляет
=0,68. При этом имеем:
0,68 = )-е"°м’; 0,32 = e“°s*;; к1 =2,28; к = 1,51. (1.52)
учетом этих соотношений получаем следующее:
окрк =1,5)0, = 1,5)£,/М8 = ),28£х.
(1.53)
Таким образом, при переходе от оценок точности наведения в
форме кругового вероятного отклонения £, к оценкам в виде круго-
вого среднеквадратического отклонения необходимо учитывать
коэффициент к1я = 1,28.
При необходимости определить радиус Я. круга, вероятность по-
падания в который равна 0,999 (что соответствует квантилю порядка
0,999), сначала найдем соответствующую величину к:
0,999 = 1 -е-"5*'; е^5*' =0,00); к1 =13,8; *=3,72.
С учетом (1.50) и (1.53) имеем:
Я, = 3,72а, = 3,72£. /1,18 - 3,15£,; (1.54)
Я,=3,15с «,,,/),28 = 2,46oK|JK.
(1-55)
центрированном круговом нормальном распределении случайной
величины П..
Глава 2
АЭРОДИНАМИКА УПРАВЛЯЕМЫХ
АВИАБОМБ
2.1. Конструктивно-компоновочные схемы и аэродинамические
характеристики УАБ
На выбор аэродинамической схемы УАБ влияют следующие фак-
торы: назначение авиабомбы, условия и режимы ожидаемого при-
менения, ограничения по размещению на самолетах-носителях, со-
став бортовой аппаратуры, тип боевой части, стоимость изделия и
ряд других тактических, технических, производственных и эконо-
мических обстоятельств. Методология выбора рациональной аэро-
динамической схемы УАБ с учетом разнообразных исходных факто-
ров и обстоятельств вряд ли может быть формализована в виде кон-
кретных количественных рекомендаций и в настоящей книге не
рассматоивается.
В [50, 57] приведен обширный материал по внешнему облику
отечественных и зарубежных УАБ различных конструктивно-ком-
поновочных схем. К. настоящему времени созданы УАБ, соответст-
вующие аэродинамическим схемам "бесхвостка", "утка”, "нормаль-
ная”, "с поворотными крыльями". Геометрические параметры кон-
структивных компонентов и их соотношения в рамках этих схем
весьма разнообразны.
Наиболее распространенными аэродинамическими схемами су-
ществующих УАБ являются "бесхвостка" и "утка". Сейчас все боль-
шее внимание уделяется компоновкам самолетного типа, соответст-
вующим "нормальной" схеме.
Проведем анализ основных аэродинамических показателей кон-
структивно-компоновочных схем отечественных КАБ первого по-
коления и некоторых вариантов УАБ, прорабатывавшихся при про-
ектировании авиабомб последующего поколения.
В табл. 2.1 приведены конструктивно-компоновочные схемы, не-
которые конструктивные параметры и основные аэродинамические
показатели отечественных авиабомб первого поколения и трех УАБ
последующих разработок. В этой таблице обозначены: /та, - макси-
мальный размах основных несущих поверхностей УАБ; d, L - соот-
ветственно диаметр корпуса и длина авиабомбы; 5,п — суммарная
площадь несуших поверхностей; — площадь омываемой поверх-
ности авиабомбы; 5 - площадь миделя; 3™, - максимальный угол
отклонения рулей; а,,^, пт — балансировочные значения простран-
ственного угла атаки при отклонении рулей обоих каналов управле-
ния на угол 5™, и соответствующие им значения поперечной пере-
49
Таблица 2.1
|ые схемы и параметры неиотерых управляемых авиабомб
КонструктивнО'Ком поковочная Тип схемы Тип рулей 8„,,° /д.. bl S.JS 5. Л» и а.ь.„ ° л™,
</. ИМ М = 0.6 М = 0,8 М = 0.6 М = 0,8 М = 0.6 М = 0,8
*=Щ LJ^ "бесхвост* Плоские 20 0,75 0.40 3,05 3,99 0,123 0,23 23 23 1.5 2,7 2.1 1.9
ч е е Плоские W W 3,05 5,35 0.12 0.26 30 30 2.0 3,9 2.4 2.2
Бипланныс 20 U 0.58 4,63 5,83 0.15 0.34 26 24 1.7 2,8 2.4 2,1
«“ТГ1-1—1 "Утка" Поворотное оперение 5 US 0.30 2,75 9.0 0.20 0.73 6 5 1.8 2,6 3.5 3,2
"Нормаль- Бипланныс 20 W 0.35 2,60 10.24 0,19 0,42 30 28 4.7 7,3 3.0 2,4
----'—\ . Бипланныс 20 U6 0.40 4,96 25.0 0.27 1.05 29 29 5,2 4.5 4,2
грузки (значения соответствуют палету на высоте ] км); —
максимальное аэродинамическое качество.
У авиабомб первого поколения КАБ-500Л-Ф, КАБ-500КР-Б и
КАБ-1500КР-Ф отношение 5н1Я/5, равное относительной площади
Si,.» несущих поверхностей УАБ, находится в диапазоне 4...6, а у
рассматриваемых авиабомб последующих разработок — в диапазоне
9—25. Таким образом, параметр „ авиабомбы первого поколения
заметно меньше, чем аналогичный параметр авиабомб последую-
щих разработок.
Увеличение площади несущих поверхностей сопровождается
приращением поперечных перегрузок и аэродинамического каче-
ства, приходящихся на единицу угла атаки, а также соответствую-
щим уменьшением диапазона рабочих углов атаки и возрастани-
ем располагаемых перегрузок и аэродинамического качества
авиабомб. Это повышает маневренность и планирующие возмож-
ности УАБ.
Размах оперения УАБ жестко ограничен условиями подвески на
самолете-носителе, а раскрываемое оперение усложняет конструк-
цию и увеличивает стоимость УАБ. По условиям размещения на са-
молетах размах оперения отечественных КАБ первого поколения
был Ограничен значениями 0,75 м для КАБ калибра 500 кг и 0,85 м
для КАБ калибра 1500 кг.
Оперение КАБ-500 на протяжении всего палета остается неизме-
няемым. Для увеличения динамических возможностей авиабомб
КАБ-1500 после сброса из стабилизаторов выдвигаются консоли
("ножевое" раскрытие), увеличивающие размах до 1,3 м, а в момент
начала самонаведения раскрываются дестабилизаторы. Без автопи-
лота качественное самонаведение авиабомб КАБ-500 и КАБ-1500
было бы невозможным.
Для создания максимально дешевой УАБ, у которой нет автопи-
лота с контурами стабилизации, и сигналы лазерной ГСН подаются
непосредственно на рулевые приводы, требуется существенное раз-
витие оперения. Это необходимо для повышения статической ус-
тойчивости объекта управления, ослабления скручивания измери-
тельных и исполнительных функций системы наведения при враще-
нии УАБ по крену и для уменьшения потерь скорости.
Для создания УАБ с расширенной зоной применения необходи-
мы соответствующие конструктивные решения, способствующие
повышению как маневренности при сбросах с небольшими даль-
ностями до цели, так и способности экономичного планирования
с дальних границ зоны сброса. В значительной мере эти решения
сопряжены также с выбором размаха оперения. Данные по УАБ
"нормальной" аэродинамической схемы (см. табл. 2.1) отражают
увеличение параметра 5„ „ и показателей л,та, и К^. по сравнению
с аналогичными характеристиками, приведенными для КАБ пер-
вого поколения.
ftc. 2.1. к^, =ли. М) параметром d. несущие свой-
-----------------——i-——-------- ства (5И„), аэродинамическое
сопротивление (5„) и аэроди-
намическое качество крестообразной УАБ;
U^JS^W/d),
где d = d/lrix — относительный диаметр изделия, равный отноше-
нию диаметра d миделевого сечения к максимальному размаху несу-
щих поверхностей / .
В компоновках УАБ параметр d в значительной мере определяет-
ся диаметром боевой части, а размах — ограничениями со сторо-
ны самолетов-носителей и конструктивными возможностями уст-
ройств раскрытия оперения. В отечественных УАБ значения d нахо-
дятся в пределах 0,256.-0,533. При таких значениях d существенно
проявляется интерференция консолей оперения и корпуса.
На рис. 2.1 показаны зависимости = fiU, М), отражающие
степень улучшения одного из основных показателей аэродинамиче-
ских свойств этих УАБ (значения обобщенного параметра U приве-
дены в табл. 2.1). Повышение аэродинамического качества авиа-
бомбы является необходимым увеличением дальности эффективно-
го применения УАБ.
2.2. Математические модели позиционных аэродинамических
характеристик УАБ
Аэродинамические свойства летательных аппаратов характеризу-
ются совокупностью позиционных и демпфирующих характери-
стик. К позиционным относятся характеристики сил и моментов,
определяемые при отсутствии вращения летательного аппарата.
Демпфирующие характеристики проявляются при вращениях.
Основным способом определения позиционных аэродинамиче-
ских характеристик УАБ являются экспериментальные исследова-
ния в аэродинамических трублх (АДТ) на моделях, отражающих
форму полномасштабных авиабомб. При организации продувок не-
обходимо предусмотреть объем и содержание экспериментов. Они
52
должны обеспечивать приемлемую точность математического опи-
сания основных аэродинамических свойств объекта управления в
рабочем диапазоне изменения кинематических параметров его про-
странственного движения и в то же время не быть избыточными с
позиций стоимости экспериментов в АДТ.
Для любой компоновки УАБ ее аэродинамические свойства
должны быть не только определены, но и математически формали-
зованы, поскольку необходимо для исследований динамики про-
странственного движения авиабомбы, для синтеза законов управле-
ния, формирования алгоритмов и зон возможного применения,
опенок точности и ряда других задач.
Все существующие отечественные КАБ и УАБ имеют аэродина-
мические схемы с крестообразным ресположением крыльев, деста-
билизаторов и рулей. Некоторые УАБ и КАБ имеют изменяемую
геометрию оперения. Например, КАБ-1500Л и КАБ-1500КР выпол-
нены с раскрывающимися дестабилизаторами и хвостовым опере-
нием. В процессе полета эти КАБ последовательно меняют свою
конфигурацию:
все оперение сложено;
раскрыто хвостовое оперение, дестабилизаторы сложены;
раскрыты оперение и дестабилизаторы. Аэродинамические ха-
рактеристики (АДХ) таких авиабомб должны быть определены для
каждой полетной конфигурации.
При создании УАБ с увеличенными по сравнению с КАБ первого
поколения маневренными свойствами и дальностью полета, перво-
степенное значение приобретает повышение точности представле-
ния АДХ в математической модели пространственного движения
авиабомбы. Это связано с тем, что точность определения аэродина-
мических характеристик для этих УАБ в значительно большей сте-
пени по сравнению с КАБ влияет на разброс величины дальности их
полета и, в конечном счете, на точность наведения на цель.
Учитывая широкий диапазон изменения аэродинамических ха-
рактеристик для УАБ по числам Маха, а также нелинейный харак-
тер их изменения по углам атаки и отклонения рулей, важным мо-
ментом с точки зрения повышения точности представления АДХ
является исследование аэродинамических перекрестных связей ме-
жду каналами управления и крена. С учетом их взаимовлияния дви-
жение авиабомбы приобретает пространственный характер. Это
важно, поскольку при традиционном анализе изолированных дви-
жений тангажа, рыскания и крена АДХ определяются недостаточно
достоверно.
В силу указанных причин для успешного решения задач проекти-
рования УАБ и исследования динамики полета требуется достаточ-
но полное моделирование пространственного движения. Эго воз-
можно при наличии математических моделей аэродинамических ха-
рактеристик, определяющих действующие на авиабомбу аэродина-
53
мические силы и моменты в рабочих диапазонах изменения кине-
матических параметров.
Представление аэродинамических характеристик в виде матема-
тических моделей и создание на их основе соответствующих про-
граммных модулей кроме повышения точности моделирования ди-
намики пространственного движения авиабомбы позволяет также
решить следующие важные вопросы, возникающие в процессе отра-
ботки авиабомбы:
унификации представления аэродинамических характеристик
для предприятий-смежников, обеспечивающей однозначную ин-
терпретацию АДХ в математических моделях динамики полета (за
счет исключения расхождений, возникающих при использовании
различных методов аппроксимации и интерполяции АДХ). Эго дает
возможность сравнивать результаты моделирования на единой
основе;
ускорения процесса обработки результатов летных испытаний;
уменьшения числа натурных сбросов за счет более качественного
математического моделирования процессов наведения. При этом
сокращаются затраты и сроки отработки УАБ.
С конца 1980-х гг. при проектировании всех отечественных УАБ
используется методика математической формализации зависимо-
стей аэродинамических коэффициентов от кинематических пара-
метров оперенных летательных аппаратов, разработанная сотрудни-
ками в ЦАГИ (37, 53, 56].
На основании этой методики созданы математические модели
коэффициентов аэродинамических сил и моментов УАБ, в которых
функциональные зависимости этих коэффициентов от кинематиче-
ских параметров представлены полиномами специальной структуры
с учетом вида симметрии объекта управления. При построении этих
полиномов в качестве опорных точек используются дискретные
значения аэродинамических коэффициентов, получаемые в резуль-
тате экспериментов, проводимых в аэродинамической трубе.
В табл. 2.2 приведены наименования аэродинамических коэффи-
циентов и кинематических параметров, совокупность которых по-
зволяет сформировать математическую модель аэродинамических
характеристик осесимметричной крестообразной УАБ.
Аналитическая и числовая части представленной ниже математи-
ческой модели (ММ) аэродинамических коэффициентов авиабом-
бы сформированы с использованием присущих ММ свойств сим-
метрии. Причем экспериментально полученные узловые значения
аэродинамических коэффициентов (АЛК), отражающие особенно-
сти аэродинамической конфигурации изделия, могут варьироваться
независимо от содержания аналитической части модели.
Числовое множество дискретных (узловых) значений аэродина-
мических коэффициентов С„ С,,, С„, т„ тг„, представляет собой
комплекс массивов коэффициентов, определяемых в системе коор-
54
Put. 2.2. Системы координат OX^Y^Z, и OXYX
динат OX„YirZt, (рис. 2.2), связанной с пространственным углом ата-
ки. Эта система координат предпочтительна для крестокрылых ле-
тательных аппаратов как при проведении исследований в АДТ, так
и при математическом моделировании аэродинамических характе-
ристик УАБ.
Начало системы координат OXrY„Zn совмещено с центром масс
УАБ, и ось ОХ„ совпадает с продольной осью ОХ изделия. Ось 0Y,
лежит в плоскости простоанственного угла атаки, которая образова-
на продольной осью ОХи вектором скорости V, причем направле-
ние оси OY. всегда противоположно проекции скорости на плос-
кость, перпендикулярную продольной оси ОХ.
Аэродинамическим углом крена ф„ называется угол между осями
OY и OY„. Угол ф„ положителен, когда ось OY„ совмещается с осью
ОКпутем поворота вокруг оси (ZYno часовой стрелке, если смотреть
в направлении оси ОХ. Пространственный угол атаки ап всегда по-
ложителен.
В табл. 2.2 каждая строка аэродинамических коэффициентов со-
ответствует определенной комбинации кинематических парамет-
ров, варьируемых (как и при продувках в аэродинамических трубах)
с определенным шагом:
по аэродинамическому углу ф„ крена: ф„ —0; -22,5’; -45°;
по углам отклонения рулей канала: 8 = 0; ±8^/2; ±8ТО;
по пространственному углу а„ атаки: а„ = 0...а,1ГОЯ с шагом 2°;
по числу Маха: М = 0,6; 0,8; 0,9 для УАБ, движущихся при М < 1;
М = 0,6; 0,8; 0,9; 1,0; 1,1; 1,3; 1,7 для УАБ при М < 1,75.
Здесь величина агтах, соответствует ожидаемому максимальному
эксплуатационному значению пространственного угла атаки сц,, а
3^, — максимальному отклонению рулей. Шаг а, = 2’ позволяет вы-
Схема ° 6,. ° 8,, ° 8„ ° С. г с да.
Д 0 0 0 0 С, с. - - -
Д -22,5 0 0 0 С, С- -л,,
-45 0 0 0 С С,. - -
0 -10 -20 0 0 & С Л - -
Д 0 0 10 20 0 С.» - С» - -
0 0 0 |0 20 г1 - - m,u - -
К -45 -10 -20 10 20 0 с„, - - -
д -45 10 20 10 20 0 Ga - & - -
д -45 0 0 10 20 - - - -
явить нелинейный характер изменения аэродинамических характе-
ристик УАБ.
Ориентация УАБ и углы отклонения рулей иллюстрируются в
табл. 2.2 схемами с указанием соответствующих значений аэроди-
намического угла крена ф„ и углов 8„ 8( и 8, отклонений рулей в
каналах управления и крена. Коэффициенты С„ С„„ С„, т„ т^, т„,
содержащиеся в табл. 2.2, снабжены дополнительными индексами
от ] до 44, что упрошает их использование при формализации по-
линомов, составляющих аналитическую часть математической мо-
дели АДК в составе аналитической части математической модели.
Вариации АДК по углу атаки и числу Маха в табл. 2.2 не отраже-
ны, поскольку они одинаковы для всех аэродинамических коэф-
фициентов.
Для каждого узлового значения числа Маха аэродинамические
коэффициенты С,,, Сд1, .... представляют собой массивы чисел,
соответствующих значениям данного коэффициента при всех фик-
сированных значениях пространственного угла атаки а,. Например,
в диапазоне изменения угла an = 0...280 с шагом 2° для любого узло-
вого значения М массив каждого аэродинамического коэффициен-
та содержит 15 значений. При семи узловых значениях числа Маха
каждый из 44-х коэффициентов будет иметь семь массивов по 15
элементов.
Таким образом, указанная методика построения математиче-
ской модели АДК определяет объем и содержание эксперимен-
тальных исследований в аэродинамических трубах для получения
функциональных зависимостей коэффициентов сил и моментов от
параметров М, аг, ф„ 8„ 8„ 8.. В зависимости от специфики ком-
поновки УАБ узловые значения аэродинамических коэффициен-
тов могут быть изменены.
Аэродинамические коэффициенты, зависящие от аэродинамиче-
ского угла крена q>„ и углов отклонения рулей 8„ 8(, 8„ математиче-
ски могут быть представлены следующими тригонометрическими
полиномами:
Сх =(cos2 2ф„ -0,5 sin2 4<р „>€,, +sin2 4<р „С,2 +
+ (sin1 2q>„ -0,55124<рпКдз +-4COS2 2фп +Ssin2 2фн,
А -а„ +О|2+аи+4|8Х |(|8Г |+|8, | + 2|8;||8>|)(СХ| -С,„);
5 = 6, +6,з +6,3+418, Шб, | +18„ | +2|8, ||8„ |)(С,3 -С,23);
ом = (218. | -3)С„ +4(1 -18. |)(С,,3 cos2 ф„ +C„s sin2 ф„)+
+ (2|8. | - l)(C,l4 cos2 ф„ +С,ц,sin2 ф „)] |8Г |;
4ц =1(218, | -3)С„ +4(1 -|о, |)(С,,3 sin2 ф„ +C,|S cos2 Ф „)+
+ (215, | -1)(С,Н sin2 ф „ +С,16 cos2 ф„)]|8, |;
Ав =[(2|8, | -ЗК?,, +4(1 - |8, |)C,„ +(2|8,| -l)C,ls)|6, |;
57
in = |<216, | -3)C,3 +4(1 -|3„ |)(C„9(l -sin2q>„)/2 +Cl2l(I +sm2ф„)/2) +
+ (2|5,| -l)(Cx2u(]-sln2<p„)/2+Cx„(l+sin24>n)/2||8.|,
bl2 = [(2|8„ | -3)Ct, +4(1 -16„ |)(C„,(] +51п2ф„)/2+С,г1(1 -яп2ф„ )/2) +
+ (2|S„|-l)(CxJU(l+sm2ipn)/2+C,H(]-sin2V„)/2)||8111;
A, =|(2|8, | -3)Cx3 +4(1 -|8, |)C,23 +<218. | -l)Ct24||6, |;
=(cos2 2ф„ -Casin’ 4ф„}Су4 +sin2 4ф„С>5 +
+ (sin2 2ф „ -0,5sin2 4ф„}C>6 -(o2i cos2ф „ + (2 2)
+ a3i-j2 sin2 ф„)со5фп8г +
+ (a22 cos2<₽„ -a2i41 cos2 фн)51Пф „6,,
o2l =(2|8r | -3)C>4 +4(1 - |8Г |)C>25 +(2|5. | -1)С,Й;
a22 =(2|5X | -3)C,4 +4(1 -|8, |)Cr2S +(218, | -l)C,2(,;
°гз =(2|8r | -3)C>6 +4(1 -18. |yC>27 +<216; | -1 )C>2Я;
fl24 =(2|6Z | -3)Cj6 +4(1 -18, |)C>27 +(2|6, | -l)C,2g;
C„ =-5|п4ф„С., +(o)2 cos2ф„ -ам>/2 cos2 q>„)sin<|>„8j + 3)
+ (fl31 cos 2ф „ +o,4V2sin! ф.^соэфцЗ,,
где
вл =4(1 -18,1 )Сг29 +(218,1 -1>Сг30;
a32 =4(1 - |8Г |)СГЙ +(2|8. | -IJC^;
а,1=4(1-|6,|>С„|+(2|6>|-1)Сг,2;
aM =4(1-18,1^31 +(2|8.| -])Ct„;
m, = -sin4ф +{[4(1 -18, |)m,„ +(2|8, | -l)mxJ4[cos2 2ф„ -^.4)
+14(1-18. |)т.зз +(2|8,1 -l>m„Jsin2 2Ф n|8t;
“58“
nty, = -sin4<p „т^ +(oj2 cos 2<p „ -аи~/2 cos! <p „ )sinq>„6. + 5)
+ (a5| cos2q>„ +0535/2 sin2 (p„)cos(p„8>,
o5i =4(1-16, |)mn, +(2|8,1 -l)mXJS;
a52 =4(1 - |5t I)mrj, +(2|8Г I -l)mrjs;
о» =4(l-|8, |)mn, +(2|8, | -1)тУ40;
ац =4(1 - |8г |)тк„ +(2|8. | -1)тк4П;
т„ = (cos2 2<рл -O^sin2 4<pI,)mZio-t-(sin2 4<р„)тг|1 +
+ (sin2 2ф „ -0,5sin2 4<p„)mzi! _(fl6i cos2q>„ + (2.6)
+ 0535/2 sin2 ф„ )costp„8. +(o6! cos 2<p „ -oM5/2cos2 tp.jsinv,,^.
«Ы =<2|6-1 -3)т?ю+4(|-|8г|)т74| +(2|8; | -l)mZ42;
«ы = (2|5J -3>2IJ+4(1-|8, |)mZ41 +(2|8, | -l)<n242;
o6J =(2|8rI -3)mzi2 +4(1 -18. |)mZ4J+(2|8r| -l)mZ44;
Ом =(2|3J -3)mZl2 +4(1-16, |)тг4!+(2|8, | -l)mZ44.
В приведенных формулах использованы следующие обозначения
для безразмерных углов отклонения рулей:
3. =8х/8тах; 8, =8,/8таж; 8г=8г/8^;
89=(8,-3:)/2; 8„ =<б, +8{)/2.
Определение аэродинамических коэффициентов при текущих
значениях пространственного угла атаки а, и числа Маха осущест-
вляется посредством интерполяционных процедур. Пректика пока-
зывает, что в задачах исследования динамики полета УАБ при вы-
бранном шаге дискретности значений параметров а„ и М достаточ-
ным оказывается использование метода линейной интерполяции
значений АДК.
59
Преобразование аэродинамических коэффициентов, вычисляе-
мых в системе координат к связанной системе координат
(OXYZ) осуществляется по формулам
с, =С^, cos <р „ +С.„ 51Пф ту costp „ +та, sin ф „;
С =СЯ «кф „ sin<₽„; m. =тт cos<fu-mya sinq>„.
Математическая модель АДК (2.1)-(2.6) характеризует аэродина-
мические свойства изолированной УАБ. Однако при подвеске на
самолетах и в процессе отделения от носителя УАБ находится в зоне
интерференции, обусловленной близостью самолета. Учет интерфе-
ренционного аэродинамического влияния самолета на УАБ необхо-
дим для исследований вопросов безопасности отделения авиабомбы
от самолета и разброса траекторий автономного движения УАБ.
Аэродинамическое воздействие самолета на УАБ определяется
специальными экспериментами в АДТ при расположении УАБ
вблизи самолета в позициях, соответствующих процессам отделе-
ния авиабомбы от самолета. Эти эксперименты выполняются разра-
ботчиками самолетов-носителей.
В соответствии со сложившейся практикой уровень интерферен-
ционного влияния самолета на УАБ выражается в виде приращений
соответствующих аэродинамических коэффициентов изолирован-
ной авиабомбы. Зависимости этих приращений от расстояния меж-
ду УАБ и точкой подвеса на самолете имеют экспоненциальный ха-
рактер. В математических моделях движения УАБ эти приращения
могут быть описаны зависимостями типа (1.23).
2.3. Аэродинамические демпфирующие моменты
Помимо позиционных (стационарных) аэродинамических коэф-
фициентов для формирования модели аэродинамических свойств
изолированной УАБ необходимо определить компоненты момен-
тов, которые зависят от соответствующих угловых скоростей враще-
ния ш„ <о, и «о, бомбы. При этом дополнительными аэродинамиче-
скими моментами, зависящими от скорости изменения углов атаки
а и скорости изменения углов отклонения рулей 8 и обусловлены
запаздыванием скоса потока, обычно пренебрегают.
Демпфирующие коэффициенты т,(о>,), и м/ю,) характери-
зуют аэродинамические моменты, возникающие при вращении ле-
тательного аппарата. Они зависят в основном от геометрических па-
раметров аппарата и числа М.
На начальных этапах проектирования УАБ демпфирующие ко-
эффициенты определяются расчетными способами. Обычно эти ко-
60
эффициенты выражаются константами для каждого из узловых зна-
чений числа Маха. В процессе математического моделирования те-
кущие значения демпфирующих коэффициентов вычисляются по-
средством интерполяции.
Рассмотрим методику аналитического определения демпфирую-
щих моментов Л/г(со,), М,{аЛ и M.(oy) авиабомбы с двумя группами
несущих поверхностей <i — I, II). Йзлагаемая методика основана на
материалах, приведенных в работах [35, 45, 66].
Моменты демпфирования УАБ относительно осей OZ и ОХ выра-
жаются известными формулами:
М!(<о.)=т‘^:<о_qSL;
(2.7)
гдет"; =dm. /du, - вращательная производная коэффициента мо-
мента М, отнесенная к характерным размерам; ш,, рад/0 - угловая
скорость вращения УАБ относительно оси OZ; <ог =<ог£/К — без-
размерная угловая скорость; £, м, 5, м! - характерные длина и пло-
щадь УАБ; И, м/с, q. н/м! - скорость и скоростной напор потока;
m"' =dm,/dw, - вращательная производная коэффициента
момента М„ отнесенная к характерным размерам; <0,, рад/с — угловая
скорость вращения УАБ относительно оси ОХ; «о, =ы,£/К - без-
размерная угловая скорость.
Вследствие симметрии крестокрылых УаБ можно положить, что
производные коэффициентов моментов т'"'
Определение вращательной производное т,’’. Вращательная про-
изводная т^- момента М авиабомбы может быть представлена в
тг' ~тгк +mrl +mdl.
(2.8)
где т1^ — вращательная производная корпуса (фюзеляжа) авиабом-
бы, а и m'Jj - вращательные производные ее несущих поверхно-
стей. Каждая компонента врашательной производной УАБ отнесена
к характерным размерам авиабомбы £ и 5.
Вращательная производная корпуса для заостренных тел враще-
ния определяется выражением:
/£ф]5Ф4/(5£г), (2.9)
где хг„, xuo6 — координаты центра масс и центра объема авиабомбы,
измеряемые от носка корпуса; £ф, — соответственно длина корпу-
са (фюзеляжа) и площадь его миделевого сечения.
61
Величина демпфирующих моментов несущих поверхностей зави-
сит от их числа и местоположения относительно центра масс авиа-
бомбы, который определяется безразмерной координатой
где хе — координата начала бортовой хорды крыла, измеренная от
носка корпуса; х,.. - координата начала средней аэродинамической
хорды (САХ) крыла, измеряемая от начала его бортовой хорды;
Ьл - САХ крыла /-й несущей поверхности.
Ь зависимости от положения несущих поверхностей относительно
центра масс авиабомбы коэффициент т'"' рассчитывается по-разному.
Если 0 < х„ < 1, то производная т"'~ определяется по формуле для
крыла:
т? +Ди“ (еЖ,*1«,-Д7/(^!)-
(2.10)
оперения:
1, то расчет производится по формуле для
Здесь и т“от, — соответственно вращательные производные
крыльев, расположенных сравнительно близко к центру масс авиа-
бомбы, и оперения, удаленного от центра масс (каждый из коэффи-
циентов отнесен к собственным параметрам и Ьл.;, Ьт'“‘ (в) - со-
ставляющая вращательной производной от скоса потока, отнесен-
ная к 5.1, и (рассчитывается только для т — II); 5., — площадь
двух консолей т'-х несущих поверхностей; к,, = (МуМ): — коэффици-
ент торможения потока в области г'-х несущих поверхностей (М, и
М — числа Маха в районе г-х несущих поверхностей и в невозму-
щенном воздушном потоке).
В области передних несущих поверхностей (i = I):
=(М|/М)2.
В области задних несущих поверхностей (i = II):
*;*;=*,„ =(Мц/м)2.
Коэффициент к', М); — удлинение носовой части кор-
пуса (рис. 2.3).
Коэффициент к‘, = (*,' +5,1!/5«i)/(l+5,y( /5к1).
62
Величина &'=/(М,х) определяется по эмпирическим зависимо-
стям, представленным на рис. 2.4, а относительная координата х - по
формуле:
X = |(х0 +ХЛ. +ол^.)ц -(х6 + х^к +^,)| \/Ьл.,.
Метод расчета вращательной производной крыльев т^,, (случай
Лгс. 2.4. Расчет козффиирента торможения потока к', учитывающего соотно-
шение размеров нередких н задних поверхностей УАБ
63
Здесь С’„1кр, - производная коэффициента нормальной силы i-x
64
соединяющей середины хорд крыла. Переходя к безразмерным
величинам, получаем
(1 /рад [=57,3(С;:. v / к _ )к к.
В формуле (2.12) параметр tgXo.>« — тангенс угла между нормалью
к оси ОХ и линией, соединяющей четверти хорд крыла; коэффици-
ент Км интерференции т-х крыльев с корпусом авиабомбы рассчи-
тывается по формуле
к„,„ = 1*^ +(A’Lu -*йш)Л4.а)1Х..с<Хм,ХноС, (2-13)
где K-aai=\^3d,-dS\-d.)/^-+0,4М,)гК‘„/«+?,
65
Здесь d„ 1„ — соответст-
венно средний диаметр кор-
пуса в области |'-х несущих
поверхностей, их полный
размах и сужение консолей.
При дозвуковом обтекании
яЪ -1.
Поправочные сомножи-
тели х,.„ х„, и х„„ в форму-
ле (2.13) учитывают влияние пограничного слоя, числа Маха и
длины носовой части корпуса на интерференцию крыла с кор-
пусом.
Х„с, =|l -2tf,257(l -Л2)Ц| -rf(5’(nK, -l)/|(l-tf,)(n„ +!))),
где 8‘ = 0,093Д„< 1 + 0,4М + 0,147М; - 0.006М’) / (ffi^d,) — относи-
тельная толщина вытеснения пограничного слоя; £„ = + 0,58ь —
расстояние от /-Й несущей поверхности до носка корпуса; Re, =
VLJv - число Рейнольдса; V - скорость полета; v, м;/с' - кинема-
тическая вязкость воздуха.
В формуле (2.13) Хм — поправочный коэффициент, учиты-
вающий эффект снижения интерференции крыла с корпусом.
При числах Маха М S 1,4 коэффициент х«< = 1; при М > 1,4 он
может быть найден по эмпирическому графику Хм, =ЛМ) на
Коэффициент рассчитывается для несущих поверхностей,
расположенных в носовой части корпуса авиабомбы, если коорди-
ната хС1 начала бортовой хорды передних несущих поверхностей не
превышает длины носовой части корпуса:
Хиос =0,6+0,4<)-е-а“'‘),
где £ц =£„ /</,.
Входящие в формулу (2.12) параметры А, В, С и D определяются
по следующим зависимостям:
Л =(Хо -хт5л)|х0+х,*л -(Зг|, +1)/(4т|к)]+(2п, +1)/(1бг|х),
В = 1(4, - 1)/(Чк +1)||(7nJ +4. -2)/(144л2)-{х0 +х,Ьм)/6,
с =[(Пк +2)/(12Пк)]2 -|(Пк +2)/(24Пк)[*7 +*,2х /12,
D = я(г|х+г|х+1)/(24г|х).
66
Аэродинамика УАЬ
Здесь безразмерные параметры хс и Ьл, определяются по фор-
мулам
*0 =|(п« +2)/(12пк)[[(Пк -1)/(п. +1)];
где величина бортовой хорды крыла.
В этих формулах у параметров/1, В, Си О для упрощения записей
индекс /, обозначающий порядковый номер несущих поверхностей,
опущен.
При сверхзвуковом обтекании крыльев (М > I) и приО<хГ1 <1 для
определения производной тиспользуется следующий путь вычис-
лений:
ml
(2.14)
Здесь (т”1' /С“)„лкр, — отношение, взятое для случая изолирован-
ных консолей крыла (в отсутствии корпуса). Это отношение вычис-
ляется следующим образом:
=[4,-Д,(0,5-хг,)|/57,3-(05-х„)2,
Коэффициенты 4,„ В,, соответствуют трапециевидной форме
крыла в плане. В формулах для этих коэффициентов индексы "т" и
”п“ используются для обозначения вспомогательных условных
крыльев треугольной и прямоугольной формы в плане, параметры
которых определяются с учетом следующих геометрических соот-
ношений:
(МКСозХ =(MgXm)„ =№кШо.5)п,-
Величина = (т^ определяется по зависимости, пред-
ставленной на рис. 2.7 для условного прямоугольного крыла в зави-
и (X,tgx«,)„
67
Коэффициенты А,, — (т^ /С" К, и S„ для условного треугольно-
KUOo.h,-
При сверхзвуковом обтекании коэффициент К„^ вычисляется
по формуле (2.13), но в отличие от дозвукового обтекания функ-
ция F(L„} * i.
68
При М > I функция F(L„) отражает влияние на интерференцию
крыла с корпусом длины хвостовой части фюзеляжа (£„ — расстоя-
ние от конка бортовой хорды крыла до кормового среза корпуса) и
вычисляется по формуле
ЛЛ») = 1 {Ф|(^ + L,v )Т2^|-Ф|£ЛВ, |), (2.15)
где безразмерные параметры
Ь«, =^,/(0,5<л/М2-1
соответствуют рассматриваемым /-м несущим поверхностям.
Функция Лапласа—Гаусса Ф[г[ определяется по известным таб-
лицам. При >0,7 можно принять F(L„) = I.
Компонента Дл1"’'(е), учитывающая влияние на задние (/ =
II) несущие поверхности скоса потока, возникающего за пе-
редними поверхностями, рассчитывается по следующим выра-
жениям:
спitni)(х. -*^ы|)/(^лц)г1 (2.16)
гдехлП1|, м — координата геометрического центра тяжести пло-
щади передних консолей; х/я||, мм - координата фокуса задних
консолей; с“р — производная среднего угла скоса потока. Пара-
метры К„а„, С°н>Лр||, ЬМ1 описаны выше, координаты х„„„ и хм,
измеряются от носка корпуса, е?р, 1/рад, вычисляется по фор-
Здесь относительная координата £г точки сбегания вихря яв-
ляется по эмпирическим зависимостям, представленным на
69
Безразмерная величина i, в формуле (2.17) характеризует интер-
ференционное влияние на задние консоли вихрей, образуемых пе-
редними несущими поверхностями. Для определения i, производят-
ся следующие расчетные операции.
Положение возникающего за передней консолью вихревого
жгута относительно центра площади задней консоли может быть
выражено в связанной системе координат посредством верти-
кальной и поперечной координат вихря у,,, и Например, в
случае аэродинамической схемы ”++” вертикальная координата
вихря у,„ определяется текущим значением угла атаки и взаимным
расположением передних и задних горизонтальных несущих по-
верхностей, а поперечная координата вихря г,ц в области задних
несущих поверхностей не зависит от угла атаки и находится из
соотношения
в котором </, - средний диаметр фюзеляжа в области передних несу-
щих поверхностей, а /, = I, + d, — их полный размах.
Далее в соответствии с ("бб| можно воспользоваться безразмерны-
ми геометрическими параметрами
A”? -[(I +Znil )2 + (J'bll )2 [/((tf|| +Z nil12 + (J'nll )!
К'г =I(1+«mi)2 +(Ki)2 [/[<<?u +«mi)2 +(Xn)21;
к, = |Ц| -z„ii)2 +(j„n)21/((i -zBl,)2 +(Лп)21;
=1(^11 -Zin)2 +<>>:„ )21/1(1 -z;„ )2 ♦(Xu)2!;
К, = Ш(АГгАГ,); аг; =ln(A-;A-J);
Ki =|п(АГ2/К,у K'i =ln(K2'/Ar;);
K6=arctg|(l+z,|I)/y,ii)-arctg((d|1 +г,ц)/Лп|-
- aretgKl -z„i)/7,n)+arctg|(J|I -zBn)/y»nl;
Ki =arctg|(l+z;i,)/3<;1| |-arctg|(rf„ +г;ц)/Д]-
- arctg|() -z;,i)/bii []+arctg((d|| |;
! -0,5 АГ4 —[(л «и -1) / (n >ii - ^ii ) I (0,5г ац Kj +УмКьУ,
Afs —0,5 AT, — [(r)Kii -1)/(Пкп -t/ц)[(O,5z,,iiKj +у,цК6 ) - Afj.
Коэффициент интерференции i, вычисляется по формуле
/, = 2Кц(г)к|| -?ц)/|(т|к1| +1)(1 (2.18)
Входящая в (2.17) величина "Р, = (SJS,)U показывает долю задних
поверхностей, находящуюся в зоне влияния скоса потока при М > I.
При М < 1 принимается % = 1.
Координата фокуса задних несущих поверхностей хА1|, входящая
в формулу (2.17), рассчитывается согласно выражению
Коэффициент интерференции АГ,,,, находится согласно формуле
(2.]3>, коэффициент Аш||, учитывающий интерференционную со-
ставляющую нормальной силы крыла, индуцируемую корпусом,
может быть найден для задней несущей поверхности по формуле
Координата фокуса изолированных задних консолей определяет-
ся формулой:
(2.19)
72
Координата точки приложения дополнительной нормальной си-
лы консолей равна: х/м| =
Смещение/ определяется формулой
=0Л/Лп.
73
торого зависит от относительного диаметра корпуса в области
данных несущих поверхностей и находится по эмпирической зави-
симости, представленной на рис. 2.11.
Координата -xwi точки приложения нормальной силы на фюзеля-
же, индуцируемой задними консолями, может быть рассчитана с
помощью следующих соотношений:
*ЛФП -* *6Н +^lxlbuF(Lta')Fl(Lxliy,
Xjeu -*л5Ч1|| + 0,02kк|।tgXo.sii•
(2.20)
При Г>8„ >0,7 принимаем F,(Ln) » 1
btwjcii
При М < 1 следует принимать F,<L„) = F(L„') = 1. Все используе-
Таким образом, с использованием формул (2.12)—(2.20) можно
определить значения вращательных производных т^- несущих по-
верхностей, расположенных вблизи центра тяжести авиабомбы, т.е.
при 0<х„ <1.
Теперь рассмотрим расчет вращательной производной т'^,, для
вариантов pacnoj
поверхностей, удовлетворяющих
74
т^п, =-Kao,C“„^,(x,-x,uyu)(x,-xJ>u)/(btu')2. (2.21)
Определение вращательной производной т“'. Вращательная произ-
водная момента крена УАБ (относительно оси ОХ) т°‘ может быть
представлена в следующем виде'
«Г =m,75Kl(0,5/l)’/(5£)J +
+fl>Sid ~е"р Ли (ОЛ/п )г / (5£)!.
(2.22)
Здесьт^1 - вращательные производные крена i-x, < = I, II, несу-
щих поверхностей, отнесенные к своим характерным размерам, за
которые принимаются соответственно полуразмах 0.5/, и 5,, площадь
5,, двух консолей /-х несущих поверхностей; а"р — производная сред-
<> = 2к,«- /С‘),С‘югр1К^.
(2.23)
Коэффициентом к, учитывается взаимное влияние крестооб-
разно ориентированных крыльев. Этот коэффициент зависит
от относительного диаметра d, корпуса в месте расположения
/-х крыльев (рис. 2.12). Расчет параметров C°H1Kp, и Л",,,, описан
выше.
Рис. 2.12. Определение коэффициента к
Значение (т? /С“), = f 7м! -1,X„tgXos„ nJ может быть най-
дено с помощью графиков, представленных на рис. 2.13.
Существует также упрошенный способ расчета вращательной
производной момента крена для небольшого по площади оперения
(например, дестабилизатора):
т%, = -2C,o„,ollKMMI*tMJJrlS1<orl(0^wl)J /51?, (2.24)
где относительная координата оперения
УоП +Т.4КОТ1 )/(0>5/от1 ).
Геометрические l„„. 5,„, и аэродинамические С“,
^,о.| параметры с индексом "оп" относятся к оперению.
2.4. Шарнирные моменты
менты аэродинамических сил, действующих на органы управления
относительно их осей вращения. Зависимости коэффициентов шар-
76
В соответствии с экспериментальными материалами ЦАГИ эм-
пирические формулы зависимостей =fla„, ф„, 5) для рулей УАБ,
имеющих произвольную пространственную ориентацию, имеют вид
т„,(а „, ф„, 8>=са.|8+саз8’ +(<?, ,8+с, 383)со5ф„ +
+ (С; 18 + С2 38')С0з2фп + (С3 ,8 + С3 ;8')СО5 3ф„ +
+ (с4|8+с4 ч8')С05 4ф „ +(с, o+cL262 + -ьсм84)5Щфп +
+ <с2 и +с2 jS2 +с2484)а|п2фп +(СМ|+Схг82 +Ci,<34)sin3<p
Для УАБ с "x''-образной полетной схемой расположения рулей
это выражение упрощается:
т„,(а„, <₽п. 5) =Со.|5+с0.>53 + (с, 15+с1,15’)со$ф „ +
+ (С|.о+С| 252 +с, 154)ыпфн +(с2.0+с2.262 +cM64)sin 2фн.
Коэффициенты с,7 вычисляются по результатам продувок. Пер-
вый индекс обозначает значение коэффициента перад параметром
Ф, в тригонометрических функциях sin и cos, фигурирующих в чле-
нах полинома, а второй индекс соответствует степени 8 в том сла-
гаемом, перед которым стоит коэффициент.
Программы трубных экспериментов для определения коэф-
фициентов си приведены в табл. 2.3. В этой таблице для каждого
опыта показана схема ориентации модели в трубе с указанием
угла <р„ и угла отклонения руля, для которого измеряется шар-
нирный момент. Измерения должны проводиться при двух и бо-
лее значениях отклонения руля 8. Для УАБ с "х"-образной по-
летной схемой достаточно ограничиться позициями с нечетны-
ми номерами в табл. 2.3.
2.5. Летные испытания с программными изделиями УАБ
Целью летных исследований является подтверждение соответст-
вия конструктивных и аэродинамических параметров образцов УАБ
проектным характеристикам и требованиям.
По результатам летных испытаний (ЛИ) корректируются матема-
тические модели аэродинамических коэффициентов УАБ, уточня-
ются настройки системы управления и при необходимости вносятся
изменения в конструктивный облик авиабомбы. Данные о траек-
торных параметрах, полученные в ходе ЛИ по результатам виешие-
граекторных измерений, служат средством проверки функциониро-
вания объекта в целом.
Использование уточненной по результатам ЛИ математической
модели аэродинамических коэффициентов авиабомбы существенно
сокращает в дальнейшем финансовые и временные затраты при раз-
работке ее модификаций.
В общем случае функциональные зависимости коэффициентов
аэродинамических сил и моментов для данного класса изделий
представляют собой сложные нелинейные функции, зависящие от
пространственного угла атаки а„, угла крана ф„ и угла отклонения
рулевых поверхностей 8 (т.е. некоторой комбинации углов в каналах
управления 5,, 8, и в канале крена 6,), а также от угловых скоростей
вращения УАБ (ш„ ш, и ш;), чисел Маха и Рейнольдса. Получаемые
расчетными и экспериментальными методами аэродинамические
коэффициенты авиабомбы используются для разработки ее аэроди-
намической математической модели, которая нуждается в подтвер-
ждении и, как правило, в некотором уточнении. Поэтому одной из
важнейших задач ЛИ можно считать определение реальных аэроди-
намических характеристик изделия.
При исследовании моделей УАБ в аэродинамических трубах
возникает ряд проблем, приводящих к искажению получаемых в
экспериментах аэродинамических характеристик. Например, в
силу недостаточности энергетических возможностей АДТ невы-
полним критерий подобия по числам Рейнольдса. Существует
также так называемый "масштабный эффект". Он проявляется в
том, что модели УАБ, имеющие линейные размеры в 5—6 раз
меньше натурных, не могут отражать всех реальных геометриче-
ских особенностей изделия.
78
/—L_ Двржаака / L/r~
2.14. Схема иремеияя модели на дер- жаке в АДГ
Кроме того, измеряемый в
ходе экспериментальных ис-
следований суммарный коэф-
фициент С, сопротивления
модели оказывается сильно
заниженным из-за присутст-
вия в хвостовой части модели
державки (рис. 2.14). По-
скольку в трансзвуковом диа-
пазоне скоростей донное со-
противление С1й;, может со-
ставлять 40...50 % от суммар-
ного аэродинамического со-
противления модели, полученную искаженную составляющую С,от
приходится вычитать из коэффициента С, суммарной продольной
силы модели. Вследствие этого при формировании аэродинамиче-
ских характеристик УАБ экспериментально полученный коэффи-
циент С, корректируется с помощью составляющей С,м„ которая
определяется расчетными методами.
Многолетняя практика показывает, что область трансзвуковых
режимов полета УАБ со значительным диапазоном изменения углов
атаки (а„ < 30°) не моделируется с требуемой степенью точности ни
экспериментальными, ни расчетными полуэмпирическими метода-
ми, созданными на основании продувок в АДТ.
В связи с этим возникает необходимость проведения исследова-
ний по определению аэродинамических характеристик в условиях
свободного полета УАБ. Их результаты позволяют уточнить имею-
щуюся базу АДХ и при необходимости скорректировать аэродина-
мическую математическую модель.
Методика определения аэродинамических характеристик УАБ
(подразд. 2.5.1—2.5.5) подтверждается результатами, полученными в
ОАО "ФГУП "Регион” по итогам летных испытаний четырах специ-
ально оборудованных изделий УАБ-500.
2.5.1. Задачи и содержание летных испытаний
Методологические вопросы организации и проведения летных
испытании по определению аэродинамических характеристик раз-
личных типов летательных аппаратов |25, 30, 36, 39, 61, 62] были в
значительной степени использованы при проведении летных испы-
таний УАБ.
Для исследований, связанных с уточнением аэродинамических
характеристик в летных условиях, необходимо подготовить специ-
альные программные изделия (ПИ), которые должны быть иден-
тичны штатной УАБ по конфигурации корпуса, его размерам и мас-
совым параметрам. Параметры траекторного движения программ-
79
кого изделия, функционирование всех его систем во время полета
обеспечивает система управления (СУ), которая выполняет следую-
щие функции:
обеспечение планируемых режимов полета ПИ;
отработка специальных программ управляющих воздействий
(циклограмм) для измерений аэродинамических сил в требуемом
диапазоне кинематических параметров;
вывод программного изделия к заданной точке падения (с учетом
ограниченности полигона и условий безопасности).
Система управления программных изделий предназначена для
выполнения определенной программы опытов. В связи с этим ПИ
должны быть оснащены телеметрическими средствами регистрации
сигналов управления, угловых положений рулевых органов и пока-
заний датчиков кинематических параметров в процессе полета из-
делия. Для измерения углов атаки и скольжения авиабомбы исполь-
зуются специальные датчики флюгерного типа, а для определения
скоростного напора - приемник воздушного давления.
В состав телеметрической аппаратуры включаются также датчики
угловых скоростей корпуса УАБ и акселерометры (датчики перегру-
зок). Во избежание существенного влияния угловых ускорений кор-
пуса УАБ на показания акселерометров их размещают как можно
ближе к ценгру масс УАБ. Обычно средства телемегрии размешают-
ся в отсеке боевой части с учетом обеспечения адекватности массы,
моментов инерции и центровки изделия соответствующим характе-
ристикам штатной УАБ.
При этом СУ должна удовлетворять условию рационального ис-
пользования ограниченных энергоресурсов программного изделия.
ПИ выводится на исходный режим полета самолетом-носителем,
который имеет собственные системы управления.
Для полноценного анализа аэродинамических факторов нужна
информация о скорости и траектории движения УАБ в пространстве.
Ее получение обеспечивается наземным комплексом внешнетраек-
торных измерений. Помимо наземных кинотеодолитных измерений
для определения высотно-скоростных характеристик полета ПИ ис-
пользуется комплекс измерительных средств самолета-носителя, ко-
торый фиксирует параметры движения изделия в момент сброса.
Заметим, что в летных испытаниях УАБ неавтономные системы
управления распространения не получили, поскольку их использо-
вание связано со значительным усложнением оснащения как назем-
ных командных пунктов управления, так и самого программного
изделия. В состав неавтономных СУ кроме наземной радиостанции,
осуществляющей прием информации с борта программного изде-
лия, входят следующие системы:
обработки информации в темпе проведения эксперимента;
решающая (эта система вырабатывает команды управления);
передачи управляющих команд на борт программного изделия.
К параметрам помехозащищенности каналов обмена информа-
цией между центром управления и бортом ПИ, а также к характери-
стикам запаздывания в линиях передачи команд предъявляются же-
сткие требования.
С автономной Су связана проблема размещения внутри корпу-
са изделия дополнительного оборудования и более мощных ис-
точников энергии. Увеличение массы программного изделия при
установке всех аппаратных средств такой системы, как правило,
компенсируется снижением массы "инертной" боевой части. По-
скольку все элементы системы управления, находящиеся на борту
одноразового изделия, разрушаются при его падении, себестои-
мость ПИ по сравнению со штатным вариантом оказывается су-
щественно выше.
Режимы полета программного изделия, требуемые для измерения
аэродинамических сил, реализуются посредством программы СУ,
обеспечивающей заданные по времени отклонения рулевых поверх-
ностей.
Исполнительные органы системы управления программного из-
делия — аэродинамические рули — могут управляться с помощью
приводов различного типа (газовых, пневматических, электриче-
Газовые и пневматические приводы отличаются простотой кон-
струкции, большой удельной мощностью, малой массой и высоким
бысгродействием.
Электроприводы имеют большие размеры и - в 3 раза более вы-
сокую (при меньшей мощности) стоимость. Однако они нередко
оказываются предпочтительными благодаря способности обеспечи-
вать более длительный период функционирования рулей.
Чтобы не изменять динамических свойств СУ при проведении
летных испытаний рекомендуется использовать приводы и рулевые
поверхности, идентичные устаноаленым на реальных УАБ.
Аэродинамические характеристики программного изделия опре-
деляются кинематическими параметрами. Их формирование осуще-
ствляется посредством циклограмм СУ, задающих определенную
последовательность управляющих сигналов, подаваемых на рулевые
поверхности. Наибольший объем информации в процессе летных
испытаний можно получить при использовании специально вы-
бранных алгоритмов отклонения органов управления (оптимальных
программ управления ПИ). Из-за ограниченности врамени полета
программного изделия невозможно в рамках нескольких сбросов
ПИ исследовать всю область режимов полета разрабатываемой
авиабомбы. Для уточнения аэродинамических характеристик УАБ в
ходе летного эксперимента, также как при продувках в АДТ, необ-
ходимо исследовать приблизительно 5500 узловых точек - комбина-
ций, состоящих из различных сочетаний чисел Маха, углов атаки а„,
крена <р„ и отклонения рулей.
В процессе летных испытаний возможны случаи потери полезно-
го информационного сигнала (сбои каналов передачи информации,
потеря изделия и т.п.). Поэтому желательно предусмотреть дублиро-
вание регистрации основных комбинаций кинематических пара-
метров в различных сбросах программных изделий.
Кроме того, при планировании и организации летных испы-
таний необходимо учитывать высокую стоимость самолето-вы-
летов и работы наземного измерительного комплекса. Посколь-
ку стоимость программных изделий современных УАБ также
достаточно высока, для летных испытаний обычно изготавлива-
ют не более 4-5 образцов. Программа летного эксперимента
формируется с упором на исследование наиболее типовых режи-
мов применения УАБ.
Таким образом, в летных испытаниях, предназначенных для
уточнения аэродинамических характеристик УАБ. целесообразно
ограничиться рассмотрением только основного полетного положе-
ния авиабомбы (схема "х").
Программа летных испытаний формируется на основании
предварительного математического моделирования движения
авиабомбы по различным траекториям полета. При моделирова-
нии исследуются варианты движения УАБ, имеющие разные со-
четания начальной высоты и скорости сброса изделия. При этом
достигаются требуемые значения углов атаки авиабомбы, соот-
ветствующие всему диапазону возможных углов отклонения ру-
лей. Задаваемые условия сброса и программа отклонения рулей
должны обеспечивать траекторию полета в пределах, определяе-
мых возможностями комплекса внешнетраекторных измерений
на полигоне.
Программа испытаний должна предусматривать получение как
позиционных, так и нестационарных аэродинамических характери-
Для определения нестационарных свойств объектов часто ис-
пользуется метод свободных колебаний: контуры стабилизации ка-
налов управления размыкаются и фиксируются параметры переход-
ных процессов изделия в режиме свободных колебаний.
Выбор программы летных испытаний (законов управления про-
граммных изделий в различных сбросах) представляет собой слож-
ную задачу, ориентированную на получение максимально возмож-
ного объема информации об исследуемом объекте.
На рис. 2.15 представлены варианты управляющих циклограмм
Ц1...Ц4 работы газового привода, осуществленные в ходе летных
испытаний четырех ПИ УАБ-500. Эти циклограммы выбраны по
итогам предварительного моделирования движения для условий
сбросов программных изделий - скорость сброса И,» 320...360 м/с и
высота Yr, и 2000 м. Данные режимы соответствуют всем указанным
ранее требованиям.
82
,П .о,. .о, - О п, п
0 М ГСО 10 20 30 t. С
'в s,.° ^©1
0 10 20 30 «о (со 10 20 30 40 30 Г. С
Характерная особенность движения УАБ состоит в том, что в те-
чение первых -5 с отделения от самолета-носителя она выходит из
зоны интерференционного воздействия самолета и тормозится до
скоростей V < 300 м/с.
Выбранные циклограммы U1 и Ц2 позволяют программному из-
делию в дозвуковом диапазоне скоростей полета выходить на уме-
ренные значения углов атаки (а„ * 10...12°). В этих циклограммах
предусмотрены также участки для исследования демпфирующих
свойств авиабомбы (при размыкании продольных контуров стаби-
лизации, что соответствует углам отклонения рулей 8, = 8. = 0).
Циклограммы ЦЗ и Ц4 предназначены для рассмотрения диапазона
углов атаки программного изделия а„ < 30°. Так, циклограмма ЦЗ
позволяет достигать больших углов атаки (а„ а 20°) при дозвуковых
скоростях полета (М * 0,7...0,9), а циклограмма Ц4 обеспечивает
вывод программного изделия на углы атаки сц ® 30° при числах Ма-
ха М а 0,3...0,6. Циклограммы Ц1 и Ц2, ЦЗ и Ц4 близки по условиям
сброса, частично совпадают по значениям углов отклонения рулей и
тем самым дублируют друг друга.
2.5.2. Методика подготовки профаммных изделий УАБ к летным
вспытавиям
83
но проверяется соответствие геометрических характеристик реаль-
ного программного изделия конструкторской документации, уточ-
няется положение центра масс, измеряются инерционно-массовые
характеристики этого изделия, определяются аэродинамические по-
правки для приемника воздушного давления и датчиков углов
атаки.
Знание реальных инерционно-массовых характеристик изделия,
участвующего в летном эксперименте, необходимо для последую-
щей обработки результатов летных испытаний, так как это связано с
точностью определения коэффициентов аэродинамических сил и
моментов.
Определение координат наложения центра масс. Положение цен-
тра масс (ц.м) программного изделия, задаваемое координатами
вдоль осей OX, OY и OZ, получают наиболее распространенным ме-
тодом "взвешивания на ножах" (рис. 2.16).
Согласно этому методу изделие устанавливается на специаль-
ные призмы ("ножи"). Регистрация показаний весовых элементов
Р, и А. позволяет рассчитать координату центра масс по оси ОХ
изделия:
X„„=(^£, +A^)/(fl +А).
где L, и L, — расстояние от носа корпуса до ножей (рис. 2.16).
Смещение положения центра масс по оси OZ определяется со-
гласно схеме (см. рис. 2.16) по формуле:
Zau = PR/(mg),
где Р- сила тяжести груза; Л - расстояние от троса до вертикальной
оси, проходящей через центр масс изделия; т - масса изделия.
Развернув изделие на 90°, аналогично можно определить коорди-
нату центра масс по оси OY (К„ „).
Рис. 2.16. Схема определении хмрдшнпя яентра масс программного кздемя УЛЕ
методом "ювешмакея па ножах":
84
Аэродинамика УАЬ
Определение моментов инерции. Поскольку расчетные методы не
обеспечивают достаточной точности определения моментов инер-
ции УАБ. перед проведением летных испытаний, направленных на
исследование аэродинамических характеристик авиабомбы, ее мо-
менты инерции определяют экспериментально.
Метод определения моментов инерции авиабомбы относительно
осей ОХ, ОУ и OZ блзируется на регистрации двух видов колебатель-
ных движений: поступательных колебаний в горизонтальной плоско-
сти и крутильных колебаний в одной из вертикальных плоскостей.
При определении моментов инерции I, и /, изделие подве-
шивается горизонтально с помошью специального легкого уст-
ройства (рамы) на двух параллельно натянутых стальных тросах
со сферическими карданными шарнирами на концах (рис. 2.17).
85
Верхние концы тросов с карданной подвеской закрепляются на
мостовой ферме грузового крана (либо на силовой балке ангара,
кабель-кране и т.п.). Нижние концы тросов шарнирно связывают
с рамой, к которой непосредственно подвешивают программное
изделие. Верхние и нижние точки крепления тросов должны при
этом находиться в одной плоскости и быть симметрично разнесе-
ны относительно центра масс изделия.
Определение моментов инерции /, и I, проводят при поперечной
схеме подвески изделия (точки крепления тросов разносят вдоль
размаха крыла, рис. 2.17, а).
Для измерения момента инерции /, применяется так называемая
продольная схема подвески программного изделия на тросах, при
которой точки крепления тросов разнесены вдоль продольной оси
изделия (рис. 2.17, б).
Первый из двух способов подвески позволяет легко определить
момент инерции 1 относительно нормальной оси ОУ. Второй спо-
соб подвески наиболее удобен для определения моментов инерции
4 и /. изделия относительно продольной ОХ и поперечной OZ осей,
так как при этом не требуется изменять исходного горизонтального
положения изделия.
Таким образом, для определения моментов инерции авиабомбы
относительно трех осей координат необходимо произвести экспери-
мент при двух вариантах ее подвески на тросах (по продольной и
поперечной схемам).
Поступательный вид колебании создается постепенным раскачи-
ванием изделия из одной стороны в другую в заданной вертикаль-
ной плоскости. При этом центр масс авиабомбы и точки ее подвес-
ки к тросам одновременно перемешаются в одном направлении
(плоско-параллельное движение).
Крутильный вид колебаний создается путем постепенного
раскачивания изделия с крыла на крыло (при продольной схеме
подвески) или по тангажу (при поперечной схеме подвески) та-
ким образом, чтобы одновременно развивались колебания изде-
лия в заданной вертикальной плоскости и относительно точек
подвески его к тросам. Эти колебания происходят с более высо-
кой частотой. При этом в процессе колебаний центр масс авиа-
бомбы и точки ее подвески к тросам одновременно проходят че-
рез вертикальное положение равновесия, но в отличие от посту-
пательного вида колебаний перемешаются в противоположных
направлениях.
Замеряя период крутильных колебаний программного изделия в
горизонтальной плоскости (относительно вертикальной оси ОУ),
определяют момент инерции /,. При этом создают колебания изде-
лия в горизонтальной плоскости (т.е. относительно вертикальной
оси ОУ) с амплитудой не более 15°, закручивая изделие одновремен-
но за обе консоли крыла или за концы корпуса. Зарегистрировав
86
время 20—25 циклов, определяют средний период Т крутильных ко-
лебаний авиабомбы в горизонтальной плоскости. Расчет момента
инерции /,, кгм2, производится по формуле
/,=r,2W/?2/(4n2//0),
где т. кг - масса бомбы; Н„, м - длина троса; Я, м - расстояние от тро-
са до вертикальной оси, проходящей через центр масс авиабомбы (на
рис. 2.17 Я = Я. или Я = Я,). Формула справедлива как для продольной,
так и для поперечной схем подвески программного изделия на тросах.
Измеряя периоды двух видов колебаний программного изделия
(поступательных и крутильных) в поперечной плоскости OYZ, нахо-
дят момент инерции Аналогичным Срезом по периодам двух ви-
дов колебаний изделия в продольной плоскости ОЛУ находят момент
инерции /.. Для определения моментов инерции /, и /, поочередно
создают два вида колебаний УАБ в одной из вертикальных плоско-
стей (в плоскости, перпендикулярной продольной оси УАБ, либо в
плоскости симметрии в зависимости от схемы подвески изделия на
тросах) и регистрируют время 20-25 циклов для определения средне-
го периода этих колебаний. Расчет моментов инерции £ и /. по заме-
ренным в ходе эксперимента периодам двух видов колебаний авиа-
бомбы в вертикальной плоскости производится по формулам
где h , h. - расстояния от точки подвески троса соответственно до
оси ОХ или OZ, проходящей через центр масс авиабомбы; и 7\, —
периоды соответственно первого (поступательного) и второго (кру-
тильного) видов колебаний в плоскости OYZ; Т,., Тк - периоды двух
видов колебаний в плоскости OXY.
Определение аэродинамических поправок для приемника воздушного
давления (ПВД). Определение аэродинамических характеристик по
данным летных испытаний предполагает точное знание скоростно-
го напора q, аэродинамического пространственного угла атаки а„ и
аэродинамического угла крена ф„ во всем диапазоне режимов полета
программного изделия.
Поскольку наземными средствами измерить скорость полета Vи
плотность воздуха р, определяющие скоростной напор q. невозмож-
но, возникает необходимость измерения q в процессе полета с по-
мощью бортовых датчиков программного изделия. Для этого на но-
совой части ПИ УАБ устанавливается приемник воздушного давле-
ния. Длина (£ш1) штанги ПВД выбирается из условия наибольшей
возможной удаленности отверстий для замера статического давле-
ния от носовой части корпуса программного изделия УАБ, но с уче-
том жесткостных характеристик штаги.
87
В случае идеального ПВД скоростной напор рассчитывается, как
разность полного р0 и статического р„ давлений набегающего пото-
В условиях полета программного изделия ПВД измеряет полное
и статическое давление с погрешностями, вызванными влиянием
угла атаки а„ на величину А и влиянием сжимаемости среды на ве-
личину р„. Аэродинамические поправки на указанные факторы по-
лучают на основе предварительных продувок в АДТ приемника воз-
душного давления, расположенного в носовой части натурной мо-
дели УАБ (рис. 2.)8).
Скоростной напор в условиях летных испытаний может быть
рассчитан по формуле
Я=Ра/Ра-Рс/<4Р + 1). (2.25)
где р. и р„ - соответственно полное и статическое давление, из-
меренное ПВД; Рп — поправочный коэффициент для полного
давления; Др - поправочный коэффициент для статического
давления.
На значения поправочных коэффициентов р0 и Др оказывают
влияние пространственный угол атаки и число Маха. На рис. 2.19
показаны зависимости этих коэффициентов для приемника ПВД-
9М, установленного в носовой части натурной модели программ-
ного изделия, которые были получены при исследованиях прием-
ника воздушного давления в АДТ Т-109 ЦАГИ. (Значения коэф-
фициентов р0 и Др для произвольных параметров а,, и М определя-
ются двумерной интерполяцией.) Было установлено, что полное
давление, измеряемое ПВД, практически не изменяется при увели-
88
чении угла атаки до а„ - 15° (до значений числа Маха М а 1,2).
Поправочный коэффициент др также слабо зависит от угла а,, но
с ростом числа М влияние сжимаемости среды на статическое дав-
ление возрастает.
Определение аэродинамических поправок для (ДАУ). Для измере-
ния текущего углового положения программного изделия (значе-
ний углов атаки а„ и крена <р„) на нем устанавливаются спеииаль-
ложением программного изде-
лия является схема "х" при <р„ =
-45°, ДАУ размещают в биссек-
Жях плоскостях ОХ, К, и
, что позволяет с помощью
датчиков / и 3 измерять углы
атаки а„ авиабомбы (в плоскости
OX,Z,). Датчики 2 и 4, располо-
женные в вертикальной плоско-
сти ОХ, У,. в случае ф„ = -45°
должны давать нулевые показа-
89
ния, сигнализируя о соблю-
дении требуемого углового
положения программного
изделия в течение всего по-
Показания каждого ДАУ
зависят от их расположения в
носовой части программного
изделия, от углов а„ и <₽„ и
числа Маха. Искривление ли-
ний тока в местах установки
ДАУ вынуждают их устанав-
ливаться в соответствии с на-
правлениями местных углов
атаки а*, которые не совпадают с углом атаки а„ изделия (рис. 2.21).
В связи с этим возникает необходимость внесения аэродинами-
ческих поправок в показания ДАУ. В ходе предварительных экспе-
риментальных исследований в АДТ, устанавливая ДАУ на носовой
части модели натурного изделия и варьируя значения углов атаки а„
и числа Маха при фиксированном угловом положении модели по
крену ф„ = -45°, получают зависимости пространственного угла ата-
ки а„ модели авиабомбы от значений местных углов атаки а*, и аф}
(датчиков 1 и 3 в плоскости OX,Z,).
В качестве примера на рис. 2.22 приведены зависимости а„ =
Л(<А»> + <ХфО/2, М). полученные при <р„ = -45° по результатам испы-
таний натурной модели носовой части УАБ-500 в АДТ Т-109 ЦАГИ
(см. рис. 2.18). Датчики установлены на цилиндрическом участке
носовой части непосредственно за полусферой. Как видно, значе-
тем зависимости пространст-
венного угла атаки ап от мест-
ных углов атаки сс*,, а»;,
90
Аэродинамика УАЬ
aw ДАУ позволяют после обработки материалов летного экспери-
мента вносить коррективы в полетные значения углов атаки про-
граммного изделия.
2.5.3. Радиотелеметрическая информация н методы ее обработки
Для определения параметров пространственного движения про-
граммного изделия и оценки работы его системы управления ис-
пользуют специальную бортовую радиотелеметрическую информа-
ционную систему. Состав радиотелеметрической информации
(РТИ) определяется задачами и, следовательно, типом программно-
го изделия.
Для получения РТИ в состав бортовых систем программного из-
делия обычно включаются датчики углов отклонения рулей 8„ 8г, 8>,
8,; датчики угловых скоростей <о„ <о,_ о>;; датчики осевых перегрузок
п„ п„ п,~, датчики углов атаки а*,, аог, а,,. аот; датчики полного и ста-
тического давления р0, р„.
К используемым датчикам и регистраторам, местам их установки
предъявляются определенные требования, выполнение которых
обеспечивает заданные характеристики работы информационной
системы. Самыми важными из них являются следующие:
уменьшение зон нечувствительности;
расширение диапазона линейности выходного сигнала;
увеличение собственной частоты сигналов датчиков.
Особенно важно выполнять эти требования в случае, когда про-
граммное изделие обладает статической неустойчивостью. Места
установки датчиков и способ их монтажа должны быть выбраны та-
ким образом, чтобы влияние упругости конструкции на работу ин-
формационной системы было минимальным.
Полученные в летном эксперименте данные оказываются иска-
женными вследствие ряда типичных недостатков, свойственных
цифровым измерительным и регистрирующим системам: наличия
участков ограничения (залипаний), высокочастотных выбросов сиг-
налов, изменения параметров релейных переходов и т.д. Для их уст-
ранения производится фильтрация полученных первичных записей
по каждому информационному каналу.
Так как большинство регистрируемых параметров имеют колеба-
тельный характер, то применение классической регрессии с боль-
шими степенями полиномов неэффективно из-за значительной ко-
лебательности. Применение сглаживающих алгоритмов (пяти-, се-
миточечные алгоритмы Безье, обеспечивающие заданное средне-
квадратическое отклонение) может исказить полезную колебатель-
ную составляющую, характеризующую короткопериодическое дви-
жение программного изделия. В связи с этим для фильтрации целе-
сообразно применять быстрое преобразование Фурье (БПФ).
91
Z«o)=
т/г т
f /(Пе'г”“<*»{/(г-Т/2)е'2”м"г/2,Л»
-т/г <>
= е”,шГ]’/(г-Г/2)е-2ж,'"'Л.
Если аппроксимировать полученный интеграл методом квадра-
тов с шагом h = T/N, получим
/<<о) » е'Л,г ^е-2’и^',/(*А -Г/2);
/О7П = е'ч'й^е-2’,’‘/Л'/(Лй-Т/2)=(-1)'Л^е-2^Л/;.
Произведя замену переменных л = к + I, m = j + I и /* =у„, по-
лучим дискретную спектральную функцию входного сигнала, яв-
сигнала в канале перегрузки программного изделия УАБ-500 для
циклограммы ЦЗ.
Уж. 2.23. АмплтуОкв-юатяишя иуакякржтт Ом ЛИ УАБ-500
92
Аэродинамика УАЬ
Видно, что частотный диапазон содержит три характерных области.
Основные амплитуды сигнала расположены в частотном диапазоне
0...J ,5 Гц. В диапазоне /, = 4,5 Гц виден еше один всплеск амплитуд.
Анализ указанного спектра позволяет выбирать границы "окон-
ных" фильтров и обратным преобразованием восстанавливать от-
фильтрованный сигнал. При выборе частотного диапазона фильт-
ров обычно руководствуются физическими особенностями переход-
ных процессов программного изделия. Основные амплитуды сосре-
доточены в диапазоне собственной частоты колебаний изделия.
Для оценки собственной частоты объекта можно воспользоваться
результатами линеаризации уравнений движения и определить ее
по формуле |35[
где т“ - производная коэффициента аэродинамического момента
тангажа по углу атаки; д — скоростной напор; 5 — характерная пло-
щадь; L — характерный линейный размер; /. — момент инерции из-
делия.
Обратное преобразование Фурье позволяет восстановить от-
фильтрованный сигнал. В упрощенном виде формулу можно запи-
сать следующим образом'
Ут ~^".-УяЫ,
где у, — вектор исходных значений; — система тригонометриче-
ских функций, выбор которых определяет вид преобразования. Час-
тоты этих функций зависят от выбора соответствующих фильтров.
Таким образом, конечная формула является интерполирующим
тригонометрическим полиномом с коэффициентами, определяемы-
ми прямым преобразованием и частотным диапазоном, назначен-
ным соответствующими фильтрами.
Преобразование Фурье обладает недостатками, проявляющимися
при обработке нестационарных сигналов, содержащих ступенчатые
составляющие, или при их обработке на выбранном временном интер-
вале. Причем при уменьшении числа экспериментальных точек сигна-
ла, что при выбранной частоте опроса датчиков соответствует умень-
шению временного интервала, влияние этих недостатков усугубляется.
Базисные функции преобразования Фурье не локализованы во вре-
менной области. Это приводит к размазыванию спектра ступенчатых
сигналов по всей частотной области и значительным погрешностям на
концах интервала (эффект Гиббса). Для получения минимального фа-
зового сдвига по отношению к исходным сигналам и сведения к ми-
93
нимуму искажающего влияния "всплесков" и "залипаний" зарегистри-
рованных сигналов при обратном преобразовании Фурье приходится
подбирать граничную частоту обратного преобразования.
Процедура выбора граничной частоты определяется свойствами
конкретного объекта испытаний, такими как инерционно-массо-
вые, аэродинамические свойства, характеристики приводов и т.д.
Один из способов улучшения сходимости рядов Фурье — устране-
ние разрывов исходных функций в начале и конце интервала фильт-
рации. Для данных, представленных в отдельных узлах, достаточно
использовать итерационную формулу [22, 24, 63]
исходный сигнал:
ле интервала приближения; У.'Чх,) — значение исходного сигнала в
конце интервала приближения.
В результате пересчета точек исходной информации получим но-
вую зависимость с нулями функции на концах интервала фильтра-
ции. Ее можно представить рядом Фурье с нечетным продолжением
(по синусам), что дает следующие важные преимущества:
заметно сужается спектр разложения, что позволяет использовать
меньшее число гармоник;
ряд Фурье быстро сходится;
сильно уменьшается проявление эффекта Гиббса.
Формула для данного преобразования будет иметь следующий вид:
— прямое преобразование;
обратное преобразование.
В результате такого преобразования только по синусам можно
получить более эффективное приближение сигнала рядом Фурье с
меньшим числом гармоник.
Используя далее формулу обратного пересчета фильтрованного
сигнала У|’(х’), можно вернуть данным исходные значения и полу-
чить кривую регрессии
Здесьх,1 =х,т -х0; У/Г*(х,') —пересчитанный фильтрованный сигнал.
Для сравнения на рис. 2.24—2.28 приведены зависимости первич-
ных сигналов датчиков углов атаки а„,(Г), aw(/), аф,(0. углов
отклонения рулей 8,(г), 5,(г), 5,(г), 5.(Г),перегрузок л,(Г), л,(г), л:(г) и
94
Аэродинамика УАЬ
95
ПИ УАБ-500
96
Аэродинамика УАЬ
угловых скоростей ш,(Г), со,.(Г), ш.(Г), полного р0(г) и статического дав-
ления р„(/)от времени полета I программного изделия УАБ-500 для
циклограммы ЦЗ. которые были отфильтрованы по методу БПФ и
семиточечному методу Безье. При фильтрации по методу БПФ из
амплитудно-частотной области сигналов были исключены состав-
ляющие с частотами, превышающими 5 Гц.
Определение значений скоростного напора и числа Маха. Согласно
выражению (2.25). используя отфильтрованные значения полного
(р„) и статического (р„) давлений, можно для каждого текущего мо-
мента времени t рассчитать уточненный скоростной напор q.
При установке измерительного тракта на программном изделии
предусматривается независимая схема измерений полного и стати-
ческого давлений воздуха. Это позволяет определять уточненное те-
кущее значение числа Маха. Для этого используются отфильтрован-
ные значения полного р„ и статического р„ давлений (с учетом по-
правочных коэффициентов р0 и Др, см. рис. 2.19) и следующие газо-
динамические соотношения [4|:
при дозвуковых скоростях полета (М < I):
Роск , ри = *±1мгГ_(*+l);M2 V-'
ро 'др + 1 2 t4*M2-2(A-l)J ’
где ~ давление торможения за скачком уплотнения, изме-
ренное ПВД.
Для нахождения числа Маха организуется итерационная проце-
дура. На каждом Z-м шаге итераций, задаваясь значениями аэроди-
намических поправок ро и Др,, можно рассчитать некоторое значе-
ние числа Маха М,. Затем определяются новые значения поправок
Ра., и Др,., и вычисляется следующее значение числа М,,Итера-
ции продолжаются до тех пор, пока найденное число Маха не будет
соответствовать требуемой точности.
Определение пространственного угла атаки. Получение уточнен-
ных значений пространственного угла атаки а. для произвольных
значений числа Маха М и показаний ДАУ а„, и а®, программного
изделия осуществляется с использованием экспериментально полу-
ченных зависимостей (см. рис. 2.22)
а„ =/(0,5(аф| +аф!),М,) при <р„ =-45°. (2.26)
97
Аппроксимации этих зависимостей включаются в программный
комплекс предварительной обработки результатов летных испыта-
ний. Располагая по результатам ЛИ текущими значениями местных
углов атаки а®, и а®,. измеренными ДАУ. по их полусумме можно
рассчитать значение аэродинамического пространственного угла
атаки при различных значениях числа Маха.
Итак, на этапе первичной обработки РТИ по всем информацион-
8,(г), 5.(0, со,(г), и>,(0. ₽»('>. рМ - производится фильтрация
данных, полученных в ходе летных испытаний.
На этапе вторичной обработки данных с учетом аэродинамиче-
ских поправок для ПВД и ДАУ рассчитываются уточненные теку-
щие значения скоростного напора 9(0- чисел Маха М(7) и простран-
ственного угла атаки а„(Г) (рис. 2.29—2.30).
На рис. 2.31 показан характер изменения в полете эквивалентных
значений углов отклонения рулей в каналах крена 8,(Г) и управления
8,(Г), 8;(f), которые получаются на основе отфильтрованных значе-
98
Аэродинамика УАЬ
ний углов отклонения рулей S,(0. 8,(0. 8,(0. 8<(0 согласно следую-
щим формулам пересчета:
8х(О=151(П-5з(О+5г(П-54<П]/4; (2 27)
8,(/) =[52(/)+54(/)[/2; б.(О=|8|(О+6,(г))/2.
Полученные в полете эквивалентные значения углов отклонения
рулей в каналах управления 8, (Г), 8,(0 и крена 8,(Г). а также значения
массово-инерционных характеристик ПИ (массы, координат поло-
жения центра масс, моментов инерции), измеренные на этапе на-
земной подготовки к летным испытаниям, участвуют в последую-
щем определении аэродинамических коэффициентов изделий.
2.5.4. Определение аэродинамических коэффициентов УАБ по
результатам летных испытаний
Как отмечалось, определение аэродинамических характеристик
УАБ в летных испытаниях целесообразно проводить для основного
полетного положения: схема "х", <р„ = -45°. Целью обработки ре-
зультатов летных испытаний является получение следующих зави-
симостей:
коэффициента лобового сопротивления
С,и=/(М)
при углах а„ = 8, = 8, = 8Л = 0;
99
коэффициента составляющей аэродинамической силы по оси ОУ„
C«, =/(<*„. М)
при углах отклонения рулей 8, = 8, = 8 = 0;
коэффициента составляющей аэродинамического момента по
оси OZ„
=/(“п. М)
при углах отклонения рулей 8, = 8, = 8 = 0;
демпфирующей компоненты коэффициента момента
mz„ М).
где саП| = 0,707(to; +o>y)L/V;
балансировочных значений пространственного угла атаки
а„б*, =7(6,,8;, М).
Эти зависимости являются базовыми для УАБ, поскольку позво-
ляют оценить реальное аэродинамическое качество, несущие (ма-
невренные) свойства, устойчивость и управляемость УАБ.
По результатам летных испытаний корректируется математиче-
ская модель АДК.
Определение коэффициента С„ = fiM}. На основе отфильтрован-
ных сигналов датчика перегрузки n,(t) определяется коэффициент
С,(т) составляющей аэродинамической силы по оси ОХ авиабомбы
(индекс "п" опушен из-за совпадения координатных осей ОХ, и ОХ}:
C.(0=(M'W)/(«(0S)-
Каждому текущему значению времени I соответствует определен-
ная комбинация кинематических параметров программного изде-
лия — угла атаки, углов отклонения рулей и числа Маха — при по-
стоянном значении аэродинамического угла крена ф„ = -45°.
На рис. 2.32 приведена зависимость коэффициента С, от времени
полета ПИ УАБ, полученная для циклограммы ЦЗ.
Для введения соответствующих поправок в математическую мо-
дель АДК в отношении коэффициента Сл необходимо представить
коэффициент С, как совокупность следующих слагаемых (здесь и да-
лее для упрощения записи параметры г и ф„ = -45° не указываются):
С™=С,лои(М)+ДС,ли(ап, М)+ДСли(а„, 8„ 8,, 8., М), (2.28)
где С™(М) - коэффициент лобового сопротивления программ-
ного изделия при нулевых значениях углов ап = 8, = 5г = 8. = 0;
J00
ДСли(а,|,М) - приращение коэффициента Схли, вызванное из-
менением угла атаки и числа Маха в случае неотклоненных
рулей, т.е.
ДСли(а„, М) =Сли(а„, 8Х =8, =8е =0, М)-СЛИ(М);
ДСли(а,„8Х, 8,, 8., М) — приращение коэффициента Сли изделия,
вызванное изменением угла атаки, числа Маха и отклонением ру-
лей, т.е.
Рассмотрим первое слагаемое в выражении (2.28). По результа-
там летных испытаний в четырех сбросах программных изделий
практически не наблюдалось комбинаций углов а„ = 8, = 8Г = 8=0,
поэтому оказалось невозможно выделить составляющую СхЛ|1(М).
Два других слагаемых дСхли(а„, М) и ДС,ли(ап, 8Х, 8,, б,, М), зави-
сящие от текущих значений углов а», 8„ 8, и 8;, также неизвестны,
поскольку для обеспечения основного летного положения постоян-
но работал канал крена (8, * 0).
Таким образом, имеется одно уравнение с тремя неизвестными.
Для нахождения коэффициента лобового сопротивления СХЛИ(М)
были использованы материалы экспериментов. На рис. 2.33 приве-
дены зависимости С, =fia,„ М) в случае неотклоненных рулей для
моделей УАБ различного калибра, полученные по результатам про-
дувок в АДТ ЦАГИ. Видно, что для различных аэродинамических
компоновок с крыльями малых удлинений (X. < I), имеющими от-
носительную толщину профиля с <5 % и острую переднюю кромку,
при углах а„ < 6° величина коэффициента С,(а„) практически не за-
висит от угла атаки при всех числах Маха. Эта особенность поведе-
ния коэффициента С, = /?а,) позволила определить коэффициент
10)
лобового сопротивления используя результаты летных ис-
пытаний при диапазоне углов атаки а„ а О...6°. В этом диапазоне уг-
лов ап компонента ДС™ (а „, М) может быть приравнена нулю, и то-
гда выражение (2.28) упрощается:
(2.29)
Рассмотрим влияние слагаемого ДС;1И(а„, 8Ж, 8,, 8., М), завися-
щего от отклонения рулей, на определение коэффициента лобового
сопротивления изделия (а„« 0—6°). По результатам летных испыта-
ний эту компоненту выделить невозможно, поэтому она берется из
математической модели АДК, сформированной по данным экспе-
риментальных исследований модели авиабомбы в АДТ.
Для принятия решения о правомерности использования в форму-
ле (2.29) значений ДСли(аг1,8,,3,, 6;, М),соответствующих матема-
тической модели АДК, необходимо проанализировать значение этого
приращения и сравнить его с суммарным коэффициентом С^м.
Этот анализ проведем на примере двух частных случаев отклоне-
ния рулевых поверхностей:
только по каналам управления (рис. 2.34, а);
только по каналу крена (рис. 2.34, б).
102
103
На рис. 2.34, а показаны зависимости коэффициента
Сжмм(а„, 8Ж = 0,8,, 8., М) в функции углов атаки, углов отклонения
рулей и числа Маха, полученные по результатам испытаний модели
УАБ-500 в АДТ Т-114 ЦАГИ для основного летного положения при
угле крена <р„ = -45°. Здесь же приведены рассчитанные прираще-
ния ДС“м(8у,8г), показанные для случая углов а, = 0 и 8, = 0, в
функции углов отклонения рулей 8„ б, при различных значениях
числа Маха. Видно, что данные приращения ДС,ММ(8,,, 8г) прак-
тически близки к нулю в диапазоне углов а„, |8,|, |8.| < 6°.
На рис. 2.34, б приведены зависимости коэффициента
С“м(ап, 8Д, М), полученные экспериментально для основного лет-
ного положения (ф„ = -45°) и показывающие влияние на коэффи-
циент Схмм отклонений рулей в канале крена, когда углы отклоне-
ния рулей по каналам управления 8, = 3, = 0. Там же приведены рас-
считанные приращения ДС,ММ(8Х), показанные для случая углов
а, = 0 и о, = 6. = 0, в функции углов отклонения рулей в канале кре-
на 8, при различных значениях числа Маха. Видно, что данные при-
ращения ДС,ММ(8Х) также малы в диапазоне углов отклонения ру-
Из сопоставления значений коэффициента С,мм авиабомбы
для рассмотренных на рис. 2.34 частных случаев можно сделать
вывод, что при любой комбинации отклонений рулей S,, 8„ 8; в
диапазоне изменения углов а„, |6,|, |8,|, |8.| = О...60 значения прира-
щений ДСхмм(а„,б,,8),,8г, М)=0. Это позволяет для указанного
диапазона кинематических параметров полагать, что
(2.30)
На рис. 2.35 приведено сравнение (2.30) коэффициентов лобового
сопротивления, полученных в результате анализа данных летных ис-
пытаний CjJH(M) и в трубном эксперименте С”м(М), для режимов
а„, |Sj, |8J, |8J = 0...6’. Пунктиром показана зависимость коэффициен-
та С",И(М), являющаяся результатом аппроксимации результатов ЛИ
по методу наименьших квадратов. Данная функциональная зависи-
мость С™(М) используется в последующих расчетных процедурах.
В трансзвуковом диапазоне чисел Маха значение С™ (М) может
превышать значение коэффициента С“м(М),соответствующего ма-
тематической модели АДК, на -40 %. В связи с этим возникает не-
обходимость корректировки коэффициента СТ(М)
104
На следующем шаге необходимо рассчитать второе неизвест-
ное слагаемое в формуле (2.28) — приращение коэффициента
С™, зависящее от угла атаки и числа Маха в случае неотклонен-
ных рулей
ДСли(ап, М)=Сжли(М)-СДи(М)-ДСли(а1„ 8Ж, 6,. 8г, МХ2.31)
В данном случае составляющая ДСли(а„, 8,, 8у, 8г, М) рас-
сматривается во всем диапазоне изменения углов атаки а„ и углов от-
клонения рулей 8„ 8, и 6;.
Условия определения приращения ДСжмм(а„,8ж,8>,,8г, М) при
исследованиях в АДТ отличаются от условий полета программного
изделия рядом факторов, например:
отсутствием щелей между рулевыми поверхностями и корпусом
модели;
"масштабным эффектом" (масштаб модели УАБ-500 в АДТ рав-
неполным геометрическим подобием руля модели и натуры (по
относительной толщине профиля руля);
погрешностями углов установки рулей на модели.
Предположим, что указанные факторы вызывают расхождение
значений приращений ДСжмм(а„, 8,, 8у, 6г, М), полученных экспе-
риментально и в летных испытаниях, до -20 %. Даже в этом случае
из анализа зависимостей коэффициентов Сжмм(ан, 8,, 8Ж, 8., М)
(см. рис. 2.34, а, б) применительно ко всему диапазону изменения
кинематических параметров а,„ 8,, 6,, 8. и М видно, что доля воз-
105
можной погрешности слагаемого ДС^,м(ап, 8Д, 5 , 5г, М) в вели-
чине суммарного коэффициента Сдмм пренебрежимо мала. Поэто-
му при расчете величины ДСли(а„, М) по формуле (2.31) допусти-
мо полагать
ДСдли(аг,6,,8д,6:,М)=ДСдим(а„,8,,3/,8!, М).
Для сравнения рассчитанных значений ДС;1И(а„, М) с аналогич-
ными приращениями, соответствующими математической модели
АДК, они были сгруппированы относительно узловых значений чи-
сел Маха, используемых в математической модели:
М = 0,45.-0,65 (ЛИ) соответствует М = 0,6 (ММ);
М = 0.75...0.85 (ЛИ) соответствует М = 0,8 (ММ);
М = 0,95—1,00 (ЛИ) соответствует М = 1,0 (ММ).
На рис. 2.36 приведены кривые прирашений ДСли(а„, М), рас-
Рк. 2.36. Cfaeeoua хюкамоспка М) а ДС/м(а„, М)
106
Аэродинамика УАЬ
обработки результатов летных испытаний допущения являлись пра-
вомерными, и компонента ДС,мм(а„, М) суммарного коэффициен-
та продольной силы Сжмм не нуждается в корректировке.
Определение коэффициента С„(а., М). По результатам обработки
отфильтрованных сигналов датчиков перегрузок л,(г), л:(0 можно
рассчитать текущие значения коэффициентов соответственно нор-
мальной силы С, и поперечной силы С, по следующим формулам:
C.(O~(nz(t)mg)/(q(t)S).
На рис. 2.37 в качестве примера приведены зависимости коэффи-
циентов С,(0 и С.(Г) для циклограммы ЦЗ.
Напомним, что каждому текущему значению времени Г соответствует
определенная комбинация кинематических параметров программного
изделия - угла атаки а,, углов отклонения рулей 5 и числа Маха М -
координат OXYZ к системе координат, связанной с пространствен-
ным углом атаки — ОХ„ K„Zn, на основе которой сформирована мате-
матическая модель АДК изделия УАБ-500.
Коэффициент составляющей аэродинамической силы Cjr(r) по
оси OY. в случае <рп = -45° (рис. 2.38) рассчитывается по формуле
Суп(/)=0,707[С,(г)+Сг(/)|.
107
V
уУ ' Z,
Ле- |5°
с.'Чх>
/ v -V
Для введения соответст-
вующих поправок в математи-
ческую модель АДК необхо-
димо представить коэффици-
ент С,,, изделия как сумму сле-
дующих слагаемых:
•дс™<
(2.32)
Рис. 2.38. Определение козффшо/ента C^t)
авиабомбы при <р» “ -45° в системе коорде-
HtmOX.YA
Здесь влиянием отклоне-
ний рулей 8Д в канале крена в
силу их малости можно пре-
небречь.
В формуле (2.32)CjJM(an,
М) - это коэффициент со-
ставляющей аэродинамиче-
ской силы по оси OY„ в функ-
ции угла атаки а„ и числа Ма-
ха в случае неотклоненных рулей (6, = 8, = 0). Второе слагаемое в
этой формуле - приращение коэффициента С™ в функции угла
атаки а„ и числа Маха, вызванное отклонением рулей.
Выражение (2.32) представляет собой уравнение с двумя неиз-
вестными.
Для нахождения первого неизвестного слагаемого — коэффи-
циента C™(an, М) - зададимся второй составляющей, которой
являются приращения ДС^м(аг1,8 , 8г, М), вызванные отклоне-
нием рулей. Они могут быть взяты из математической модели,
сформированной по данным экспериментальных исследований
в АДТ.
На рис. 2.39 приведены зависимости коэффициента С”м от па-
раметров а„, 8,, 8;, М для модели УАБ-500, полученные по резуль-
татам экспериментальных исследований модели в АДТ-114
НАГИ.
Как и для коэффициента С,, рассмотренные выше факторы при-
водят при продувках в АДТ к погрешностям в измерении компонен-
ты ACjjM(arl, 8у, 8г, Л/), составляющим до -20 %. Из анализа зави-
симостей ДС“м(а„, 5,, 8;, М) видно, что доля этих погрешностей
пренебрежимо мала по сравнению с суммарным коэффициентом
Cj}M. Поэтому можно записать, что
СЛи(агМ)=сли.дСмм(а1115^8;<М), (2.33,
108
Аэродинамика УАЬ
На рис. 2.40 обобщены значенияС^и(аг1, М)для четырех сбросов
программного изделия (циклограммы Щ...Ц4). Они сгруппированы
по числу Маха согласно указанным выше диапазонам. Пунктирной
109
линией показаны зависимости коэффициента С^и(ап, М), являю-
щиеся результатом аппроксимации летных данных по методу наи-
меньших квадратов.
Для сравнения на этом же рисунке показаны зависимости
С“м(а„,М), определяемые математической моделью АДК. Со-
поставив эти зависимости, можно говорить о практически пол-
ном совпадении коэффициентов С^,и(а„,М) и С”м(а„,М) до
значений углов атаки а„ < 10° во всем исследованном диапазоне
чисел Маха.
При углах атаки ап а 20° значения коэффициентаС^,и(а„) мень-
ше значений С”м(а„) примерно на 20 %. При углах ап > 20° проис-
ходит интенсивное увеличение коэффициента C™(a„) по сравне-
нию с данными математической модели. При а„ == 25...27° значения
С,?,и(а„) »С”м(а„), а при дальнейшем увеличении пространствен-
ного угла атаки (а„ 2 28°) коэффициент СДи(а„) больше С“м(о„)
примерно на 10 %.
Такой характер изменения коэффициента СДИ (а „) можно объяс-
нить увеличением вихревой составляющей обтекания несущих по-
верхностей программного изделия, которое связано с большими
значениями числа Рейнольдса в условиях летных испытаний по
сравнению с экспериментальными условиями в АДТ.
Из сопоставления результатов следует, что значения коэффици-
ента С”м(а„, W) для случая неотклоненных рулей требует кор-
ректировки в диапазоне углов атаки а0 > 10° в соответствии с ре-
зультатами летных испытаний.
Определение коэффициентов тет(ап, М) и «„(ш,,, М). Важней-
шей целью летных испытаний является определение в основном
летном положении программного изделия (<р„ = -45°) коэффициен-
та составляющей аэродинамического момента относительно оси
OZ„ mjnfcu М) в случае неотклоненных рулей, когда 8, = 5, = 0. Ана-
лиз этих зависимостей позволяет судить о фактической статической
устойчивости УАБ.
В отличие от составляющих аэродинамических сил, непо-
средственно измеряемых соответствующими датчиками перегру-
зок, аэродинамические моменты в летном эксперименте измерить
нельзя.
Для каждого момента времени {движения программного изделия
по траектории можно составить уравнение моментов сил, действую-
щих относительно оси OZ„:
где til;,,(l) — мгновенное угловое ускорение программного изделия;
/, 4” “ моменты инерции относительно соответствующих осей
координат OX, OY„, OZ,;, <ах{1), <о;„(Г) и w01(r) - угловые скорости вра-
щения относительно тех же осей координат.
Суммарный коэффициент момента т™ относительно оси OZ„
(см. табл. 2.2) можно представить в виде
т™ =т™(ап,М) + Дтли(а11,8,,бг, М)+т;
где М) - коэффициент момента тл,и в функции угла атаки
и числа Маха в случае неотклоненных рулей; Дили(а„, 6У,5£, М) -
приращение коэффициента момента т'™ в функции угла атаки и
числа Маха, вызванное отклонением рулей; п»5и(сои1, М)- демпфи-
рующая компонента коэффициента т,,.
Из трех слагаемых в формуле (2.34) искомой величиной является
первая компонента, а именно М). Для ее нахождения необ-
ходимо найти два других слагаемых, входящих в выражение (2.34).
Отметим, что приращения Am„(a„, 8„ 8:, М) коэффициента мо-
мента, вызванного отклонением рулей, получаемые по данным лет-
ных испытаний и исследований в АДТ, считаются практически сов-
падающими (поскольку доля аналогичных погрешностей в опреде-
лении прирашений по коэффициенту ДС,„(а,„ 8„ 8„ М) пренебрежи-
мо мала). Поэтому правомерной является следующая запись:
(2.34)
Д<и(ап,5„51( M)«Am“M(an,8„5t, М). (2.35)
При определении составляющей Am.nM(aH, 8у, 8г, М) используют-
ся данные математической модели АДК (рис. 2.41), сформированной
на основе экспериментальных исследований модели УАБ-5СЮ в Т-114
НАГИ. При отсутствии вращения (о», = = сот = 0) и 6, = О имеет ме-
сто равенство
Am”M(a„, 8у, 8г, M)=m“M М).
Другое неизвестное слагаемое, входящее в выражение (2.34), —
коэффициент тгли(<о.н, М) - определяется с использованием ме-
тода свободных колебаний в летных испытаниях. В программе
летных испытаний были реализованы циклограммы Ц1 и Ц2 (см.
рис. 2.15) со ступенчатым отклонением рулей, которые преду-
сматривали размыкание контуров стабилизации программного
изделия по каналам управления при сохранении стабилизации по
каналу крена.
Для определения демпфирующей компоненты и™!»,,, М) при-
меняется методика обработки данных переходных процессов возму-
щенного короткопериодического колебательного движения про-
граммного изделия [4]. Изменение параметра <5^ авиабомбы,
характеризующего короткопериодическое движение программного
изделия при постоянном (или осреднением) значении скорости по-
лета, описывается в случае свободных колебаний дифференциаль-
ным уравнением второго порядка:
dt1 dt
Поэтому параметры возмущенного движения изменяются по за-
ды = ш-„ -ыт0=Ле‘‘' sin[(Jk2-h2)t-tf>[,
где — меняющееся во времени значение параметра; — ис-
ходное значение параметра; А„е “ = Л(г) - амплитуда колебательно-
го процесса; ->ik2 -h2 =2л/Т — круговая частота собственных
фированных колебаний; h —
декремент затухания; Д, и ч> —
начальная амплитуда и фаза
колебаний (рис. 2.42).
Параметры Т и Л связаны
между собой следующими со-
отношениями:
Л=]1пД-1пЛ(/)|// =
=1п(Д/Д.г)/Г,
Л"|С“" -(<" +m“")/r?]/(2t).
mSr - производная коэффициента момента «„ по безразмерной
скорости изменения угла атаки. Здесь а„ ^Lac,(da„ /dt)/V - без-
плотность воздуха.
На рис. 2.43 приведен пере-
ходный процесс в канале пе-
регрузки л,, зафиксирован-
ный соответствующим датчи-
ком в условиях свободных ко-
лебаний программного изде-
лия (циклограмма Ц2). Обра-
ботка указанных данных по-
зволила получить следующие
значения для коэффициентов
моментов:
(«!*+«”" )1И«-1,83
при числах Маха М & 0.6;
Аге. 2.43. Характер нереходного проккеа в
канале перегрузка a/t)
)ли—1,87 при М=0,8.
Заметим, что значения вращательных производных mJ', содер-
жащихся в математической модели аэродинамических коэффици-
ентов УАБ-500 (которые определяются расчетными методами, см.
подразд. 2.3), следующие:
=-1,674 при М =0,6
т^” =-1,709 при М=0,8.
Видно, что расчетные значения вращательных производных доста-
точно хорошо согласуются с суммарными величинами (т£‘ +т“," )ли.
Поскольку в условиях летных испытаний нельзя разделить значения
производных m J" и mJ,'.а также из-за малости нестационарной ком-
поненты mJ, в дальнейших расчетах допустимо использование полу-
ченных в летных испытаниях величин (mJ” +m )ли.
Согласно данным математической модели АДК максимальный
вклад демпфирующей комлонентытл,и(<ёэ1, М)всуммарный коэф-
фициент т™ составляет менее 10 %:
m™(<on„M)=mj- =-0,011.
Это значение получено для циклограмм Ц] и Ц2 при mJ" =-1,85;
|ш™‘ | =0,5 c'\L^ = 2,975 м; = 250 м/с. Для циклограмм ЦЗ и Ц4
вклад демпфирующей компоненты еще меньше (-5 %).
Таким образом, можно считать, что влияние демпфирующей со-
ставляющей на коэффициент момента тли УАБ мало.
Поскольку все полеты программных изделий УАБ-500 согласно
циклограмм ЦЗ и Ц4 проходили в условиях балансировочных значе-
ний угла атаки (а„ = алЦ„),уравнение (2.34) может быть представ-
лено следующим образом:
«я («н, М) + Атли(ан,5,,8г,М)+тли(в>;н, М)~-0. (2.36)
Отсюда с учетом выражения (2.35) находится искомая составляю-
щая коэффициента момента
mл,и(а„. M)=-Am“M(a„, S,,, 6Г, М)-тли(й0„ М). (2.37)
114
На рис. 2.44 представлены зависимости тд,и(а„, М) = /(г) для слу-
чая неотклоненных рулей, определенные в рамках принятых допуще-
ний, для циклограмм ЦЗ и U4.
Приведенные на рис. 2.45 значения коэффициента т^,и(а„, М)
рис. 2.45 пунктиром, сравниваются с аналогичными зависимостя-
ми т^и(а„, М), соответствующими математической модели АДК.
Видно, что по данным летных испытаний, УАБ-500 обладает не-
риментальных исследований в АДТ. Так, при углах атаки а„ = 0...?°
для зависимости т$,и(ап, М) наблюдается зона неустойчивости во
всем исследуемом диапазоне чисел Маха.
1ых уым атаки а^„ от угмо откм-
Онределение балансировочных значений пространственного угла
атаки сц^. На рис. 2.46 приведены значения балансировочных уг-
нанные в соответствии с узловыми значениями чисел Маха с по-
следующей их аппроксимацией по методу наименьших квадратов.
Для сравнения там же приведены зависимости а “al, (8,, 6;, М) ба-
пазонах углов отклонения рулей и чисел Маха подтверждает на-
личие меньшей статической устойчивости изделия по данным
составили соответственно s6; 17; 25; 29°, а значения, соответст-
вующие аэродинамическим коэффициентам из математической
модели. - а!Х = 0; 13,5; 22; 26,5°.
Поскольку зависимости для балансировочных углов атаки
8г, М), полученные в результате прямых измерений
датчиков аэродинамических углов и датчиков углов отклонения ру-
лей, согласуются с характером зависимости коэффициента
т^и(ап, М),то это позволяет сделать вывод о правильности произ-
веденного расчета коэффициента тДи(ап, М).
Таким образом, необходима корректировка моментных характе-
ристик т ““ (а М), определяемых математической моделью АДК.
Корректировка аэродинамических характеристик. Рассмотрим
процедуру внесения изменений в базу данных АДК математической
модели УАБ-500 в соответствии с выводами, полученными при ана-
лизе результатов летных испытаний. При этом используем следую-
шие значения базовых аэродинамических характеристик авиабомбы
в ее основном полетном положении (схема "х", q>„ = -45°);
зависимость коэффициента лобового сопротивления С™ = /(М)
зависимость коэффициента составляющей аэродинамической
силы по оси ОУ„ С™ =/(а„, М) в случае неотклоненных рулей;
зависимость коэффициента составляющей аэродинамического
момента по оси OZrm™ М) в случае неотклоненных рулей.
Процедура внесения изменений в математическую модель аэро-
динамических коэффициентов УАБ представляет собой определе-
ние совокупности корректирующих приращений АДК, посредством
которых исходный массив узловых значений аэродинамических ко-
эффициентов (см. табл. 2.2) заменяется новым, откорректирован-
ным массивом АДК.
Анализ результатов летных испытаний по коэффициенту лобово-
го сопротивления С;™ =/(М) выявил необходимость введения в
структуру представления коэффициента Сл в математической моде-
ли АДК корректирующих приращений коэффициента Ся, а именно:
ACto
=/(M).
Данное приращение коэффициента получено для случая неот-
клоненных рулей при углах а„ = 0 и <₽„ = -45°, однако оно может
быть применено во всем диапазоне изменения углов атаки ап и уг-
лов крена <р„.
Обработка результатов летных испытаний по коэффициенту со-
ставляющей аэродинамической силы СДИ =/(an, М) по оси ОУ„
для случая неотклоненных рулей позволила рассчитать корректи-
рующие приращения для данного коэффициента:
= /(aH, M).
Они функционально зависят от угла атаки и числа Маха при
Используя зависимости коэффициента составляющей аэродина-
мического момента т** =/(а„, М) по оси OZ„, полученные в ходе
анализа результатов летных испытаний, для случая неотклоненных
рулей можно рассчитать корректирующие приращения этого коэф-
фициента:
Aw{„ =«’5И -"'“М =/(«,. М).
Они зависят от угла атаки и числа Маха при углах <р„ = -45°.
Для получения новых (с индексом "н"), уточненных зависимостей
коэффициентовС“м, и в интервале изменения аэродина-
мического угла крена <р„ = 0...-45». привлекаются данные исходной
математической модели АДК, соответствующие узловым значениям
Ф, = 0, q>„ = -22,5° и <рг = -45° Используя их, для случая 5, = 8, = 5, = О
находят соответствующие корректирующие коэффициенты:
*£ =С,мм(а „,Фл = var, М)/С“м(а„, ф„ =-45°, М);
=С“м(а„,ф„ =var, М)/С“м(а„,фл =-45°, М); (2.38)
=^м(ал.фл =var, М)/т«м(ан,ф„ =-45», М),
Таким образом, расчет новых значений массивов С,|...С1Л; СН...СЛ
и т,,„...т.и (см. табл. 2.2) аэродинамических коэффициентов ММ
для случая неотклоненных рулей (8, = 8, = б. = 0) и углов ф„ = 0, -
22,5» и -45° можно осуществить, используя корректирующие выра-
жения следующего вида:
С“м(а„, ф М)=[Сжмм(ап, фп =-45°, М)+ДСж0(М)]А£;
Су“”(а,„ ф М)=[С“м(ап, ф п =-45°, М)+ДСГ1(а„, М)|К^; (2.39)
™^(а„,Ф„.М) = [т^м(ал,фл=^5°,М)+Дта1(а„,М)|ЛГД11.
В соответствии с табл. 2.2 в исходную совокупность узловых зна-
чений АДК входят также зависимости коэффициентов
СГ(«п.Фп=-22^.М), <м(ол,Ф„ = -22,5°, М) и<(ап,Ф,=
=-22,5», М) Обозначим их соответственно С.,. тл и т.л Полагая, что
составляющая аэродинамической силы по оси OYn оказывает опре-
деляющее влияние на величины коэффициентов С,, т.. и т— мож-
но ввести коэффициент пропорциональности Кс„ =С™ /С™*, ко-
торый отражает степень несоответствия данной аэродинамической
характеристики, полученной по итогам ЛИ и в математической мо-
дели. Рассчитав коэффициент пропорциональности К? для случая
Ф, = -45»; 8, = 8, = 8 = 0, можно использовать его для корректиров-
ки аэродинамических характеристик при ф„= -22,5» следующим об-
разом:
С:7=С«”(ап,фп=-22^,М)=С«м(ал,фл=-22,5°,М)КСг1;
тж8=«”м(а».Ч>„ =-225°, М)=тжмм(а,„ф„ =-225°, М)КС„; (2.40)
=т“"<а„.Ф„ = -22,5», М)=т“м(а„,ф„ =-225». М)ЛГС„-
118
Ранее была обоснована правомерность соотношений, по-
казывающих практическое совпадение приращений аэродинами-
ческих коэффициентов, которые вызываются отклонением руле-
вых поверхностей^ в условиях летных испытаний и для математи-
ческой модели АДК, а именно:
ДСли(а„. 8,, 8,. 8г, М) * ДС,мм(а„. 8,, 5,. £
ДСли(ап,8,,8;,М)^ДС"м(ан,8,,8г,М);
Дл|£,и(а„, 6,,8., М) *Д/и“м(а„,8.,, 8;, М).
(2.41)
Поэтому, исходя из того, что приращения ДС“м(а„, 8,, 8,, 8г, М),
ДС”м(а„, 6,, 8., М) и Дт”м(а„, 8Г, 8Г, М), соответствующие исход-
ной математической модели АДК, не нуждаются в корректировке,
применительно к двум полетным положениям авиабомбы, когда углы
крена — 0 и -45’ и углы 8„ 8,, 8, — var, новые узловые значения аэро-
динамических коэффициентов математической модели могут быть оп-
ределены согласно следующим формулам:
С"м=С?Ла,,,фГ1,М)+ДС,мм(
С™ =С«»(ап,ф„,М)+ДС"м|
тгпп =та!”(°п. Фп'М) + Дт”М
(2.42)
Таким обрезом, выражения (2.42) определяют расчетные процедуры
для нахождения новых, модифицированных в соответствии с резуль-
татами ЛИ. массивов узловых значений аэродинамических коэффи-
циентов математической модели УАБ -С„,...С,И, Сл!>...С\ и
Принимая во внимание свойства осевой симметрии? АБ и равен-
ства (2.41) можно, считать, что узловые аэродинамические коэффи-
циенты т,„...т,л и в корректировке не нуждаются.
Все изложенное выше относится к корректировке базы данных аэ-
родинамических коэффициентов, входящей в математическую модель
АДК. Преимущество такой корректировки заключается в том, что ана-
литическая часть математической модели остается неизменной.
Процесс корректировки математической модели АДК преду-
сматривает возможность проверки правильности внесенных изме-
нений посредством математического моделирования сбросов про-
граммных изделий. Для этого осуществляется воспроизведение
движения ПИ в каждом сбросе и оценивается степень отличия мо-
делируемых процессов по перегрузкам п,(0, «,(/) и n.(t), угловым
скоростям <о,((). <о,(/), <о.(/) и углам атаки а„(/) от процессов, полу-
ченных в ходе летных испытаний. Чтобы повысить надежность ре-
зультатов математического моделирования летного эксперимента.
119
следует воспроизводить его с учетом возможного разброса пара-
метров бортовой аппаратуры.
Ддя анализа аэродинамических характеристик УАБ наиболее
эффективен вариант воспроизведения опыта, при котором конту-
ры стабилизации продольных каналов размыкаются и на вход бло-
ка формирования АДК непосредственно подаются функциональ-
ные зависимости углов отклонения рулей §,((), 8,(/), 8,(г), зафикси-
рованные в процессе летных испытаний. При таком подходе прак-
тически исключается влияние неточностей описания контуров ста-
билизации на динамику моделируемого движения авиабомбы и в
явном виде проверяется зависимость аэродинамических парамет-
ров от реальных отклонений рулевых поверхностей программного
изделия.
Сопоставление обработанных материалов телеметрических изме-
рений с результатом математического моделирования полета ПИ,
осуществляемое для ряда экспериментов с резличными условиями
полета изделий, дает возможность оценить степень соответствия от-
корректированной ММ аэродинамических коэффициентов и реаль-
ных характеристик УАБ.
В тех случаях, когда выявляются существенные различия между
реальными и моделируемыми процессами движения авиабомбы,
могут быть предприняты попытки уточнения аэродинамических ха-
рактеристик УАБ с использованием аппарата динамического моде-
лирования. Для этого необходимо провести анализ выявленных
признаков несоответствия с последующей корректировкой число-
вой базы аэродинамических коэффициентов сил и моментов, в том
числе значений демпфирующих производных коэффициентов мо-
ментов УАБ, которые определяются исключительно расчетными
методами.
После каждой корректировки математической модели АДК
вновь проводятся летные опыты и оценивается степень приближе-
ния моделируемых процессов к полученным в реальных испытани-
ях. Процесс итераций проводится до достижения наилучшего
(5... 10 %) приближения к данным летных испытаний. Несмотря на
трудоемкость подобных работ, они в ряде проектных ситуаций мо-
гут быть оправданы по экономическим причинам и с точки зрения
временных затрат.
2.5.5. Внешнетраекторные измерения
Для проведения траекторных измерений при испытании про-
граммного изделия УАБ ранее широко использовались наземные
информационные комплексы. Для программных изделий с авто-
номной системой управления применяются радиолокационные или
оптические наземные средства. Поступающая от них информация
обрабатывается наземной вычислительной системой.
120
Для рессматриваемого класса УАБ наиболее часто используется
оптический метод определения земных координат |3|. Он основан
на синхронизированной одновременной регистрации углов места
и азимута двумя кинотеодолитами в земной системе осей коорди-
нат ОЛЛА- Кинотеодолиты размешены на ресстоянии L друг от
друга (рис. 2.47). Это расстояние называют базой и она точно изме-
рена геодезическим способом.
По замеренным углам t, ид>, и базе L земные координаты изде-
лия рассчитывают с учетом кривизны земной поверхности по фор-
мулам
х sin<p2 «вер,. sin<p2 sintpi. sin<p 2 sin(£, -0,5ц)
’ sin(ip2- <₽,)' ’ sin(<p 2 —ф() ’ sin(q>2-<pl)cos(n+E|)’
где ц = L sinip/tfl, si п(ф, - <₽,)), Л, - местный радиус Земли.
Для этого метода характерна высокая точность измерения зем-
ных координат изделия. Средняя погрешность современных кино-
теодолитов при измерении углов азимута и места составляет -1'.
Поэтому для умеренных баз L погрешности определения земных
координат не превышают нескольких метров.
В последние годы УАБ оснащаются инерциально-спутниковыми
системами наведения. Аппаратная часть таких систем позволяет ко-
ординировать траекторию полета программного изделия в земных
осях координат с достаточно высокой степенью точности. Однако
12]
Рас. 2.4$. Результаты внешяетраекторньа измерений (ВТИ) сброса ПИ УЛБ-5ТЮ
стоимость их высока и оснащение ими одноразовых программных
изделий, предназначенных для летных испытаний, пока широкого
распространения не получило.
Зная зависимости координат объекта от времени, дифферении-
рованием можно рассчитать составляющие земной скорости V„
и Ии программного изделия и определить текущие траекторные уг-
лы. Эта информация используется для сравнения с результатами
моделирования динамики наведения изделия и анализа работы сис-
темы управления авиабомбы.
На рис. 2.48 отображены результаты внешнетраекторных измере-
ний сброса программного изделия УАБ-500 (с циклограммой ЦЗ) в
виде функциональных зависимостей скорости Vполета и высоты К,
от времени полета /. Для сравнения на рис. 2.48 приведены анало-
гичные зависимости, полученные по результатам моделирования
динамики полета программного изделия с использованием исход-
ной математической модели АДК и скорректированной по резуль-
татам летных испытаний.
Из сопоставления зависимостей kV), ¥,{t) следует, что во всем
временном диапазоне лучшее совпадение траекторных параметров с
данными ВТИ наблюдается в случае использования математической
модели АДК, скорректированной по результатам летных испыта-
122
Аэродинамика УАЬ
ний. Это подтверждает правильность внесенных в исходную мате-
матическую модель АДК изменений на основе летных данных.
После завершения в ОАО "ГНПП "Регион" цикла работ по лет-
ным испытаниям была осуществлена коррекция облика изделия,
обусловленная изменениями тактико-технических требований к из-
делию УАБ-500 (изменены длина корпуса, бортовая хорда крыла, а
также положение центра масс). В связи с этим было внесено соот-
ветствующее изменение в математическую модель АДК.
Указанная доработка была выполнена с использованием расчет-
ных методов на базе уточненных по результатам летных испытаний
аэродинамических характеристик, т.е. без проведения повторных
трубных и летных испытаний, что значительно сократило финансо-
вые и временные затраты на создание новой конфигурации УАБ-
500.
2.6. Аэродинамическая интерференция флюгерной головки
самонаведения с корпусом УАБ
Флюгерная головка самонаведения, которой оснащены отечествен-
ные бомбы КАБ-500Л и КАБ-1500Л, является аэродинамическим объ-
ектом в форме цилиндра с полусферической носовой частью и кольце-
вым стабилизатором в хвосте. Длина флюгера равна 0,233 м. Диаметры
цилиндрической части, в которой расположен координатор головки, и
кольца стабилизатора соответственно равны 0,083 и 0,16 м.
Флюгер располагается в носовой части авиабомбы на штанге, со-
единенной с ним кардановым подвесом. Точка пересечения осей
подвеса флюгера совмещается в пределах поля технологических до-
пусков с его центром масс, что диктуется стремлением уменьшить
воздействие УАБ на динамику процессов ориентации флюгера в
пространстве.
Флюгер спроектирован как статически и динамически устойчи-
вый объект, ориентирующийся в пространстве по направлению на-
бегающего воздушного потока. Высокая степень устойчивости и ма-
лые углы атаки флюгера позволяют при описании его аэродинами-
ческих свойств ограничиться производными коэффициентов мо-
ментов и
Функциональное назначение флюгера, в котором установлен чувст-
вительный элемент головки самонаведения, состоит в ориентации
этого элемента по направлению вектора V воздушной скорости авиа-
бомбы. Из-за отклонения продольной оси флюгера от этого направле-
ния возникают погрешности при осуществлении метода наведения.
При разработке авиабомб КАБ-500Л и КАБ-1500Л для выяснения
аэродинамических факторов, вызывающих эти погрешности, в аэро-
динамических трубах ЦАГИ и МАИ были проведены специальные ис-
следования. Выяснили, что вследствие искривления линий тока при
обтекании носовой части авиабомбы флюгер отклоняется от направ-
123
Рис. 2.49,
г » месте распомжошл флюгера
ления невозмущенного набегающего потока. Степень искривления
потока в области размещения флюгера зависит от формы носовой час-
ти авиабомбы, значений угла атаки и скорости набегающего потока.
При дозвуковых скоростях обтекания возмущения потока, поро-
ждаемые корпусом УАБ, распространяются по направлению пото-
ка. С возникновением угла атаки авиабомбы а продольная ось флю-
гера 0*X* отклоняется от вектора V на угол да* в направлении, кото-
рое противоположно знаку угла а (рис. 2.49).
По мере увеличения угла атаки авиабомбы абсолютное значение
угла Да, достигает максимума, а затем начинает уменьшаться.
Уменьшение Да, связано с тем, что часть стабилизирующего кольца
флюгера приближается к штанге и попадает в зону подпора, кото-
рый вызывает перераспределение давлений на поверхности стаби-
лизатора. При этом появляется сила, отталкивающая стабилизи-
рующее кольцо от штанги.
При дальнейшем увеличении угла атаки а флюгер попадает на ме-
ханический упор и увлекается корпусом авиабомбы в область значе-
ний Да, > 0. Попадание флюгера на упоры в процессе наведения не-
допустимо. В связи с этим при разработке аэродинамической схемы
УАБ и флюгера необходимо предусмогретъ такое сочетание их конст-
руктивных параметров, при котором максимальные значения углов
атаки авиабомбы не превышают значений угла прокачки флюгера.
В экспериментах, проводимых в АДТ, флюгер авиабомбы КАБ-
500Л-Ф устанавливался на цилиндрической штанге диаметром
0,03 м. При скоростях, соответствующих М < 0,9, максимальные аб-
солютные значения угла Да, составляли 3,0.-3,5° при а » 10°. При
трансзвуковых скоростях (М = 0,95...1,00) максимальные значения
угла Да, возрастали до 4,5...6,0°, а переход к сверхзвуковым скоро-
стям сопровождался резким уменьшением значений Да,. Измене-
ния Да, угла флюгера с цилиндрической штангой диаметром 0,03 м
авиабомбы КАБ-500Л-Ф в зависимости от угла атаки а„ при различ-
ных числах Маха показано сплошными линиями на рис. 2.50, а, б.
124
125
Для минимизации значений Да, флюгера требуются конст-
руктивные решения, которые повлияли бы на уменьшение ис-
коивления набегающего потока в месте расположения флюгера.
Комплекс работ, выполненных по авиабомбам КАБ-500Л и
КАБ-1500Л, включал изучение влияния таких факторов, как
длина, диаметр и конусность штанги, на которой установлен
флюгер.
Увеличение длины флюгерной штанги до значений, при кото-
рых флюгерное устройство выходило бы из эоны возмущений
потока, вызываемых носовой частью авиабомбы, практически
невозможно из-за ограничений на общую длину корпуса УАБ и
ряда нежелательных технических факторов, связанных с упруго-
стью штанги и ослаблением сигналов при удлинении электриче-
ского кабеля между фотоприемником ГСН и ее электронным
блоком.
При увеличении диаметра цилиндрической штанги флюгера
вследствие усиливающегося подпора в зоне его стабилизирующе-
го кольца значения Да* уменьшаются, но при этом уменьшаются
и углы прокачки флюгера, которые определяют его работоспособ-
Для авиабомб КАБ-500Л и КАБ-1500Л наиболее результатив-
ным оказался путь снижения углов Да, за счет выбора опти-
мального соотношения длины и конусности штанги флюгерно-
го устройства. Эффект найденного конструктивного решения
проиллюстрирован на рис. 2.50, а, где пунктиром показаны за-
висимости изменения до» угла флюгера от угла атаки а при вы-
бранных для указанных авиабомб длине штанги, равной
0,208 м, и конусности, равной 6°. При данном сочетании пара-
метров штанги и конструкции флюгера угол его прокачки со-
ставляет 24°.
2.7. Динамика процессов раскрытия оперения
В процессе развития УАБ наблюдается тенденция все более ши-
рокого применения в авиабомбах различных конструкций раскры-
вающегося оперения. Первые устройства представляли собой в ос-
новном варианты выдвигающихся поверхностей "ножевого" типа с
осью поворота, перпендикулярной плоскости неподвижной части
оперения. ''Ножевые" конструкции наиболее просты, надежны и де-
шевы, но не всегда обеспечивают желаемый уровень аэродинамиче-
ских свойств объекта управления.
Потребностям перспективных УАБ в большей степени отвечают
конструкции раскрывающегося оперения консольного типа, у кото-
рых ось поворота подвижной консоли лежит в плоскости неподвиж-
ной части оперения. В сложенном состоянии эти конструкции об-
126
Аэродинамика УАЬ
разуют подобие кольцевого стабилизатора, что увеличивает статиче-
скую устойчивость УАБ, повышая безопасность процесса отделения
от самолета-носителя, а в раскрытом положении они могут дать
значительный прирост несущей поверхности (в 1,2...2,7 раз). Одна-
ко такие устройства существенно сложнее "ножевых" и требуют при
проектировании ряда дополнительных исследований, связанных с
динамикой процессов раскрьгтия.
Эти исследования включают в себя математическое моделиро-
вание, для которого процессы раскрытия необходимо предста-
вить соответствующими уравнениями. Рассмотрим в качестве
примера вывод уравнений движения одного из вариантов конст-
рукции, предназначенной для синхронного раскрытия четырех
консолей.
Конструктивная схема рассматриваемого устройства изображена
на рис. 2.51 (вид с хвоста УАБ). Механизм раскрытия включает
127
кольцевое водило радиуса г„ которое под действием привода может
поворачиваться на цилиндрической опоре вокруг продольной оси
УАБ. Угловое положение водила относительно корпуса УАБ харак-
теризуется углом ф.
Каждый из четырех стабилизаторов состоит из неподвижной час-
ти и вращающейся консоли. Положение консолей по отношению к
неподвижной части стабилизатора определяется углом у,. Водило и
консоль соединены через шарниры А и В тягой длины г,. Угловое
положение тяги относительно неподвижной части стабилизатора
характеризуется утлом Q. Расстояние между шарниром В, соединяю-
щим консоль и тягу, и осью вращения консоли О, равно г,. При по-
вороте водила из исходного положения в конечное консоли под воз-
действием тяг синхронно переходят из сложенного состояния в рас-
крытое.
В соответствии с методом Лагранжа движение механизма описы-
вается уравнением
Здесь в качестве обобщенной координаты выбран угол ф, через Т
обозначена кинетическая энергия механизма, а через М - обобщен-
ный момент сил, действующих на механизм в процессе раскрытия
консолей стабилизатора.
Кинетическая энергия механизма может быть записана следую-
щим образом:
Г=0,51/|ф2 +2/2Ог +2т2И2 +2/кт2.
где f, — момент инерции водила относительно оси вращения О; —
момент инерции тяги относительно поперечной оси. проходящей
через середину тяги; zn, — масса тяги; /, — момент инерции консоли
относительно оси вращения О,; Р', — скорость поступательного дви-
жения тяги.
Поскольку положение и скорости отдельных звеньев меха-
низма кинематически связаны, параметры 0, И2,ук можно
выразить через <р. Для этого запишем уравнения, выражающие
влияние голономных связей и устанавливающие соотношения
между углами ф, 0, у, и размерами г,, г;, г,, 00,- Эти уравнения
получим, проектируя на оси OY и OZ звенья механизма (см.
Г| СОЗф +Г; COS0-TJ COS у, =00,.
128
Дифференцируя эти уравнения и выделяя параметры В и ук, по-
лучаем следующие зависимости:
Y. = [л sin(<p -B)/(r3 sin(yK —0)))ф;
0»k sin(q> -yj/(r2 sin(yк -0))[<р.
Скорость И центра масс тяги определяется по формуле
И = УЛ +0Лгг9=Л |1+51П(ф -yK)/(2sin(yt -0))|ф.
С учетом этих выражений кинетическую энергию Тможно пред-
ставить в виде
Т ={0,5 Л +2/2|л sin(<p -y,)/(r2 sin(yK - В))]2 +
+ 2/к|г, sin(<p —9)/О, sin(yK —в))]2 +
+ 2m2(rl)2[l + sin(<p —y,)/(2sin(yl-9))[2|ф2.
„ ci ci a I ci ।
Определив производные —, —, — — и подставив их в урав-
Лр ftp dr^ftp)
некие Лагранжа, получим уравнение движения механизма раскры-
тия оперения:
_____________________Л/-ОФ___________________________
ЛЯП(ф-0) Г Г>-|8т(ф-7>)'|2 |4д[ Г, 1 Sin(9-Yj
./jSinfYt-oJ 2[rjSin(rt-9)J 2 [ 2sin<yjt— 9)
O = lk>)2/<ггГ> sin*(YK -B))]([4f, sin(v -B)/(r3)2]x
x [TjTj sin2 (у, -0)СО5(ф -0)-Т|Г2 sin2(<p -9)C0S(yK -9)+
+ nr, sin2(9 -yj]+|4f; 51П(ф -yK)/(r2)2 +nj;(2sin(y,-9) +
+ sin(9 -Ук))||Т2П sin2(y K -9)СО5(ф -yj-nn sin2<9-9) +
+ nr, sin2(<p -yjcosty, -9)ll-
При пренебрежении массой и моментом инерции тяг уравнения
упрощаются:
Ф =(W-Oi<P2)/l/i +4/кИ $|л(ф-В)|2/|г3 sin(yK-0)[2},
129
С =141К(л)2sin(<p -0)/(г2(г,)3 sin4 (у, -0))||г2г, sin1 (у, -0)cos(<p -0)-
- Г, Г2 sin2<<p -0)cos(yк -0) + г,r3 sin2 (ф -ук)|-
Момент М является суммой движущего (раскрывающего) момен-
та М„, момента М, аэродинамических сил, демпфирующего момен-
та М, и момента трения Л/^:
A/ = W„B+Wa+W„+Wlp.
Д вижу ши й момент может быть создан разными способами, в том
числе посредством газового поршневого привода и пружинной кон-
струкции. Для каждого из этих вариантов в соответствии с конст-
руктивными параметрами устройства определялся закон изменения
м„ в процессе раскрытия оперения.
В газовом поршневом приводе рабочее давление в запоршневом
пространстве толкателя создавалось за счет срабатывания пиропа-
трона. Сила Fj,, развиваемая приводом, определяется давлением Рв
запоршневом пространстве и площадью 5, поршня:
Вследствие кратковременности процесса раскрытия оперения
можно полагать, что расширение газа происходит адиабатически. В
этом случае
где /•„, к10 — начальные значения соответственно давления и объема
запоршневого пространства; + SJir — текущий объем; й„ —
ход поршня; А - показатель адиабаты.
Учитывая, что конструкцией предусмотрено одновременное
действие двух толкателей, запишем формулу для движущего мо-
мента:
где й, = кф<р - плечо толкателя й,.
В процессе раскрытия оперения сама УАБ и консоли стабилиза-
торов обтекаются набегающим потоком. Поскольку раскрытие на-
чинается вскоре после отделения УАБ от самолета, когда УАБ мо-
жет совершать колебания, вызванные интерференционными возму-
щениями и действием толкателя, динамику процесса раскрытия
следует рассматривать с учетом изменений угла атаки УАБ. Как по-
130
Аэродинамика УАЬ
казывает практика, эти изменения достаточно характеризовать за-
висимостями следующего вида:
a =a<1e~h‘ cos(ma +ф),
где со,, V - соответственно частота и фаза колебаний; й - декремент
затухания колебаний.
Моменты М, и М3, действующие относительно продольной оси
УАБ, выражаются через суммы моментов М„ и Мм, действующих на
г-х консолях. Для приведения моментов М„ и М„ к моментам М, и
М, воспользуемся принципом возможных перемещений:
С учетом записанных выше геометрических соотношений, свя-
зывающих угловые скорости у к Иф,моменты М,и М3 могут быть за-
писаны в виде:
М, =|Л| sin(<p -0}/(n sin(yK -0))|£М„\
М • =|л sin(<p -0)/(г3 sin(y. -0))]£ М.
Аэродинамические силы, возникающие при обтекании консоли
набегающим потоком, создают момент относительно оси ее враще-
ния. Этот момент зависит от положения УАБ по отношению к плос-
кости угла атаки (угла у) и положения консоли относительно корпу-
са УАБ (угла у,).
Предположим, что корпус УАБ абсолютно симметричен и мест-
ные искривления набегающего потока отсутствуют. Тогда моменты
от аэродинамических сил на консолях 1—4 могут быть записаны
следующим образом:
Мв, =т"„а cos2 (у, -y)sign(cos(y, -y))qSL;
М,2 =-т'^а sin1 (у, -y)Sign(sin(y , -y))qSL;
cos2(yx -y)sign(cos(yк -y))qSL;
=т^а sin! (у. -y)sign(sin(yк -y^qSL,
где - коэффициент аэродинамического момента на консоли:
q — скоростной напор; S, L — характерные размеры УАБ, к которым
отнесены аэродинамические коэффициенты.
При условии симметрии УАБ и отсутствии искривлений потока
Л/., = -Ms, М,. = -Ms. М, = 0, т.е. аэродинамические силы не создают
момент вокруг оси водила. Однако в реальной конструкции из-за не-
симметрии корпуса, неидентичности консолей и явлений затенения
моменты, возникающие на противоположных консолях, не полно-
стью компенсируют друг друга. Поэтому при проектировании меха-
низма следует задаться ориентировочными значениями £ Ма,, соот-
ветствующими возможным параметрам несимметрии и скоса потока.
Если моменты аэродинамических позиционных сил на противо-
положных консолях в основном компенсируют друг друга, то демп-
фирующие аэродинамические моменты, возникающие на консолях
при их вращении вокруг своих осей, действуют в одном направлении.
При полной симметрии и отсутствии искривлений потока имеем:
=4тй у.-qSL =4m’j |rt sin(<p -0)/(r, sin(y, -0))|cp-qSL;
Ма = [г, sin(<p -0)/(r3 sin(y, -0))|!<ppKS£2
Уравнение моментов i'-й консоли можно записать без учета тре-
ния в шарнирах в следующем виде:
-F, sin(yK-0)r)-/KYK+Wa, +Ма =0,
где F, — сила, действующая на /-ю консоль со стороны тяги (эта сила
направлена вдоль тяги). Она определяется по формуле
Равнодействующие сил, приложенных к водилу со стороны про-
тивоположных тяг, можно найти из выражений
Равнодействующая Лсил F„ и F,, и момент трения, создаваемый
силой F на оси водила, определяются следующим образом:
Мп =fnr,F |<х| г, i/cos4 (ук -у) +sin’ (ук -у)?5£ / <r3 sin(y, -9)),
где/г - коэффициент трения.
132
Результаты исследований (значения максимальной силы в
звеньях механизма, угловой скорости в момент подхода консо-
ли к раскрытому положению и времени Гр раскрытия оперения),
выполненных для конкретной конструкции механизма, приведены
в табл. 2.4.
Параметры ароиессоа раскрытая коисолев стабилизатора
Ра, Па н Ум. “с Т с
107 10“ 52 600 2400 0.10
53 10“ 37 200 2000 0,12
25 10“ 27 400 1390 0.17
4,9 10“ 25 300 700 0,38
2.5 10“ 20 600 530 0.50
1.5 10“ 18 000 307 0,70
0,5 10“ 15 000 250 1.10
Снижение начального давления Р„ сопровождается уменьшением
скорости подхода консоли к конечному положению и снижением
усилий в элементах конструкции. Одновременно с этим увеличива-
ется время раскрытия.
Для УАБ приемлемо время раскрытия Т„ = 0,2...0,3 с, что дости-
гается при давлениях Р„ = (10...25)- 10s Па. При этом растягивающие
силы в тягах не превосходят 30 000 Н, а сжимающие - 20 000 Н. Ос-
новные параметры процесса раскрытия - Т. и F^ - при таких на-
чальных давлениях слабо зависят от условий полета (скоростного
напора, угла атаки, местных искривлений набегающего потока).
Глава 3
СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ УАБ С ЛАЗЕРНЫМИ
ГОЛОВКАМИ САМОНАВЕДЕНИЯ (ЛГСН)
Первые УАБ с лазерной системой наведения были созданы в
США в 1966—1967 гг. на основе использования штатных неуправ-
ляемых авиабомб, к головной части которых крепился отсек управ-
ления, содержащий лазерную флюгерную головку самонаведения
(ЛГСНФ), рулевые приводы с рулями и источник энергопитания.
Хвостовые аэродинамические поверхности этих УАБ наращивались
в соответствии с возможностями их размещения под самолетом-но-
сителем и потребностями организации качественного наведения.
Такая конструкция соответствовала аэродинамической схеме ’’утка’’.
Сброс УАБ осуществлялся по баллистическому алгоритму. В про-
цессе полета эти УАБ вращались вокруг продольной оси под воз-
действием факторов аэродинамической асимметрии корпуса и
косого обдува.
Самонаведение УаБ на цель, подсвеченную с самолета или с на-
земного пункта, начиналось после попадания цели в поле зрения
ЛГСНФ на дальности, при которой энергия отраженных лазерных
импульсов превышала порог чувствительности головки самонаведе-
ния. Такая организация самонаведения с использованием флюгер-
ной головки соответствовала методу погони. Ввиду релейности сис-
темы процессы самонаведения имели колебательный характер.
УАБ подобного типа были впоследствии разработаны также в Ве-
ликобритании, Франции, Израиле. Основными достоинствами УАБ
этого типа являются возможность переоборудования и рациональ-
ного использования запаса неуправляемых авиабомб, простота, а
также относительно невысокая стоимость.
Первые отечественные УАБ с лазерной системой наведения тоже
имели головку флюгерного типа, осуществляющую захват пятна
подсвета на траектории баллистического полета. Эти авиабомбы
были выполнены по аэродинамической схеме "бесхвостка" и были
оснащены системами управления, предназначенными для стабили-
зации УАБ по углу крена и повышения качества процессов управле-
ния в каналах поперечных перегрузок. Такое построение аэродина-
мического облика было обусловлено в основном ограничениями по
подвеске авиабомб на самолетах того времени, а введенные в состав
первых отечественных УАБ системы управления предназначались
для обеспечения безопасного отделения УАБ от самолетов-носите-
лей, для снижения амплитуды колебаний корпуса бомбы в каналах
поперечных перегрузок в целях предотвращения попадания
ЛГСНФ на упоры (тем самым повышалась точность наведения в
134
расширенном высотно-скоростном диапазоне режимов примене-
ния). При этом преследовались цели унификации УАБ, оснащен-
ных лазерными и телевизионными головками самонаведения.
Дальнейшее развитие УАБ с лазерными системами наведения в
России и за рубежом было связано в основном с оснащением
УАБ лазерными гиростабилизированными головками самонаведе-
ния (ЛГСНГ). При этом открывались возможности для организа-
ции более удобных способов бомбометания и осуществления са-
монаведения по более рациональному методу, что способствовало
улучшению точности УАБ и ее траекторных параметров при под-
лете к цели, а это в свою очередь повышало боевую эффектив-
ность оружия.
Другими направлениями совершенствования УАБ с лазерными
системами наведения являются кодирование подсвета и комплекси-
рование лазерной системы с инерциальными, спутниковыми и
инерциально-спутниковыми системами наведения. При этом повы-
шается помехозащищенность УАБ, появляется возможность орга-
низации групповой атаки одной или баизко расположенных целей с
разных самолетов. Дополнение инерциально-спутниковых систем
наведения лазерными головками самонаведения (ЛГСН) позволяет
расширить зону применения УАБ по дальности и ракурсу цели при
обеспечении высокой точности наведения.
По калибру отечественные УАБ с ЛГСН можно классифициро-
вать по массовым параметрам 100, 250, 500, 1500 кг. По конструк-
тивному обаику существующие УАБ с ЛГСН подразделяются на вы-
полненные по схемам ''утка" и "бесхвостка”. В перспективе возмож-
ны также УАБ самолетной аэродинамической схемы и схемы с по-
воротными крыльями.
По составу бортовой аппаратуры УАБ с лазерными ГСН можно
разделить на два основных класса: без автопилота и с автопилотом,
содержащим контуры стабилизации угла крена и поперечных дви-
жений.
Все отечественные УАБ с лазерной системой наведения имеют
широкопольные (с полями зрения +15...±17°) ЛГСН, которые по-
зволяют осуществлять захват цели на траектории баллистического
или программного полета УАБ. В перспективе возможна организа-
ция захвата цели такой лазерной ГСН на траектории самонаведения
УАБ, осуществляемого с использованием спутниково-инерциаль-
ной навигации.
Одновременно с первыми отечественными УАБ были созданы
ракеты с узкопольной (±1,5°) ЛГСНГ, захват цели которой произво-
дится еще до отделения УАБ от самолета-носителя. При этом пред-
полагалось, что захват цели до пуска более надежен, а появление
признака захвата цели ГСН перед пуском ракеты имеет положи-
тельное психологическое значение для экипажа самолета, посколь-
ку у него повышается уверенность в успехе операции. Кроме того.
135
узкопольная ЛГСНГ имеет повышенную помехозащищенность от
некоторых естественных и организованных помех. Однако в УАБ
такая организация системы наведения не нашла применения по
следующим причинам.
Несмотря на то что узкопольная ЛГСНГ по сравнению с широко-
польной имеет примерно вдвое большую дальность реагирования,
необходимость захвата цели при подвеске УАБ под самолетом-но-
сителем существенно ограничивает диапазоны высот, скоростей и
углов применения оружия. Эти ограничения связаны с тем, что в
точке введения ЛГСНГ в захват и в момент сброса УАБ угол между
продольной осью УАБ и направлением на цель не должен превосхо-
дить угла прокачки ЛГСНГ, а расстояние от самолета-носителя до
цели должно быть меньше дальности захвата. Введение головки в
захват требует со стороны экипажа дополнительных временных за-
трат в процессе подготовки УАБ к сбросу, что также сокращает
дальность применения оружия.
При захвате цели на траектории автономного полета УАБ сброс
может производиться на расстояниях, существенно превосходящих
дальность реагирования ЛГСН, и при углах визирования цели, зна-
чительно превышающих реальные углы прокачки ЛГСНГ
В процессе поиска цели экипажем при организации захвата цели
до сброса УАБ ЛГСНГ должна работать в режиме слежения за само-
летным прицелом. Для обеспечения слежения в широком диапазоне
углов визирования необходимы достаточные для этого углы прокач-
ки ЛГСНГ. Кроме того, в ее составе необходимо иметь датчики уг-
лов, включаемые в контуры целеуказания.
При захвате цели на траектории такие датчики не нужны, требу-
ются меньшие углы прокачки. Все это делает ГСН более простой и
дешевой. Не требуется включать широкопольную ЛГСН в систему
целеуказания самолета-носителя, что расширяет номенклатуру са-
молетов, с которых может применяться оружие.
Захват цели в случае применения УАБ с узкопольными ЛГСН
под самолетом-носителем при горизонтальном применении оружия
возможен только с относительно небольших высот и дальностей.
Применение УАБ при горизонтальном полете при захвате цели ши-
рокопольной ЛГСН на автономной траектории возможно на высо-
тах до 10 км, не исключены также режимы сброса с пикирования и
кабрирования.
Существуют дополнительные (по сравнению с ракетами) техни-
ческие трудности осуществления захвата цели головкой УАБ под са-
молетом-носителем. Ракеты подвешиваются на балках с направ-
ляющими, а УАБ - на бомбовых держателях за ушки При этом для
обеспечения захвата цели в режиме слежения за прицелом точность
угловой выставки направляющих балки относительно осей самолет-
ного прицела и осей ЛГСНГ относительно направляющих балки
должна быть сопряжена с шириной поля зрения головки. Точность
136
подвески УАБ под самолет-носитель и точность ориентации осей
ЛГСНГ относительно корпуса УАБ существенно хуже, чем у ракет,
что снижает надежность захвата цели узкопольной ЛГСНГ в режиме
слежения за прицелом самолета.
Еще одна причина, затрудняющая использование в УАБ следя-
щих Л ГСН с захватом цели под самолетом, состоит в том, что в про-
цессе отделения от носителя УАБ несколько секунд находится в зо-
не действия помех, вызванных отражением импульсов самолетного
оптико-квантовый генератор (ОКГ) от аэрозольных частиц атмо-
сферы вблизи самолета и УАБ.
В отличие от УАБ ракеты стартуют с направляющих с высокой
скоростью и практически мгновенно уходят из зоны вблизи самоле-
та, в которой проявляется помеховое воздействие на головку само-
летного ОКГ. Поэтому необходимо принять соответствующие меры
для выделения в ЛГСНГ, следящей за целью в процессе отделения
УАБ, полезных импульсов при наличии указанных помех.
При захвате цели на траектории автономного полета потребность
в слежении головки за прицелом до сброса вообще отсутствует, а
устранение помех от рассеянного отражения вблизи самолета осу-
ществляется прекращением работы самолетного излучателя в тече-
ние по крайней мере 2,5 с после сброса. За это время самолет и УАБ
отдаляются друг от друга на расстояние, при котором указанная по-
меха не оказывает воздействия на ЛГСН УАБ.
Практика многочисленных летных испытаний и эксплуатации
УАБ с ЛГСН, имеющими поле зрения в пределах +15...17° и даль-
ность реагирования порядка 3...7 км, свидетельствует о почти сто-
процентной вероятности захвата цели на траектории при баллисти-
ческом бомбометании с точностью, присущей прицельно-навига-
ционным комплексам современных самолетов. Экипажи самолетов
привыкают к надежности принятой схемы сброса УАБ с захватом
цели на траектории, и она не вызывает у них психологического дис-
комфорта.
Говоря о помехозащищенности ЛГСН, следует признать, что для
таких помех, как солнечная засветка (попадание солнца в поле зре-
ния головки), ослепление ЛГСН организованным противодействи-
ем и уводящая лазерная подсветка (подсвет помеховым ОКГ точки
вне цели), широкопольные ЛГСН более уязвимы, чем ЛГСН с уз-
ким полем зрения. Однако надежные вероятностные оценки влия-
ния характеристик сопоставляемых УАБ с ЛГСН на эффективность
операций в условиях помех отсутствуют, а практика летных работ с
отечественными УАБ и использование УАБ другими странами в ло-
кальных военных конфликтах свидетельствуют об эффективности
лазерных УАБ с широкопольными ЛГСН.
Таким образом, по совокупности указанных факторов нецелесо-
образно оснащать УАБ узкопольными ЛГСН с захватом цели под
самолетом- носителем.
137
Системы лазерного наведения УЛБ состоят из звеньев, относя-
щихся к самолету-носителю, к организации подсвета цели и к
собственно системе самонаведения УАБ. Далее при описании
этих звеньев сделан упор на их математическом представлении,
которое может быть использовано при моделировании процессов
наведения.
3.1. Подсвет цели
Подсвет цели лазерным лучом оптико-квантового генератора при
проведении боевой операции с УАБ может осуществляться с само-
лета-носителя, с другого самолета (самолета-подсветчика) и с на-
земного пункта. При этом время подсвета должно быть согласовано
с временным интервалом автономного палета УАБ после ее отделе-
ния от самолета-носителя.
При подсвете с самолета-носителя в течение двух-трех секунд с
момента сброса самолетный ОКГ должен быть выключен во избе-
жание реагирования ЛГСН на рассеянное отражение лазерных
импульсов от аэрозольных частиц атмосферы вблизи головки. За
это время УАБ удаляется от самолета-носителя и его луча подсве-
та на расстояние, при котором помеха в виде отражения от час-
тиц атмосферы ослабляется и выходит из поля зрения головки, в
результате чего становится практически неощутимой для ЛГСН
УАБ. Обычно на борту самолета прогнозируется время автоном-
ного полета УАБ, так что можно включать подсвет цели за
) 5—20 с до ожидаемого конца полета. Как правило, этого време-
ни достаточно для наведения УАБ. При подсвете с другого само-
лета или с наземного пункта моменты включения и выключения
ОКГ должны быть согласованы по радиоканалу с действиями са-
молета-носителя.
При моделировании процессов подсвета с самолета необходи-
мо задавать траекторию самолета-подсветчика в земной системе
координат Эта траектория должна быть привязана к мо-
менту сброса УАБ и отражать характер поведения самолета на
протяжении автономного полета УАБ. Траектория самолета-под-
светчика может быть описана следующими кинематическими
уравнениями:
(0 cos Ч'с (/) cos 0 с (0/+(Y^);
У* =rr.o+H.(Osin0c{/)r;
(I) Sin (0 cos 0 c(1)1+(y„).
Здесь начальные координаты У„,, описывают положение
самолета в момент сброса УАБ; Р,(0 — скорость самолета в момент
времени /; Ч'Д/) и 0,(1) — соответственно угол пути и угол наклона
138
этом линейное смешение пятна на горизонтальной поверхности
плоскости на углы Эйлера и„. Направляющие косинусы этого
вектора следующие:
/ц = cosy ц cos 9„, тц = sin9u; n„ =-siny ц cos 9Ц. (3.2)
При у, = 0 отражающая плоскость ориентирована по направле-
нию оси О,ХГ При 3„ = 0 отражающая плоскость находится в верти-
Оя» -*я| Руси -Ут Ук. -^xii
Оси =7о«и+оДи+о211,
где xJ1L, ук, zr, - координаты точки прицеливания; хк, ук, z^ - ко-
ординаты подсветчика; 2), - расстояние от самолета-подсветчика
139
COSVc.u cos9c
до точки прицеливания; D^,
~ проекции вектора DCII на
оси ОД/Л
Положение вектора Dc ц в систе-
ме координат O^Y^, определяет-
ся углами ц/ч1 и Э,„ (рис. 3.]):
’(3.4)
=^„/д„;
=(Di„+D^.
Матрица направляющих коси-
нусов вектора Д„ имеет вид
-cosvcusin9cu sinVcu'j
cos9CK 0 1(3.6)
sin v с ц sin 9C ц cosvcllJ
(.-Sinv cu cos9c
Угловое отклонение оси ОКГ от вектора Д „ определяется ошиб-
ками слежения Дф, Дф7 соответственно по каналам тангажа и рыс-
кания в момент излучения импульса. Направляющими косинусами
оси ОКГ в системе координат, связанной с вектором Д„, являются
следующие:
/С11 =cosa<p,cosa<pt; mcn =51пДфг;
Лсп =-Sinaq>y СОЗДф,,
а направляющие косинусы / , /ягиг, оси ОКГ в системе коорди-
нат O^Y^ находятся из уравнения
(3.8)
Угол <ptn между осью луча подсвета и отражающей плоскостью
(ределяется выражением
Sincperl +ЛЦ^„, (3.9)
140
(3-10)
где
РА„ =(/„^„+muD)cll+nuPall+)/sin<p1,„. (3.11)
Следует иметь в виду, что при подсвете с самолета наклонной
отражающей поверхности цели возможны ситуации, когда самолет
залетает за цель, и при этом угол приближается к нулю или да-
же становится отрицательным. В математической модели необхо-
димо предусмотреть обход особенности в формуле (3.11) при
sin<pt„ я 0 и задать геометрическую конфигурацию цели (например,
насыпь в виде усеченной пирамиды или ооьекг в форме полусфе-
ры определенных размеров) с соответствующим изменением алго-
ритма вычисления координат z„ и угла фс1 при попадании
луча подсвета на различные грани и точки цели или на окружаю-
щую ее поверхность.
В качестве одной из типовых форм объемной цели рассмотрим
полусферу радиуса Я„. Центр сферы поместим в центре пели, совпа-
дающем с началом системы координат O^X.YrZ,. При подсвете такой
цели центр пятна П с координатами Х„, Y„„ Z„ находится в точке
пересечения оси луча ОКГ с передней поверхностью полусферы, ес-
ли луч попадает на нее, или в точке пересечения оси луча с плоско-
стью OJC,Z„ если луч проходит мимо полусферы.
Для определения положения точки П на полусфере надо решить
систему, состоящую из уравнений оси луча подсвета и сферы:
= (ЯЦ)2.
Решение этой системы уравнений:
•Х = ^5С+(У-^)^г1/'”е.н; Z*ZfC+(y-Ylc)nlcl,/mp„;
141
Последнее квадратное уравнение можно записать в виде
I -mj
I -m.
„ -хсп '—лсп -хс'*«сп**« -'-лсп—ж/ --и-
"If. «*.1
Решением этого квадратного уравнения является следующее:
При Ь1 - 4ас = 0 имеем:
При б2 - 4ас > 0 получаем два значения - у, и у„ которые гео-
метрически соответствуют двум точкам пересечения оси луча с
поверхностью сферы. Поскольку самолетный источник излучения
находится выше цели, то из двух точек пересечения отражающей
является та, у которой положительная по знаку координата у
больше. Поэтому в качестве координаты Y,„ центра пятна П сле-
дует принять большее из значений у, и у,, если это значение по-
ложительно.
Две другие координаты точки П находятся через Y„:
/«л
При Ь1 - 4ас < 0 или при отрицательном значении большего из у,
и у, луч не пересекает полусферу и тогда точку П надо определять
как точку пересечения оси луча с горизонтальной плоскостью
O,XZ,, пользуясь формулами (3.2)—(3.11) при = -90°.
При подсвете объемной цели с наземного пункта пятно на
поверхности цели может находиться и выше источника излуче-
ния, если подсветчик расположен ниже цели. В этом случае в
качестве центра пятна П следует принять точку пересечения оси
луча с поверхностью сферы, у которой положительная коорди-
ната у меньше.
В модели ЛГСН требуется определять размер лазерного пят-
на на ее фотоприемнике, а для этого необходимо знать размеры
142
пятна подсвета на поверхности цели или окружающей ее мест-
ности.
При объемной пели в форме полусферы вычисление размера и
конфигурации пятна на ее поверхности как участка полусферы, пе-
ресекающегося с коническим лучом, весьма громоздко. Задачу мож-
но упростить, если принять допущение, что пятно, имея небольшие
размеры, располагается на плоскости, касательной к поверхности
сферы в точке П(Х„, Y^, Z^. Уравнение нормали к этой плоскости
запишем в виде
Уравнение "отражающей" плоскости имеет следующий вид:
(х-Л'я,)/тр+(у-Ггп)тО1р+(г-7я,)лО1р =0. (3.13)
При моделировании процессов подсвета объемной цели с задан-
ными размерами должна быть описана процедура логических опе-
раций по Определению положения центра пятна на поверхности це-
ли или окружающей ее местности.
Угловые отклонения Д<р„ Дер, оси ОКГ от направления на точку
прицеливания обусловлены инструментальными ошибками Дфи,
главной из которых является угловой эксцентриситет между осями
прицела и излучателя, и ошибками Дф. слежения прицела за точкой
прицеливания.
В модели подсвета каждую из величин Д<р:, Дф, можно предста-
вить в виде суммы двух независимых случайных составляющих, от-
ражающих указанные причины ошибок подсвета. При статистиче-
ском моделировании инструментальная ошибка Д<р„ может быть за-
дана для каждого из каналов нормально распределенной, центриро-
ванной, постоянной в пределах реализации случайной величиной
со среднеквадратическим отклонением <тД<р,.
Вторая составляющая, представляющая собой угловую ошибку
слежения, является случайным процессом. Характеристики этого
случайного процесса должны отражать динамические и точностные
143
свойства контуров слежения самолетных ПРНК. Анализ процессов
слежения устройств подсвета с ряда самолетов МИГ и СУ позволил
создать типовую модель ошибок Дф,. Эта модель строится следую-
щим образом.
В каждом из каналов слежения генератор «белого шума» с перио-
дом Т„„ вырабатывает нормально распределенные центрированные
величины со среднеквадратическим отклонением а .
Г,., - это период излучения лазерных импульсов. Выходные сиг-
налы генератора подаются на апериодический фильтр с постоянной
времени Гф. В результате на выходе фильтра в каждом из каналов
слежения имеет место случайный стационарный процесс со средне-
квадратическим отклонением сДф,.
Численные значения сДф„, а,„ и Гф должны соответствовать
техническим параметрам устройств подсвета, контуров слежения
прицела, а также частоте подсвета.
При подсвете цели с наземного пункта можно полагать, что точ-
ность подсвета определяется практически только инструментальны-
ми составляющими Д<р„.
3.2. Световой поток на входном зрачке объектива ЛГСН
На начальном этапе разработки УАБ с лазерной системой наве-
дения, когда только намечаются основные технические требования
к звеньям системы, математическое моделирование проводится с
использованием упрошенного описания этих звеньев. Элементом
такой упрощенной модели ЛГСН является представление поля зре-
ния головки в форме конуса с вершиной в фокусе объектива и с ог-
раничением по дальности реагирования.
По мере проектирования УАЬ и ее системы наведения появляет-
ся необходимость исследований с учетом конкретного технического
исполнения блоков и подробностей среды, в которой будет действо-
вать УАБ.
Излученный оптико-квантовым генератором самолета или на-
земного пункта световой поток проходит через атмосферу, отража-
ется от поверхности цели или окружающей ее местности, снова про-
ходит через атмосферу и попадает в объектив ЛГСН УАБ, если ла-
зерное пятно на отоажаюшем участке цели или местности находит-
ся в поле зрения ЛГСН. Световой поток на входном зрачке объекти-
ва ЛГСН определяется формулой
ф,
(3.14)
где F , Вт — мощность излучателя; к^ — коэффициент потерь в из-
лучателе;
144
««ImiK-OSMO ’l',>-l|/<0.S3sin«„>.
(3.15)
(3-16)
(3.17)
t«,. К» ~ коэффициенты прозрачности атмосферы соответственно на
путях излученного и отраженного лазерного луча; S,,,, км — метеоро-
логическая дальность видимости; X, мкм — длина волны излучателя;
sin<pc =rr./DCH; sin<pe =У,/2>6н; (3.18)
Ф.> Ф» —углы визирования пятна с самолета-подсветчика и с УАБ со-
ответственно;
п - Xgt\ -У«с> л - Jfn Ygs- П -^1"
D‘ и - +Or«cn +Z>/^n ;
(3.19)
D*s« Dyg,, -Yg,, -Y,; Dzg,, -Zg,-Zs,
(3 20)
Dtil - расстояние от самолета до лазерного пятна, м; D.n - расстоя-
ние от УАБ до лазерного пятна, м; л У Zt — координаты УАБ, м;
Уг, Zr - координаты самолета, м; лГ1, гл„, Zt„ - координаты лазер-
c°sxc„- (3.21)
= (Лют cosv „ cos9„-t-D^ sin»,, siniy „ cos 9„)/D5n,
X».., ~ Уг°л между нормалью к отражающей плоскости и вектором
дальности О,,; 3, — углы ориентации отражающей плоскости
в земной системе координат; n,vl - коэффициент удлинения им-
пульсов.
Одной из причин потерь энергии излучения является ее погло-
щение и рассеивание в атмосфере на пути луча от ОКГ к ЛГСН. В
формуле (3.14) эти потери учитываются коэффициентами прозрач-
145
ности атмосферы тм„ и т„„. Значения этих коэффициентов зависят
от состояния прозрачности атмосферы, которое характеризуется
метеорологической дальностью видимости 5ИЛ„ и тем путем луча,
который определяется его длиной и угловым положением по отно-
шению к поверхности Земли. Для того чтобы оценить коэффици-
енты т,„ и при ряде ситуаций, характеризуемых метеорологиче-
ской дальностью видимости дальностью D подсвета или визи-
рования пятна и углом <р визирования пятна с подсветчика или с
УАБ, в табл. 3.1 приведены значения коэффициента т, вычислен-
ные по формуле
Эта формула эквивалентна формулам (3-15), (3-16) с учетом фи-
зического смысла параметров D и <р. Формулы потерь в атмосфере
являются аппроксимацией методик и экспериментальных материа-
лов, изложенных в ряде работ (9, 26 и др.].
Параметр о0, характеризующий прозрачность атмосферы для из-
лучения с длиной волны X, вычисляется по эмпирической формуле
(3 17). При длине волны X = 1,06 мкм, на которой работают практи-
чески все излучатели, используемые для подсвета цели, параметр о0
имеет в зависимости от 5.Jt, км, следующие значения.
0,408 при ав =5;
0,172 при $„л, =10;
0,129 при 5илв =12,5;
0,102 при Sul, =15;
0,070 при =20.
Таблица 3 Коэффициент прозрачиоспт атмосферы т при различных углах моиромвия
км
При D ~ 5 км При D = |0 км При D = |5 км
15° 30’ 60° 90° 15° 30° 60” 90’ 15’ 30’ 60’ 90’
5 0.29 0.40 0.58 0.62 0.19 0.38 0.57 0.61 0.16 0.38 0,57 0.61
10 0.59 0.70 0.80 0.82 0.49 0.66 0.79 0.81 0.46 0.66 0.79 0.81
15 0.74 0.81 0.87 0.89 0.66 0.79 0.87 0.89 0.63 0.78 0,87 0.89
20 0.91 0.93 0.96 0.96 0.87 0,92 0.95 0,96 0.86 0,92 0,95 0,96
146
На рис. 3.2 показан характер из-
менения коэффициента т в зави-
чину т проявляется практически
только при углах <р < 15°.
Другой причиной ослабления
входных сигналов ЛГСН является
Рис. 3.2. Зависимость коэффициента
ироэрачноста атмосферы г от рем
ввзарования <р и метеоролоеичесиоИ
териалов имеет примерно следую-
щие значения:
- р„ = 0,6 при отражении от ме-
таллов и зеленого покрова земли летом;
— р„ = 0,3 при отражении от бетона, песка, растительности, гряз-
ного и талого снега;
— р„ = 0,2 при отражении от асфальта, почвы.
Коэффициент ц,,, характеризует уменьшение амплитуды
принимаемого головкой самонаведения лазерного импульса
из-за его удлинения при отражении от поверхности цели или
окружающей ее местности. Увеличение длительности прини-
маемого импульса по сравнению с длительностью излученного
импульса обусловлено разницей хода лучей светового потока на
участках подсвета с самолета (наземной станции) и визирова-
ния пятна с УАБ.
Степень удлинения импульсов зависит от угла расходимости пуч-
ка излучения и углов q>tn и <р,п между отражающей поверхностью
и осями световых пучков излучения и приема.
На рис. 3.3 показана схема расположения в системе координат
самолета С с координатами Хк, У„, Z„, авиабомбы Б с ко-
ординатами X,. у,, Z, и центра лазерного пятна П, имеющего ко-
ординаты Хг, Ует, ZF. Подсвет осуществляется с самолета свето-
вым пучком с углом расходимости Ои„, а пятно находится на пло-
ской отражающей поверхности, угловое положение которой опре-
деляется направляющим вектором с направляющими косинусами
" г,,» л„ (3.2). На рис. 3.3 отражающая плоскость расположена го-
ризонтально.
147
В системе координат O^Y^Z, отражающая плоскость проходит
через точку П(А^,, Yr„ Zrr) перпендикулярно прямой с направляю-
щими косинусами т„, п„:
/,1(х-Лгп)+т„(у-Гет)^л|,(г-7г,)=0. (3.23)
Уравнение оси конического луча подсвета, проходящей через
точки С(Х„, Y^, ZJ и П(ХГ„ Zr,), имеет вид
(х-Ххс)/(Х<п-Ххс)=(у-Уя)/(Гет-Г<с) = (3 24)
Угол <р1л между прямой (3.24) и плоскостью (3.23) с учетом (3.19)
определяется формулой
sin<₽vH =(/uD^„ +^„0^,, ^„Dz*„)/Z\(3.25)
Аналогично определяется формула для вычисления угла ф6п меж-
ду линией БП визирования центра пятна П и отражающей плоско-
стью (3.23):
sinq>6n =(/и0«п +nuDan}/Di„. (3-26)
Заметим, что угол £6„ между нормалью к отражающей плоско-
сти и линией визирования БП дополняет угол <р6, до 90°. Поэтому
cosxen = cos(90° - фвл) = sinip,„. что и подтверждается выраже-
ниями (3.21) и (3.26).
“ЙГ
Поскольку пучок излучения представляет собой конус с угловой
расходимостью его пересечение с отражающей плоскостью в
общем случае имеет эллипсоидальную форму, а наиболее удаленные
друг от друга точки пятна (точки П, и П; на рис. 3.3) практически
определяют наименьший и наибольший пути двух лучей пучка излу-
чения. Разница этих путей является причиной удлинения во време-
ни излученного импульса.
На участке подсвета наименьший путь Dtn, определяется по тео-
реме синусов из треугольника СПП,, а наибольший путь О1Гй — из
треугольника СПП,:
sin<p<r,
sin(<pc,„ +0ДПнта)’
sin(<pc„ -0,5П„„)
(3.27)
Для определения наименьшего и наибольшего путей D,„ и D,„ на
участке приема отраженных импульсов необходимо найти стороны
ПП, и ПП. треугольников СПП, и СПП,:
ПП|=Р„, ;
sm(q>cn +0^Q„„)
ппг=д(п . sin(0’5n-) .
(3.28)
sin(<pt„ -0,5fi„„)
Затем по теореме косинусов из треугольников БПП, и БПП, оп-
деляются наименьший и наибольший пути Dbll, и D6ll!:
D6,„ =^Dc„ + ПП2 -2Z^„ -ПП, -со5фС„; (3.29)
Д6н2 = +ПП2 +2Д6НПП2 cos<p6n; (3.30)
cosV(SH =Vl-(sinV6H)2. (3.31)
Значение sin вычисляется по формуле (3.26).
На всем пути от ОКГ до Л ГСН наибольшее расстояние, проходи-
мое одним из лучей пучка, равно £>, = + 0611!), а наименьшее
расстояние, проходимое другим лучом, — D, = (Д„, + £)&,,). Прира-
щение длительности импульса определяется разностью ДО этих рас-
стояний, деленной на скорость с света:
Дт = (О2-О,)/с=ДД/с.
(3-32)
149
0,8 \
0,0 \
04 'Ч
0,2 —
0 1 2 3 4 6 Дт
Чуя-.(3.33)
где Дт=Дт/т111|; t„vi - дли-
тельность импульса излуче-
Характер зависимости (3.33)
показан на рис. 3.4.
Существенное снижение
амплитуды лазерного сигна-
ла на входе в ЛГСН из-за уд-
линения импульса при его
отражении от цели или окру-
жающего ее фона проявляет-
Таблииа 3 2
Dt„, м ° ft • ПП,, м ППг. м D,, м D2. м ДР. м Дт П,«
5000 I5 4 1I.56 II.62 9977,4 10080.4 103 6.88 0.10
5000 I5 2 5.79 5.80 9988.7 10011.3 22.6 1.51 0.61
5000 30 4 5,99 6.0I 9988.9 10011.1 22.2 1.48 0.61
5000 30 2 2,998 3.002 9994.5 IOOO5.5 11.0 0.74 0.81
5000 60 3.46 3,47 9994,9 10005.1 10.2 0.68 0,83
5000 № 2 I.73 I.73 9997,4 10002.6 5.2 0,34 0.99
I0 000 60 6.92 6.93 I9989.8 20010.2 20.4 1.36 0.64
I0 000 60 2 3,46 3,46 19994,8 20005,2 10.4 0,69 0,80
150
эллипсоидального пятна (ПП, + ПП2) составляет 6...15 м, коэф-
фициент п,„ находится на уровне 0,6...0,8. При диаметре (ПП, +
ПП.) более 20 м имеет место существенное снижение амплитуды
отраженного импульса.
Уменьшение угла расходимости и дальности подсвета и
увеличение угла <₽,, между лучом подсвета и отражающей плоско-
стью способствуют возрастанию коэффициента г),х, и амплитуды
полезного сигнала.
Явление удлинения импульсов практически сказывается на
возможностях захвата лазерного пятна при подсвете горизон-
тальных поверхностей цели с малых высот полета или с назем-
ного пункта. В значительной мере этот недостаток ослабляется
или даже устраняется при подсвете с малых высот объемных це-
лей, отражающие поверхности которых расположены под углом
к горизонту.
При горизонтальном бомбометании и подсвете цели самолетом-
носителем с высот 0,5...! км углы наклона луча подсвета и линии
визирования пятна в начальной стадии полета УАБ составляют -
10...-20°. При этом абсолютные значения углов <рС1р и ф6„ соответст-
венно равны 10...20°. Наклон отражающей поверхности на угол 9„ к
горизонту увеличивает на эту величину углы ф,„ и ф6„. Так, при Э„ =
-30° эти углы равны 40...50°, а при = -60° они составляют 70...80’.
При углах ф, г и превышающих 40°, и современных ОКГ с угла-
ми расходимости луча порядка 2' явление удлинения импульсов не
имеет практического значения.
В формуле (3.14), определяющей световой поток Ф„„ пара-
метр cos Хг>„ отражает степень ослабления входного сигнала
ЛГСН в зависимости от угла визирования лазерного пятна с
УАБ. Угол Хц, является углом между нормалью к отражающей
поверхности и линией визирования пятна с УАБ. С уменьше-
нием угла ф0„ между линией визирования пятна с УАБ и отра-
жающей плоскостью угол возрастает и соответственно
cosx6IJ уменьшается. Это становится существенным при поло-
гих траекториях подлета УАБ к пятну на горизонтальной по-
верхности цели или, наоборот, при крутых траекториях наведе-
ния на цель, у которой подсвечена вертикальная поверхность
(например, стена здания).
При моделировании процессов наведения УАБ на подсвечен-
ную цель должна быть задана конфигурация цели. Если цель при-
нимается в виде одной наклонной или вертикальной отражающей
плоскости, то в том случае, когда в процессе наведения УАБ зале-
тает за эту плоскость, пятно с авиабомбы не видно и следует по-
ложить Ф„ = 0.
151
При задании формы цели в виде объемной геометрической
фигуры с определенными размерами параметры cosxs„ и sin <рв„
следует вычислять с использованием формул (3.2), (3.21), (3.26),
которые должны быть трансформированы с учетом конфигурации
цели и места расположения пятна на ней или на окружающей ее
местности.
3.3. Лазерное пятно на фотопрнемнике ЛГСН
Световой поток Ф„ попадает на вход оптической системы и
фокусируется на чувствительных площадках фотоприемника
(ФП) ЛГСН. Создаваемое на ФП пятно является изображением
лазерного пятна подсвета, находящегося на отражающей поверх-
ности цели или окружающего ее фона. Положение центра пятна
на ФП определяется угловой ориентацией линии визирования
пятна подсвета относительно осей ФП, т.е. углами пеленга этого
пятна с ЛГСН.
В модели ЛГСН углы пеленга вычисляются через проекции Д,
Z)„, Dt, вектора дальности Д „ на оси ФП (координатора). Проекции
Р„, D„, зависят от того, как в пространстве OoXsY,Z, ориентирова-
ны оси ФП.
Проектирование вектора Д н на оси ФП должно осуществляться
с учетом пространственного положения объекта управления в сис-
теме координат и угловой ориентации осей ФП относитель-
но объекта управления. Угловое положение УАБ в системе коорди-
нат OJ^YjZ, определяется матрицей /, направляющих косинусов (1.1)
с элементами (1.2) или (1.3). Угловая ориентация ФП относительно
связанных осей УАБ характеризуется матрицами, элементами кото-
рых являются косинусы последовательных угловых поворотов осей
ФП относительно УАБ.
Представим эти матрицы для флюгерной ЛГСН, у которой в
исходном горизонтальном положении УАБ и флюгера оси ОФУФ
и O*Z* карданова подвеса флюгера и оси О.Г, и O.Z. измери-
тельных каналов ФП совпадают соответственно с осями OY и
OZ УАБ.
Угловое положение флюгера, на котором располагается объек-
тив с ФП, определяется относительно связанных осей OXYZ УАБ
последовательными поворотами оси флюгера вокруг оси OZ
на угол а» и вокруг оси OaYt на угол 04. Эти повороты отражают-
ся матрицей
</*,)=! -51ПОф
|<cosatsinpj
51пафссвРф
С08аф
-sinpfl
созрф
(3 34)
152
ны от осей флюгера O^X^Y^Z). Эти угловые погрешности характери-
зуются последовательными поворотами осей координатора O,X,Y.Z,
относительно осей на углы Дц<„ Ди„ Ду,. Эти параметры
(/„,)=! ДУкДук-ДЭ,
Цт,ДЭк+Дук
ДЭК
-ДГ к
-AV к
Ду, +Д1у ,ДЭК
I -Ду ,ДЭкДук.
(3.35)
нусы заменены самими углами в радианах
ординат определяются формулами (3.20), получаем уравнение:
• (3-36)
У гиростабилизированной ЛГСН фотоприемник расположен
на раме гиростабилизатора, и угловая ориентация осей ФП в сис-
теме координат ОД,^, определяется угловым положением УАБ в
этой системе координат, угловым положением рам гиростабили-
затора по отношению к УАБ и угловым положением осей ФП от-
носительно рамы гиростабилизатора, на которой находится объ-
ектив с ФП-
На рис. 3.5 показаны угловые повороты, определяющие ориента-
цию в земной системе O^Y^ осей O.X.Y.Z, координатора гироста-
билизированной ЛГСН, у которой в исходном состоянии оси
гиростабилизатора совпадают с осями связанной с УАБ
системы координат O,X,Y,Z,, повернутой относительно связанных
осей OXYZ вокруг оси ОХ на угол х = 45° (см. рис. 1.10). В процессе
слежения за целью оси гиростабилизатора O^nY^Z^ отклоняются от
осей O^YtZ, на углы е,, е,,. Оси фотоприемника Оф.Лф.Лф.Д,, развер-
нуты по отношению к осям ОпХп КА на угол i = —15°, а производст-
венные погрешности установки координатора характеризуются уг-
лами Дц>„ Ди„ Ду,. Для такой ЛГСН проектирование вектора даль-
153
154
ности D6n на оси фотоприемника с учетом совокупности всех этих
поворотов определяется матричным уравнением
(3.37)
в котором помимо ранее описанных матриц (1.1) и (3.35) фигуриру-
ют следующие матрицы:
1cossv cosc„
- cos с* smcu
sincy
-sinsy cosBt
sine,, sinCy
COSCy
(3.39)
О
При обоих типах Л ГСН угол л между осью координатора О.Х. и
линией визирования пятна, а также его проекции rj,, на плоско-
сти ОуХ.К,, OyX.Z, определяются соотношениями
Л, =arctg(fl^D„); Цг “-arctglO^/D»); т|=7П| +Пг- (3.40)
Линейные смещения центра лазерного пятна от центра фотопри-
емника по осям О, Y, и O.Z., а также модуль смешения определяются
с учетом фокусного расстояния объектива /*:
Д| =/обП|; Дг =-/сбПг; Д=/об’1- (3.41)
Если отражающей поверхностью является плоскость, то сечение
конусообразного луча подсвета этой плоскостью представляет со-
бой эллипс. Большая ось эллипса лежит на пересечении отражаю-
щей плоскости и плоскости, проходящей через ось луча подсвета
перпендикулярно отражающей плоскости, т.е. в плоскости угла ср,„.
Большой диаметр эллипса определяется выражениями (3.28). Йз
этих выражений с учетом малости угла расходимости луча мож-
но приближенно определить большую полуось эллипса на отражаю-
щей плоскости:
Я,6 sO,5nHX,Dc„ /sin<pc„.
(3-42)
155
Малая полуось эллипса определяется выражением
Л,» -Ос.Д8(0ЛПй„)=.0.5ЙииОс». (3-43)
Эллипс на отражающей плоскости можно практически эквива-
лентно заменить равновеликим кругом радиуса Я,:
0,5йнм
i/sinVcn
п(Л,)2 = nR->sRy
(3-44)
Круг радиуса R, лежит на отражающей плоскости. Он виден с
ЛГСН под углом фОг, т.е. в картинной плоскости, которая проходит
через центр пятна П(Л'),„ Z„,) перпендикулярно линии визирова-
ния ее с УАБ. При этом проекция круга на картинную плоскость в
общем случае трансформируется в эллипс.
Проекция на эту же картинную плоскость радиуса Я„ лежащего в
плоскости, проходящей через линию визирования и нормаль к от-
ражающей плоскости в точке П, является полуосью этого эллипса.
Эта полуось равна R,cosx»„, а другая полуось проецируется на кар-
тинную плоскость без искажений и равна Я,.
Изображение данного эллипса на фокальной плоскости объекти-
ва ЛГСН, расположенной перпендикулярно линии визирования,
тоже является эллипсом с полуосями г, и г,,. Значения этих полу-
осей в соответствии с правилами геометрической оптики определя-
ются соотношениями
г,, R,cosx6,
(3.45)
Г>| —f&R-t COS Хе п / Dq п, —fo&R-t / п,
где Д - фокусное расстояние объектива; — расстояние от УАБ
до центра пятна подсвета.
Эллипс на фокальной плоскости объектива также можно заменить
равновеликим кругом радиуса г,. С учетом (3.44) и (3.45) получаем:
(3.46)
, > >г . нм ел у sin<pС1,
В Л ГСН обычно осуществляется расфокусировка точечного изо-
бражения, что необходимо для ослабления зависимости уровня сиг-
налов с площадок ФП от структуры фотоприемного материала. Эта
расфокусировка меняется, увеличиваясь от центра поля зрения к
периферии. В применяемых объективах количественная зависи-
мость расфокусировки от угла q описывается с достаточной точно-
стью полиномом 3-го порядка:
(3.47)
156
Таким образом, изображение лазерного пятна на фотоприемнике
представляется в форме круга радиуса г, вычисляемого как сумма
составляющих г, и гг:
(3.48)
В моделях ЛГСН радиус г необходимо ограничить значением
которое должно соответствовать конструкции объектива, в частно-
сти его ограничениям по полю зрения. Эго следует сделать во избе-
жание таких явлений при моделировании, когда до захвата цели пе-
ленги имеют большие значения и в результате формального исполь-
зования полинома (3.47) при этих пеленгах радиус пятна может
быть вычислен нереально большим. Попадание такого пятна наФП
не будет соответствовать действительным характеристикам ЛГСН и
возможностям УАБ по обнаружению пятна подсвета.
В различных модификациях УАБ применяются четырех- и вось-
миплощадочные фотоприемники круглой формы. Площадки элек-
трически отделены друг от друга изолирующими разделительными
полосами. У четырехплощадочных ФП каждая площадка является
сектором круглого приемника, разделенного на четыре квадранта. У
восьмиплощадочных ФП имеется дополнительная разделительная
полоса, отделяющая в каждом квадранте внутренний сектор от на-
ружного кольца (рис. 3.6).
При попадании лазерного пятна на ФП на его площадках появля-
ются импульсные электрические сигналы, амплитуды которых про-
порциональны световой энергии, попавшей на площадку. Полагая,
157
что лазерное пятно на ФП имеет круглую форму, плотность энергии
в пределах пятна постоянна, а чувствительность фотоприемного слоя
всех площадок ФП одинакова, можно уровни сигналов с площадок
поставить в соответствие площади, занимаемой пятном на каждой из
площадок. Практика работы с различными ЛГСН, применяемыми в
УАБ, показывает достаточную точность использования таких допу-
щений при моделировании процессов наведения УАБ.
Формулы для вычисления площадей, перекрываемых лазерным
пятном на фоточувствительном слое, рассмотрим на примере вось-
миплощадочного ФП. На рис. 3.6 показаны основные геометриче-
ские параметры такого ФП: Я, и Я, — радиусы наружной и внутрен-
ней окружностей ФП; Л - ширина разделительной полосы между
площадками ФП; i = 1, 2, 3. 4 — номера квадрантов ФП.
Круглое лазерное пятно радиуса г может занимать на плоскости
ФП различные положения, которые определяются линейными сме-
щениями центра пятна Д,, Д2, Д (3.41). По этим величинам и значе-
ниям параметров Я„, Я., h, г можно вычислить площади S,„, кото-
рые пятно занимает соответственно на наружных и внутренних пло-
щадках в i-м квадранте ФП.
Вывод формул для определения этих площадей довольно громоз-
док, а алгоритм использования этих формул в процессе моделирова-
ния должен включать в себя все возможные ситуации расположения
пятна на ФП, что также сопряжено с процедурой из множества ло-
гических и вычислительных операций. Поэтому здесь лишь кратко
изложим пути получения искомых формул в некоторых характер-
ных положениях пятна, но представим полный набор логических
условий и формул для вычисления площадей 5„ восьмиплоща-
дочного ФП. Эго позволит при необходимости создания моделей
ЛГСН с аналогичными ФП использовать готовый алгоритм или сэ-
кономить время и усилия при разработке подобных алгоритмов.
Рассмотрим последовательно формулы определения этих площа-
дей при движении пятна от периферии ФП к его центру.
1. При Д > (Я„ + г): S„ = 0; 5, = О.т.е. пятно находится вне ФП.
2. При Я < Д < (R, + г) пятно входит в наружную площадку ФП, но
центр пятна находится вне ФП (см. рис. 3.6). Площадь Я„ пересечения
кругов с радиусами Я и гсостоит из суммы площадей двух сегментов с
общей хордой /, соединяющей точки пересечения этих окружностей.
Обозначим площадь сегмента, ограниченного хордой / и дугой
окружности радиуса R,,, через 5^,, а площадь сегмента, образованно-
го хордой / и дугой окружности радиуса г, — через S,. Координаты
точек пересечения окружностей с радиусами Я, и г находятся путем
решения системы уравнений
158
Эти координаты равны:
где
У,'=2д’(тЛ'+ПЛ2)’ Zl" =2Дг<тЛ! "ПЛ'): <Х49)
Л2=^-('пД|-лД2); г*2=^-(тД2+лД|), (3-50)
m = RI 2 -г2 +Д2; п = ^4Л2Д2 -т2. (3.51)
При вычислении плошадей 5», 5„ в ситуациях, когда пятно нахо-
дится вблизи осей координатора и окружность радиуса г пересекает
оси О, У, или 0.4, необходимо знать координаты точек пересечения
этой окружности с осями координатора (см. рис. 3.6). Эти коорди-
наты определяются формулами:
где
У<5 =д, -Д|2; г<5 =0; у» =Д, +Д|2; zlt =0; (3.52)
Ув =0; =д2 -Дц; Ун zM =д2 +Д2|, (3.53)
Д|2 = ^г2-Д22; Д21 =^г2-&]. (3.54)
ния окружности пятна с этими осями.
I =i/(z<2-z.i)2 +(УА2 -Ум)2 =^; (3-55)
..--^(Ун-УнУ+Умкп -zA|)_ , (3 56)
i/(Z<2-Z.i)2 +(yA2 -Ум)2 2д
а через параметры / и d выражаются площади 5в11 и 5, сегментов ок-
ружностей радиусов Лиг
Sim = Ян2 arcsin(l/2/J„)-0,5<f/, (3.57)
S, =r2 arcsin(l/2г)-03(Д-<0/. (3.58)
Эти площади сегментов получены из известной формулы, выра-
жающей площадь сегмента окружности радиуса R как разность пло-
159
щади сектора с центральным углом а и площади равнобедренного
треугольника со стороной / в основании и высотой d, и с учетом со-
отношения 0,5а — arcsin(l/2A) между углом а и длиной хорды Z:
=5«кг -S,P =O^R3a-Ofidl=
= R‘ arcsin(l/2fl)-0,5<//.
(3.59)
Здесь и в последующих формулах, где для определения площадей
51,,, и 5„ используются обратные тригонометрические функции, угло-
вые величины должны быть выражены в радианах.
Поскольку при R, < Д < (Я, + г) пятно находится вне внутренних
площадок ФП, 5* = 0, а площадь, занимаемая пятном на наружных
площадках ФП, равна сумме площадей сегментов (3.57) и (3.58):
5\ =$Л| +^г-
Положение пятна на ФП определяется не только условием Я,, S Д <
(Я, + г), но и условиями, связывающими центр пятна с квадрантом
ФП. Поэтому в алгоритм определения площадей и 3. необходимо
включить все возможные ситуации расположения пятна на ФП.
Эти ситуации определяются сочетанием значений величин д, Д,,
Д, и обозначаются совокупностью цифр типа 2.1 или 2.8.3 в соответ-
ствии условиями, выражающими эти сочетания (некоторые ситуа-
ции с положением пятна на ФП показаны на рис. 3.6).
Ситуации в рамках условия Я, 5 Д < (Я, + г) формализуются с ис-
пользованием выражений (3.49)—(3.60) и формул, полученных для
ситуаций 2.5.3, 2.6.3, 2.7.3 и 2.8.3 (пример вывода этих формул при-
веден ниже). Алгоритм определения площадей S„ при Я„ < Д < (Я, +
г) состоит в следующем:
2.2. При Д, < -г и Д; < -г
2.5. При
5з„ —-0; $,,, -5ju -й(Я,| -z^y),
=&гУкг +0,5[(Д| -у»г)т/<'2 "(Д| "Л?)2 ~Учт}ЯЦ -у}2 +
+r2^arcsin ———-arcsin—j-Я2 arcsin;^--/f(fiH -ztJ)J.
160
Привести выводы формул во всех рассматриваемых ситуациях
нет возможности ввиду чрезвычайной громоздкости этих выводов.
Поэтому методику вывода с использованием определенных инте-
гралов покажем на примере ситуации 2.5.3:
= |<Дг ~^-у1 +2Д|Л +г2 -jRl -у1 )rfy< -0,5Л(Я„ -Zt})=
= Д2у42 +0,5(Д,-Л)-^гг-(Д|-A)2]*’ +0.5r2 arcsin^1 -
-о/з-47Л" "Л2 +Л- arcsine'll -Z«)“
< __________________________________________
= Д2у42 +0_5[(Д, -у„)7г2-(Д, -У»)2 -Л,'р-М +
+r2^arcsin ———-arcsin—^-у(2^Я2 -у/2 -Я,? arcsin^p.-
-Л(ЯН -г43)|.
При опраделении плошадей в ситуациях, когда пятно частично
перекрывает разделительную полосу (например, в ситуациях 2.5.1 и
2.5.2), формулы упрошены с незначительной погрешностью путем
пренебрежения участком разделительной полосы.
Аналогичные приемы упрощения и использования определен-
ных интегралов применены и в ряде последующих ситуаций с поло-
жением пятна вблизи разделительных полос.
2.6. При -г < Д < г и Д, < -г.
2.6.1. При у,, > -0,56: 34н = 5^; 5,и = S!H = S,„ = 0;
2.6.2. При у„ < 0,56: 5,н = = 0;
2.6.3. При y4l < -0,56 или у,, > 0,56:
Лн -Sjh -А(Я„ +г«); 5|H --S2h =0;
=-ДгУ*, +0^((Д, -уц)^гг-(&, -у41)2-Д,Д2| -y<i^2-y2 +
+r2(arcsin -..-arcsin—arcsin^-6(tf„ +г44)).
2.7. При Д, > г и -г < Д; < г.
2.7.1. При &, > -0,56: $„ - 5!я - 5,я = S4„ - 0;
2.7.2. При z., < 0,5h: S4„ = &; = ^ = 5,„ = 0;
2.7.3. При г», < -0,56 или > 0.56:
161
УАЬ
Ли -Л —•Ли ”Л(Лц -.у*»); Ли -Л»
Ли =“д|*и -0^[(Д2 -Zil)'!1'2 “(Д2 _Д2Д12 ~Zt2^2< ”2*2 +
+r2^arcsin———-arcsin— )-Я,? arcsin^--A(AM -yt5)].
2.8. При Д, < -г и -г < Д, < г:
2.8.1. При &, S -0,5Л: 5.. = Л; S,„ = S,„ = S._ = 0;
2.8.2. При z,; > -0,5Л: 5,. = 5£; $„ = = 5<н = 0;
2.8.3. При г,, > 0,5й или г,, < —0,5»:
Ли -Л “Ли -Л(А„ +УкьУ, Ли -Ли -О-
Ли д|2и -0,5|(Д2 -Zki\jr2 —(Д2 -Zu )2 -Д2Л2 -ZjiV^h -^il +
+r2(arcsin ————arcsin—)-Я„2 arcsin-^1--Л(Я„ +ytt)|.
вии для вычисления площадей 5. и St. используются формулы
(3.49)-(3.57) и (3.60) Площадь сегмента окружности радиуса г, ле-
жащего на ФП, определяется выражением
S, =r2(n-arcsin(l/2r))+0,5(A-if)/. (3.61)
Поскольку и при условии (Я„ - г) s Д < Я. пятно не пересекает
внутренние площадки, то и здесь S„ — 0.
Формулы для определения площадей в ситуациях с располо-
жением пятна 3.1...3.4 имеют тот же вид, что и в соответствующих
ситуациях 2.1...2.4. Эквивалентность формул имеет место также в
2.6.2, в ситуациях 3.7.1,3.7.2 и 2.7.1.2.7.2, в ситуациях 3.8.1,3.8.2 и
В ситуациях 3.5.3, 3.6.3, 3.7.3, 3.8.3 формулы, получаемые интег-
рированием, отличаются от формул соответствующих ситуаций ус-
ловий 2 и имеют следующий вид:
при ситуации 3.5.3
Л» =Д2Ук2 -0.5[(Д| -Укг^1'2 ~(Д1 -Ук2)2 +Д|Д21 +Ук2у1$ ~У^2 +
+r2^arcsin-^——+arcsin — -п)+Я2 arcsin ^--й(Яи - г,-,)];
162
при ситуации 3.6.3
•£»„ =-ДгЛ| -ОД(Д| -у<|)7г^-(д1 -л>)2 +Д1Д21 +Ун-№-у1 +
-t-r’^arcsin———+arcsin — -л^+Я,, arcsin ^--h(R„ +гы)|;
при ситуации 3.7.3
Sill = 'Д|2«2 +0^|(Д2 -^2)7г2 ~(Д2 _212)2 +Д2Д12 *Zh2^u ~^2 +
+r; ^arcsin А| ~г*2 +arcsin—+nj+fl2 arcsin^2-—Л<ЛИ +уд!)|;
при ситуации 3.8.3
•5г» =д|г(| +О,5((Д2 -<д2-2ц )2+д2д12 +г*17Л«?-г*, +
+r2(arcsin ———+arcsin—+п)+Яи2 arcsin у*--Л(Яи +уДк)|.
Остальные формулы площадей в ситуациях 3.5.3, 3.6.3,3.7.3, 3.8.3
эквивалентны соответствующим формулам условий 2.
4. При (Л, + г) 5 Д < (Л, - г) пятно целиком располагается на наруж-
ных площадках ФП, так что SL = -У и 5» = 0. Это выражение 5^ сохра-
няется и в последующих условиях 5...8. Алгоритм и формулы вычисле-
ния площадей при данном условии имеют следующий вид:
4.1. При Д, > г и Д. а г: = яг'; 3., = = 5,н = 0;
4.2. При Д, < -г и Д, < -г: 51н — пН; 5„, — 3!н — 5,н — 0;
4.3. При Д, > г и Д, < -г: 5<и — лН; — 5Л = - 0;
4.5. При -г
5гв =r2^-arcsin—^-(Д, + Л)Д2,; 5|и = г.У - 3!н - 2ЛД„;
5,. = = 0;
4.6. При -г < Д, < г и Д, < -г:
5,,, =r2^-arcsin—^-(Д| +й)Д2i; S„ = кУ - S,„ - 2йДг,;
Si» - S>„ - 0;
163
4.7. При Д, > г и -г < Д; < г:
•$,„ =r2^y+arcsin—)+(Д2 -й)Д12; 5,я = лг2 - S,, - 2ЛД,,;
$,„ = 5,. = 0;
4.8. При Д, < -г и -г < Д, < г:
52|1 =r^j+arcsin—)+(Д2 -Л)д,2; = лН - 5,„ - 2ЛД„;
= 0.
аналогичны положениям пятна по отношению к наружному кругу
Д < (Л, + г), площади S„ вычисляются по тем же формулам, по кото-
рым определяются плошали S,. в соответствующих ситуациях усло-
вия 2, но с заменой в этих формулах Л„ на Я,. При этом надо учесть,
что ввиду такой замены хорда /, и параметр d. внутреннего круга бу-
дут численно отличаться от параметров Ind наружной окружности-
координаты у1|в, будут отличаться от координат Л„ у1: и т.д.
Для вычисления площадей 5, при условии 5 следует пользоваться
следующими формулами:
5.1. При Д, > г и Дг> г: 5,н = лг - 5,, - hl;, = 0;
5.2. При Д, <-ги Дг <-r: Sj„ = п^-5м-Ы,; S,„ = = S,_ = 0;
5.3. При Д, 2 г и Д,2 -г' S,„ = itr-S.,-hl;, S,„ = S,„ = S„ = 0;
5.4. При Д, S-ги Д; 2 r: 5!h = nP-S^-hl; 5la = = 0;
5.5. При -r < Д, < г и Дг > r:
5.5.1. При л,. S 0,5й: - яг2 - S., - hl.; - S,. = &„ = 0;
5.5.2. При у,л > -0.5Л: 5|H = xr - 5„ - hl.; S}. = У. = = 0;
5.5.3. При у,,, > 0,5й или y„, < -0.5Л: S,„ — — 0;
S211 =r2^-arcsin—)-(Д| +й)Д2| -52o;
S,„ = лН - S„ - i';, - - 2ЛД,,;
5.6. При -г < Д, < г и Дг < -г'-
5.6.1. При л,. 2 -0,5й: 5., = лг’ - S’,. - hl.; = S,. = 5,. = 0;
5.6.2. При у,,, S 0.5й: - лг’ - S,, - Л/,; 5|я = S}. = 5.„ = 0;
164
5.6.3. При ул|, < -0,5ft или уа, > 0,5Л. 5,» = 5г, = 0;
5311 -arcsin у)-(д| +й)д21 -^з.;
5,, = nr - 5.. - 5Й - 5ta - 2йД>,;
5.7. При Д, > г и -г < Д, < г:
5.7.1. При 0,5ft: 5,„ = да2 - 5,, - Л/.; 5„ = 5„
5.7.2. При г.:. S 0,5й: Л., = nd - 5„ -Л/,; 5,. = 5;.;
5.7.3. При г.,. < -0,5й или г.;, > 0,5ft: S2„ = 5„
5|„ =r!^+arcsin^+(A2 -й)Д|2 -5„;
5,, = лЯ - 5.. - 5„ - - 2ЛД,,;
5.8. При Д|<-ги-г<Дг<г:
5.8.1. При г.,. < 0,5й: 5to = itr2 - 5„ - Л/,; 5„ = 5,, = 5., = 0;
5.8.2. При г... 2 -0.5ft: 5. = nd - 5^ - hl,; 5,. = 5,. = 5fc = 0;
5.8.3. При г*,, > 0,5й или г.2. < -О.5Л: 5„ - 5,я -0;
5;„ =r2^4-arcsiny-j+Uj "*)д|2
S„ = nd-Ss,- S„ - 5„ - 2йд,г.
В приведенных для условия 5, а также далее для условия 6 форму-
лах из соответствующих площадей вычитается площадь ft/, раздели-
тельной окружности радиуса Я,. В целях простоты и ввиду незначи-
тельной погрешности в этих формулах длина дуги заменена длиной
хорды /,.
6. При (Я, - г) < Д < Я. центр пятна располагается на внутренней
площадке ФП вблизи от окружности радиуса Я,. При этом боль-
шая часть пятна находится внутри круга радиуса Я., а меньшая —
вне круга.
По отношению к внутреннему кругу ФП пятно находится в поло-
жениях, которые аналогичны положениям пятна по отношению к
наружному кругу при условии 3, которое выражается неравенством
(Я. - г) < Д < Л,. Поэтому при условии 6 площади 5„ вычисляются по
тем же формулам, по которым определяются плошади 5„ в соответ-
ствующих ситуациях условия 3, но с заменой в этих формулах Я„ на
Я, Надо иметь в виду, что при такой замене соответственно изменя-
ются по сравнению с параметрами условия 3 хорда расстояние d,
от центра ФП до хорды, координаты ykl„ yi:„ г.,., Zn. и т.д.
165
Для вычисления площадей 51В при условии 6 следует пользоваться
следующими формулами:
6.1. При Д, >ги Л,>г: S,. = rZ-Sl,-ft/.;S1, = = S.„ = 0;
6.2. При Д, <-ти Дг <-г: 5д_ = 5|н = S„ = S<„ - 0;
6.3. При Д, > г и Д2 < -г: S,_ = яг1 - 5,, - А/.; 5,, = = 0;
6.4. При Д, S -г и Д, 2 г: S,. = nr2 - S„-hl.; S„, = S,„ = S’.,. = 0;
6.5. При -г < Д, < г и Дг > г;
6.5.1. Приу,,, < 0,5ft: = nr-S„-hl„ S,. = S„ = S„ = 0;
6.5.2. При y11B 2 -0,5ft' S,. = яг2 - Si, - ft/,; S,„ = 5,. = = 0;
6-5.3. При у,,, > 0,5й или y,„ < -0,5ft: S„ = Sw = 0;
S2„ =r2^-arcsin^-(A| +й)д2| -S2,;
Si, = nr - S„ - $2. - Sx, - 2h^.r,
6.6. При -r < Д, < г и Д; < -r:
6.6.1. При y„. > -0,5ft: Si. = яг' - S,, - hl,; S„ = 5,, = S,„ = 0;
6.6.2. Приу,;, S 0,5ft: S,„ = яг - S„ - hl,; S,. = S3. = S.. = 0;
6.6.3. При у,,, < -0,5ft или у,> 0,5ft: S,, — Slr = 0;
5з“ ='!(rarcsin т9_(Л' +А)Дг1 -5з’:
S„ = nH - S„ - S\. - S,. - 2ЛД,,;
6.7. При Д, > г и -r < Д, < r:
6.7.1. При £,„> -0,5ft: S’,. = 7t^- S„-ft/,; S;„ = S,„ = = 0;
6.7.2. При Ji;. 5 0,5ft: S’,., = nr2- S„ - hl,; S,, = S!a = S,, = 0;
6.7.3. При г,,, < -0,5ft или 2i;. > 0,5ft: S;, = S„ = 0;
S|„ =r2^+arcsin^+(A2 -й)Д,г -S,B;
S.. = к/2 - St, - S’,, - S’,. - 2йД,г;
6.8. При Д, < -г и -г < Д, < г:
6.8.1. При 2ii.S 0,5й: = 0^-5,.-hl,; 5,. = S,„ = S’.. = 0;
6.8.2. Приг.;,>-0,5й: S!H =mi-Sn-hl,; S.„ = S,„ = S„ = Q;
6.8.3. При г.,, > 0,5ft или z,2. < -0,5ft: S,. = S41, = 0;
S1“ =f!(j+aresin v)+(A2 -А)Д|2 -52>;
S„ = nr' - S„ - S’,. - S„ - 2йД12.
166
7. При г < Д < (Я, - г) пятно целиком находится внутри круга ра-
диуса Я.. Поэтому при выполнении такого условия 5„ = 0, а плоша-
ли S,. определяются следующими формулами:
7.1. При А, > г и А, > г: 5,, = я/4; 5,. — S,, — S№ — 0;
7.2. При А, < -г и А, < -г: = nr; S„ = S2, = S^ = 0;
7.3. При А, 2 г и Д> S -г: Л, = яг1; = 51я = = 0;
7.4. При A, S -г и А; 2 г: S;, = пН; = 5>в = 5Ч = 0;
7.5. При -г < А, < г и А, > г:
521 =r2^-arcsin—^-(Д, +Л)Д2|; 5,, = яг - S„ -
S„ - S<. - 0;
7.6. При -г< Д, < ги Д) < -г:
•S'b -г2 ^-arcsin —}-(Д| +/>)Д2|; S„ = r.r - S„ - 2hbv\
7.7. При Д|>ги-г<Дг<г:
S|B =r2^+arcsin—)+(Д2 -й)Д,2; = я/4 - •$,, - 2ЯД,:;
5;, = 5>в = 0;
7.8. При Д, < -г и -г < Д; < г:
Д2а = г2^ tarcsin— ]+(Д2 -й)Д|2; 3\„ = яг - 5!я - 2йД|;;
5,. = 5М, = 0.
ком расположении пятна 5,„ = 0, а распределение плошали пятна яг1
по внутренним площадкам с учетом разделительных полос опреде-
ляется формулами:
5|„ =О,5|О,5яг2 +2A,A2 +Д, Д2, +Д2Д,2 +
+г4 arcsin —+arcsin—|-й(г14 +Д>и)1,
167
Динамика систем нааеленна УАЬ
S3s =0,5[0,5лг2 -2Д|Д2 -Д|Д2| +д2д12 +•
+r^-arcsin—+arcsin—
5,, = 0,5[0,5w2 +2Д,Д2 -Д,Д2, -Д2Д|2 +
+г2[ -arcsin ——arcsin —1+й(гА, +Уп)1,
S4B = 0,5[0,5itr2 -2Д, Д2 +Д,Д2| - Д2Д,2 +
+r2^arcsin—-arcsin—^+й(г()-Лб)1-
В этих формулах координаты г,„ г,,. y,s, уи определяются выраже-
ниями (3.52) и (3.53).
При четырехплощадочном ФП на нем отсутствует внутренняя
разделительная окружность, и для определения площадей S следу-
ет пользоваться формулами, которые соответствуют рассмотрен-
ным выше условиям I, 2, 6—8 по отношению к радиусу фотопри-
емника Rt.
3.4. Флюгерные ЛГСН
Во флюгерных ЛГСН (ЛГСНФ) объектив с фотоприемным уст-
ройством устанавливается в носовой части кольцевого флюгера, ко-
торый механически связан с корпусом УАБ кардановым подвесом.
Электрическая связь фотоприемного устройства с электронным
блоком ЛГСНФ, размешенным в головной части УАБ, осуществля-
ется через электрический кабель.
В процессе полета УАБ флюгер как статически устойчивый аэ-
родинамический объект устанавливается по направлению набе-
гающего воздушного потока. В результате расположенный на
флюгере координатор (фотоприемник) ориентируется в простран-
стве по вектору воздушной скорости УАБ с точностью, обуслов-
ленной рядом механических и аэродинамических факторов. Это
позволяет определять угловое рассогласование между направле-
нием вектора воздушной скорости УАБ и направлением на лазер-
ное пятно, которым подсвечивается цель. Такая текущая инфор-
мация на борту УАБ дает возможность организовать наведение по
методу погони.
Для проведения математического моделирования процессов на-
ведения УАБ с ЛГСНФ необходимо описать поведение флюгера
уравнениями движения.
168
3.4.1. Уравнения движения флюгера
Рассмотрим наиболее часто применяемый флюгер цилиндриче-
ской формы со сферической носовой частью и кольцевым стабили-
затором. Оси карданова подвеса флюгера OYt и OZ. параллельны со-
ответствующим поперечным осям УАБ ОКи OZ. На рис. 3.7 показа-
но положение осей ОХ* 1^2, относительно осей OXYZ после поворо-
та флюгера вместе с рамкой карданова подвеса на угол а* вокруг оси
OZ и последующего поворота флюгера на угол р. вокруг оси OY*.
В пространстве земной системы координат OX,Y,Z, трехгранник
OXYZ вращается с абсолютной угловой скоростью <5, проекциями
которой на оси OXYZ являются <о„ ш„ ю,.
Обозначим проекции абсолютной угловой скорости трехгранни-
ка OXYZ на оси флюгера OX*Y*Z* через Ь'.*. Эти проекции
являются составляющими переносной угловой скорости вращения
трехгранника OX^Y^Z*.
Проекции абсолютной угловой скорости вращения флюгера на
оси OX^YfZ, равны:
р, =-афВ1пРф+ихф; $ =рфл, =афсо5рф+4/:4,. (3.62)
Кинематика движения рамки карданова подвеса определяется
проекциями ее абсолютной угловой скорости на оси OX^Y^Z#:
Pi 4i ri -a*+o;- (3.63)
Рас. 3.7. Углы aoeopoma флюгера относительно осей УАБ
169
Здесь — проекция абсолютной угловой скорости вращения
рамки на ось ОХ^.
Проекции момента количества движения флюгера £Л, L^. £Л и
рамки L„, Ln, Ls соответственно определяются по формулам:
(3-64)
^•Ф-Аф/’р Аф_Аф‘?|'
L№=J„qi‘, (3.65)
где /Л и Ja, Jn, J? — моменты инерции соответственно флюге-
ра и рамки подвеса.
В соответствии с обобщенными динамическими уравнениями Эй-
лера уравнение моментов флюгера относительно оси OY, имеет вид
(3-«)
где Мп — момент внешних сил, действующих на флюгер вокруг оси ОК.
После преобразований с учетом (3.62) и (3.64) уравнение (3.66)
можно представить в виде
-/(ф(Рф+Аф)+(-/;ф-'/1ф)1Оф51ПРфС08рф + (J
+а ф(4Лф sin рф -U^ со$Рф) -(/^,0^ | = Мл.
Уравнение моментов, действующих на рамку подвеса вокруг оси
OZ, имеет вид
~ cosp, +Л/,ф ыпРф. (3.68)
В этом уравнении М. — момент внешних сил, действующих на
рамку вокруг оси OZ\ Мл со$рф и М„ sinp* - проекции на ось OZ мо-
ментов реакций связей, возникающих при взаимодействии флюгера
и рамки карданова подвеса. Поскольку эти моменты характеризуют
силу реакции, возникающую при взаимодействии рамки с флюге-
ром, в уравнении (3.68) они поставлены с обратными знаками.
Уравнения моментов, действующих на флюгер вокруг осей ОХ, и
OZ,, можно записать в виде
(3.69)
(3 70)
170
(J Я. sin2 ₽ф +Jal, COS2 ₽ф)а ф -
-(•'a»-^^)(2pit.+Vj4,)sinp4,cosp0d4,-
-(Лф_-/|ф)(Рф+^.(фХЛфСО8Рф-(/,р +
+/3,<0--ЛфС1ф5|Прф+/^4/4,СО5Рф=Л/4.
на два-три порядка меньше, чем моменты инерции собственно
флюгера. Учитывая, что, как правило, экваториальные моменты
инернии флюгера практически одинаковы, можно ввести следую-
щие обозначения:
^Зф> ''пф ^дф* -^ф Лф' (3-72)
где /, — полярный момент инерции флюгера.
С учетом этих упрощений и обозначений уравнения (3-67) и
(3.71) можно записать в форме, удобной для интегрирования:
Рф =иФ|(/»фС'!ф -a sin рф -U,t совРф)-
-а ф $‘ПРф СО5РФ|-J, фДф +Л/^.| / Лф.
(3-73)
аф={-/ф[(2Рф+4/;ф)ыпРфСО8рфаф-
-(Рф+^^,фсО5Рф|+Унф4/,ф81прф- (3-74)
-J-, ф^з» созРф + М. }/(/„ ф sin2 рф +/>ф cos2 Рф).
на оси В результате этих операций получим:
(СОЗОфСОЗрф
-8|П<Хф
СО5аф51Прф
5(пафС05рф
СОвОф
sinafsinp4
-31Прф
О
с<крф
=<о, соввф+со, sina®;
171
I и ft, I = (а ф.Рф)| <>, I,
KJ W
^ф| |Т/,фСО80ф
<Лф | = (“ф-Рф)|“, I* -U^.
aJ KsinP«.
-u# °Yd-»'i
о о|рф|-
ojl 0 J
щего потока и моментов от механического взаимодействия флюгера
с УАБ.
Аэродинамические моменты в свою очередь складываются из не-
скольких составляющих:
=['Иф(Рф*Р)-'”?Р/<ап)/ап +
Ма = |mj(a4>+a)-mjq/'(a„)/a„ +
+т£(афС05рф+^)£ф/И[<7$ф£ф.
Составляющие m J (рф+р), mJ (аф+а) являются коэффициентами
восстанавливающих моментов, которые определяют ориентацию
симметричного, статически устойчивого флюгера по направлению
набегающего потока. Величина mJ является производной коэффи-
циента моментной характеристики при нулевых углах атаки флюге-
ра (сц + а) и (РФ + Р). Отметим, что углы а и аф, Р и р, противопо-
ложны по знаку.
Составляющие mjp/faj/a,, и mja/fa.j/a,, отражают явле-
ние искривления набегающего воздушного потока в месте распо-
ложения флюгера по отношению к генеральному направлению по-
тока, обтекающего УАБ. Характер этого искривления обусловлен
конструкцией головной части УАБ и штанги, на которой крепится
флюгер, а определяется это искривление продувками флюгера в
присутствии головной части УАБ. Математическая формализация
этого искривления местного потока в плоскости пространственно-
172
। УАЬ с лазерными f CH
го угла атаки а„ УАБ осуществляется в узловых числах Маха поли-
номами вида
/(an)=aian +а2(а„)г +a3(aH)’ +a4(an)4 +as(a„)s. (3.77)
Величины a/an и р/сц, являются элементами проектированияДа„)
из плоскости пространственного угла атаки а„ в плоскости и
OAIZ, флюгера.
Составляющие т"(0ф +U^)£ф/V и т^(афсоз^ф+и!ф)Ьф/У оп-
ределяют демпфирующие свойства флюгера, проявляющиеся при
его вращении вокруг осей ОУФ и OZ.
В статистической модели, предназначенной для оценок точ-
ности системы наведения, формулы (3.75), (3.76) могут быть до-
полнены составляющими Дт)ф, &т.л. Величины tun,, &тл харак-
теризуют приращения моментных характеристик флюгера, вы-
званные его аэродинамической асимметрией. Поскольку эта
асимметрия обусловлена технологическими погрешностями про-
изводства, в модели принимается, что величины Дт>ф, Дт.ф явля-
ются случайными.
Моменты и М, аэродинамических сил, действующих на
флюгер, равны произведениям соответствующих коэффициентов
моментов на qSvLt- Параметры 5Ф и £ф являются характерными раз-
мерами, к которым отнесены коэффициенты аэродинамических
моментов; q — скоростной напор.
Механическое взаимодействие УАБ и флюгера проявляется через
силы, возникающие в шарнире карданова подвеса. Эти силы явля-
ются внутренними для системы УАБ — флюгер и действуют в проти-
воположных направлениях. При этом из-за значительного превы-
шения массы УАБ над массой флюгера влияние флюгера на УАБ не
существенно, а воздействие УАБ на флюгер может оказаться значи-
мым для процесса наведения.
Такое влияние УАБ на ориентацию флюгера ощущается при не-
совпадении центра масс флюгера с точкой его подвеса, некачест-
венной обработке соприкасающихся поверхностей шарниров под-
веса, неудовлетворительной отладке моментов тяжения жгута, со-
единяющего электрические блоки УАБ и флюгера. Для определения
сил и моментов взаимодействия УАБ и флюгера приведем следую-
щие выкладки.
Пусть флюгер шарнирно соприкасается с УАБ в точке А, ко-
торая находится на оси ОХ на расстоянии Я, от центра масс О
УАБ и одновременно на оси О^Л» на расстоянии гф от центра
масс Оф флюгера (рис. 3.8). Оси Аг и AZ' параллельны соответ-
ственно осям OY и OZ.
Запишем уравнения сил УАБ в проекциях на связанные оси
OXYZ с учетом сил F„ F„ F., заменяющих действие флюгера на УАБ,
173
и уравнения сил флюгера в проекциях на связанные оси OXtY*Zt с
учетом сил F^. F№, заменяющих действие УАБ на флюгер:
И, = -?tn, +sin&)-(H“/ !т~.
У, =g{ny -cos Э cosy)-(И,со. -И.юя )-Fy I nr,
Vz =g(n. +cos9siny)-(k><ox - Yx(of)-Fz /m;
(3.78)
Ухф = -g(n,*+sin Эф) -(И^^ф -У,фШ 4,)+frt,/тф;
^=^л^-со8ЭфС05уф)-(ИЛф<о:ф-И!фШдф) + Г?ф/тф; (3.79)
^;*=Ж-*+СО89ф5'пТф)-(’/>ф0>х*-и-ф0,>ф)+/гл/'пф-
В этих уравнениях фигурируют параметры УАБ и флюгера, ори-
ентированные соответственно по осям OXYZ и OXtY^,:
п, = cjqS/G‘, nr = c,qS/G-, п, = cgS/G - перегрузки УАБ;
пл = c„nSJGy, пл = c,^SJGt\ п„ = c^SJGt - перегрузки флюгера;
V„ V,, У, К*, - линейные скорости соответственно УАБ и
флюгера; «о,, <о„ и>„ tuw, о>)4, е>м - угловые скорости УАБ и флюгера;
Э. у. Эф, yt — углы тангажа и крена УАБ и флюгера; т, тг, G, Gt — со-
ответственно масса и вес УАЬ и флюгера.
174
Линейную скорость точки подвеса А, принадлежащей УАБ и
флюгеру, можно выразить в проекциях на оси OXYZ и ОХ*¥&;
(3-81)
Ускорение точки А в проекциях на эти же оси с учетом вращений
связанных систем координат определяется в соответствии с вектор-
dV ' '
ным уравнением —
в котором
- локальная
производная вектора V по времени.
Ускорения точки А, полученные дифференцированием
стей (3.80) и (3.81), равны:
скоро-
(3.82)
-шу)Яф;
. = &%-(>>> .-ф -Нф«>я.)-<шя. *“
№Л)ф ~ +(^<0 гф -К-ф“ жф) +(“ лф0> >ф +W гф)Гф;
(3.83)
Иги4ф=^+(К1Ф“'Ф-Нф“^)+(“жфШй-“>в)'-ф-
Уравнения (3.82) и (3.83) выражают ускорения одной и той же
точки А через параметры УАБ и флюгера. Поэтому соответствую-
щие проекции этих уравнений могут быть приравнены. Проектиро-
вание ускорений ИСь, И^, И^. на оси дает:
(3.84)
и''л-ф = и/4< совафЫпРф+И'л, 8|паф81прф+И/^ ««Рф.
Поскольку УАБ и флюгер "не развязаны" по крену, вращение флю-
гера вокруг своей продольной оси происходит с угловой скоростью
(3-85)
175
После преобразований уравнений (3.84) с использованием фор-
мул (3.78)-(3.83) можно определить проекции F^, F&, Рл силы г*,
действующей на флюгер со стороны УАБ:
= ииф +Sin9)+((1J2 +(03jD ]cosa cosp +
т+тф
+{g(n, -cos3cosY)+(<o,to? +<o.)?<t,]sina4cosp4,- (3.86)
-|g(n. +cos9sinY)+(«>,<0; -сду)Кф]8Щ0ф +
-Hg(nx4.+sin Эф)-|-(ш^ф +03 ^>^1}:
/7>* = —“ИМ + sin3)+(<oj+<o2)«4>]sinaa,+
Л1+«Ф
+{g(n, -cos 3cosy)+(“xo>> +шг)Яф]со5аф - (3.87)
Hg(”nb -cos ЭФ COSV4>) +(“ ,ф<1)>ф +ш ;ф)Гф[>;
Лф =—-^-<4g(«x +sin Э)+(ф ,2 +ш2)Яф|со5аф5|прф +
т+тф
-4g(«, -cos Эcosy)+(<o,<oz+<i>.(Kasinaф5Щ0ф+ (3.88)
+^(л;+со5Э5тТ)+(о>,шг-<£1у)Яф]со5Рф-
Ч?(л,Ф+cos Эф sin Уф) + (ш„фО) -ш^)^]).
Как показывает опыт работы с флюгерными ЛГСН, выражения
(3.86)—(3.88) можно упростить без практического ущерба для точно-
сти моделирования. Эти упрощения состоят в следующем.
Учитывая, что тф « т, можно записать:---— =G^/g. где
бф - вес флюгера. »+«ф
В процессе движения УАБ флюгер как устойчивый аэродинами-
ческий объект с высоким демпфированием ориентируется по векто-
ру скорости набегающего потока с почти нулевыми углами атаки и
вращается в пространстве вместе с вектором скорости УАБ с малы-
ми угловыми скоростями и ускорениями <1\ф, io.,, ы,ф, о)^. Поэтому
в рассматриваемых формулах можно пренебречь перегрузками пл,
пл, пл и указанными скоростями и ускорениями флюгера ввиду их
малости по сравнению с идентичными параметрами корпуса УАБ.
Можно также принять во внимание, что углы прокачки флюгера
обычно не превосходят 25° и системы наведения УАБ строятся так,
чтобы минимизировать потребные и располагаемые углы атаки
176
УАБ. С учетом этого, а также того, что УАБ и флюгер "не развязаны"
по крену, углы 9, у УАБ несущественно отличаются от углов 9Ф, yt
флюгера, а направляющие косинусы находятся в пределах
0,9 < cosa^cosp* < 1,0; 0 < sina, < 0,4; 0 < cosa^sinpe < 0,4;
0 < sina^cosB» < 0,4; 0,9 < cosa* < I,0; 0 < sina«sin|j4 < 0,09;
0 £ Sin(3+ S 0,4; 0,9 £ COS0, £ 1.0.
Поскольку указанные углы УАБ и флюгера близки друг другу и
входят в формулах (3.86)-(3.88) в однотипные слагаемые, имеющие
противоположные знаки, то эти составляющие в значительной сте-
пени взаимно компенсируются и их можно не учитывать в вычисле-
Ввиду малости направляющего косинуса sina^sinp* можно также
без существенного ущерба для точности определения силы не
учитывать соответствующее слагаемое в формуле (3.88).
Сила Ft определяется по ее проекциям:
(3.89)
Силы F,a и F^, действующие на флюгер в шарнире карданова под-
веса, создают моменты
=F^\ МЛт =-Рлгф. (3.90)
Следует иметь в виду, что при расположении центра масс флю-
гера впереди точки А подвеса (при смещении центра масс к носу
флюгера) имеем г, < 0. При расположении флюгера в носовой час-
ти УАБ Я, > 0.
При вращении флюгера относительно УАБ в осях подвеса имеет
место трение скольжения. Моменты сил трения равны:
= “Утр^тр Ftsign(a ф), Л/^фтр = —f^r^jFtsign(p ф), (3.91)
где Д - коэффициент трения; г,р — плечо, на котором действует
Моменты и М„ж тяжения жгута измеряются в стендовых ус-
ловиях.
С учетом приведенных выкладок и упрощений моменты и М
на осях подвеса флюгера можно записать в следующем виде;
+sin9+(oj +ш|)Яф/б[со5аф51прф-(и, + (3.92)
)Яф/^|cosp4,)-/T[.'’ipf®sign(p4,) + M/,M;
Mt a~~ +
-нп“(афС08Рф+^^)-^]?5ф£ф+ (3-93)
ч^фГфП», +sin9+(a>* +ь>’)Яф/8]5|паф +
•{я, +<<0,0, +6,)«.t,/g]cosat)-/lprlpr4sign(a4,) + Mn<.
Эти выражения следует использовать в уравнениях (3.73), (3.74).
При совмещении центра масс флюгера с точкой его подвеса гф =
О и, следовательно, отсутствуют моменты МЛа1 и МЛа1.
При г,* О моменты Мл и М. зависят ст угловых скоростей и ли-
нейных и угловых ускорений УАБ. В процессе наведения эти мо-
менты действуют на флюгер как возмущения, заставляющие его от-
клоняться от направления набегающего воздушного потока. Эго яв-
ляется причиной динамических ошибок ориентации флюгера, что
вызывает снижение точности наведения УАБ. Поэтому требуется
балансировка флюгера, направленная на обеспечение удовлетвори-
тельного совмещения его центра масс с точкой подвеса.
При правильно спроектированной системе наведения в процессе
полета УАБ флюгер не должен попадать на механические упоры.
Однако на этапах проектирования УАБ при исследованиях динами-
ки процессов наведения могут возникать ситуации с достижением
флюгером упоров.
В математической модели эти ситуации могут быть описаны сле-
дующим образом: если в процессе вычислений пространственный
угол = arccos(cosa4, cosp»,) отклонения оси 0Х„ флюгера от оси ОХ
УаБ превысил значение угла прокачки флюгера, то в уравнениях
флюгера принимается, что аф = (W^)a»- Р* = (W^)P*- где а..,
Рф, — значения углов аф, рф. вычисленные интегрированием уравне-
ний (3.73), (3.74) в момент получения условия Этот прием
соответствует принципу "замораживания" флюгера в положении
достигнутого упора до тех пор, пока в результате интегрирования
уравнений флюгера и УАБ не нарушится условие
3.4.2. Формирование сигналов флюгерных ЛГСН
Существуют различные схемы обработки поступивших на фо-
топриемник ЛГСНФ лазерных импульсов. Рассмотрим структуры
математических моделей трактов формирования выходных сигна-
лов на примерах флюгерных головок, созданных в ЦКБ "Геофи-
зика" в начале 1970-х гг и Азовским оптико-механическим заво-
дом (АОМЗ) в начале 2000-х гг. Обе ЛГСН имеют поле зрения
порядка ±|7°.
178
В подразд. 3.1...3.3 описано определение светового потока Ф„ на
входе в ЛГСН и распределение плошали пятна по квадрантам фото-
приемника. Во флюгерных ЛГСН используются четырехплошадоч-
ные ФП, в которых номер i площадки совпадает с номером квад-
ранта (нумерация квадрантов показана на рис. 3.6).
Распределение площади пятна по квадрантам выражается через
отношение площади S„ занимаемой лазерным пятном на г-й пло-
щадке, к площади &, которую пятно занимает на всем ФП Сово-
купность отношений 5/5; показывает, как попавшая на ФП свето-
вая Энергия распределяется между площадками ФП.
Полезные сигналы на выходах ФП, обусловленные световым по-
током и распределением пятна по квадрантам ФП, определяются
выражениями, отражающими преобразование оптических сигналов
в электрические. Обычно сигналы ФП поступают на входы предва-
рительных усилителей.
В ЛГСНФ разработки ЦКБ "Геофизика" электрические сигналы
на выходах предварительных усилителей в каналах i-x квадрантов
определяются следующим образом:
4/фп, = ^фп(1 ч-АКфл,)Фв>5’, /5s., (3.94)
где Кфп, В/Вт - коэффициент преобразования и усиления сигналов
ФП; а ДК*,,,- случайные безразмерные величины, характеризующие
разброс чувствительности площадок ФП.
Суммарный уровень сигналов всех площадок ФП
(3.95)
Площадки ФП включены в каналы управления таким обра-
зом, что формирование выходных сигналов ЛГСНФ в канале 1
производится путем сравнения сигналов U, = <14.П1 + (/фп<) и
У, = (Ua.ni + Uaat), а в канале 2 - сигналов U, = (1/ФП1 + (/фш) и
В каждом канале площадки ФП включены в электрический мост,
являющийся смесителем. На выходе смесителей получаем сигналы:
Коэффициенты к„ к, характеризуют степень взаимосвязи срав-
ниваемых сигналов ФП.
Выходные сигналы смесителей поступают через широкополос-
ные усилители на логарифмические усилители, которые выполняют
179
функцию формирования сигналов наведения. Кроме того, они
обеспечивают автоматическую регулировку усиления в зависимости
от нарастающей по мере приближения УАБ к цели амплитуды вход-
ных лазерных импульсов.
Сигналы на выходах логарифмических усилителей являются вы-
ходными сигналами ЛГСНФ. Математическая формализация опе-
раций в логарифмических усилителях имеет следующий вид:
+6,36 при 20!^1^>(О+ДО) и и^<иг<иЪтп-
о при-(O-A(2)<201/^^4L'|<(Q+A(2); <3'
\UM i+aj
-6,3 при 201/^ и
1 + Д2 )
+6,36 при 2°lg[^J±^(Q+A(2) и
О при -(О-ДО)<201/^1±^<(е+Д<2); <3'
\1)л I +Дг)
-6.3 при 201g[^-J^-^<-((?-A<2) и
В этих выражениях (/,„ U,, — выходные сигналы координатора
ЛГСНФ, определяющие, в направлении какого квадранта ФП надо
устранять угловое рассогласование между вектором воздушной ско-
рости УАЕ> и направлением на цель. Эти сигналы вырабатываются,
если сигнал t/z превосходит пороговое значение характеризую-
щее чувствительность ЛГСНФ, и не превышает значение ^.соот-
ветствующее "ослеплению” головки.
Величины Д, и Д; отражают разброс характеристик площадок
ФП и усилителей, участвующих в формировании выходных сиг-
налов. В статистической модели рассматриваемой ЛГСНФ эти ве-
личины принимались распределенными по нормальному закону с
нулевым средним значением и среднеквадратическим отклонени-
ем од, соответствующим технической документации разработчи-
ка головки.
180
Величина Q характеризует номинальную разрешающую способ- ность электронного тракта, а ДО отражает разброс значений Q имеющий место в зависимости от уровня входного сигнала и между экземплярами ЛГСНФ. Этот разброс в статистической модели фор- мализован следующим образом:
ДО"7М2+^з cos^ZOl^/t/ol+xj. (3.98
Величины Д4„ &А, дБ являются независимыми случайными и
подчинены нормальному закону распределения со среднеквадрати-
ческим отклонением сДЛ; случайная величина у распределена рав-
невероятно в диапазоне +л; значения U„ В, Т„ дБ, Q. дБ. <тД4, дБ
(арактеризуют электронные тракты данной ЛГСНФ.
Диапазон -(Q - + Д0) определяет зону нечувствительно-
гги головки, при которой ее выходные сигналы равны нулю.
Тракты формирования выходных сигналов ЛГСНФ разработкг
\ОМЗ строятся с использованием вычислительной техники, а авто-
(Этическая регулировка усиления (АРУ) осуществляется тремя по-
шедовательными дискретными изменениями коэффициентов пере-
гачи звеньев тракта. Структурная схема электронных трактов это!
1ГСНФ показана на рис. 3.9, а их математическое описание пред-
ставлено в следующем виде.
।—II—। А ।—। .л 1^. фвс
«>пЦ “
r(4X2)J 'С— Iе'»
'т-—к> ,, r*|nyiHcni|-^
'L_ *|—1| j—1
Jk^I--J К, 1-а 1Ц|пУ2ЫсП2|-]
т т т и 1 1
„ | 1_±!*а 1 I |
°ис. Л9. Структурная схема ЛГ СНФ разработки АОМЗ
181
Как и в предыдущей модели, электрические сигналы с площадок
ФП определяются по формуле:
Уфгъ -^фпО+д^фп;)<1>1вД /^'s-
коэффициент передачи К^п, В/Вт, может иметь два значения в
зависимости от уровня команды Кф„ = Кю„ при U„ni = 0 и
К = О.ОЗ/Ссп при l/.pyj = I-
В модели принято, что случайные безразмерные величины
характеризующие резброс чувствительности площадок ФП, распре-
£/*>, =AT,t/®n,
А", =А’,| при Удруг =0 и Af, =0,05А’|| при Up.ni =•-
ли приняты случайными величинами, распределенными равноверо-
ятно вдиапазоне Этим имитируется шумовое воздейст-
вие на ФП и усилители первого каскада.
Сигналы U, на выходах импульсных усилителей с коэффициен-
том усиления К, определяются следующим образом:
U,=K i(Ukll +иш1).
К2 =Afji при £/дру| = 0 и K-t — 0,05^21 при 4/дру| —1.
Сигналы U, подаются на входы формирователя выходных сигна-
лов и на входы сумматора, выходной сигнал которого 1А использует-
ся для выработки командных сигналов i/4PV„ УАРу1, t/4Pyl, предназна-
ченных для автоматической регулировки усиления электронных
трактов ЛГСНФ.
Формирователь выходных сигналов наведения (/„, {/,, работает
по следующему алгоритму:
(6,3В при +</4)/(t/j+V,)>
Uu= 0 при 1/Л\н <
|-6,ЗВ при (.U,+Ua)/(U2+Ui)<l/Kla;
182
6,35 при «/,+Уг)/(С/,+У4);
[о при !/*,„< ({/,
[-6,35 при
От настройки параметра К,„ в значительной мере зависит величи-
на зоны нечувствительности ЛГСНФ. Регулировка этого параметра
осуществляется в пределах К,, — 3...7.
Сигнал Ui - "LU. с выхода сумматора подается на входы пороговых
устройств ПУ1 и ПУЗ, которые соединены соответственно со счетчи-
ками превышений СШ и СП2. При превышении сигналом U* поро-
гового уровня £/„, в трех последовательных импульсах с периодом по-
вторения, соответствующим частоте подсвечивающего ОКГ, на вы-
ходе СП1 формируется командный сигнал Af,r, свидетельствующий о
попадании цели в поле реагирования ЛГСНФ. Этот сигнал поступает
в систему управления, а также используется для включения в работу
счетчика превышений СП2. Формирование сигнала после третье-
го импульса организовано с целью повышения надежности установ-
ления факта захвата цели головкой. При номинальной частоте под-
света 10 Гц период повторения импульсов составляет 0,1 с.
При первом превышении сигналом t/E порогового уровня t/„;
счетчиком превышений СП2 вырабатывается командный сигнал
= I- По этой команде в 20 раз уменьшается коэффициент Кг.
При втором превышении сигналом (/. порогового уровня t/„;
счетчиком вырабатывается командный сигнал илп1 = 1, по которо-
му в 20 раз уменьшается коэффициент К,. При третьем превышении
сигналом U. порогового уровня £/„, по команде счетчика илп, = 1 в
20 раз уменьшается коэффициент К0п.
3.5. Гиростабилнзированные ЛГСН
Повышение тактико-технических характеристик УАБ с лазерны-
ми системами наведения стало возможным за счет их оснащения
следящими гиростабилизированными ГСН с широким полем зре-
ния, позволяющим осуществлять захват подсвеченной цели на тра-
ектории баллистического или программного полета УАБ.
Эти ЛГСНГ различаются конструкциями гиростабилизаторов, оп-
тическими схемами и электронными устройствами формирования
сигналов наведения. Далее рассмотрим основные конструктивные и
схемные принципы организации работы ЛГСНГ для отечественных
УАБ, а также подходы к созданию их математических моделей.
3.5.1. Уравнения движения гнростабнлнзатора
Конструктивные варианты ЛГСНГ для УАБ включают про-
стейшие трехстепенные астатические гироскопы, управляемые
183
через моментные датчики, и различные конструкции гиростаби-
лизаторов с рамами карданова подвеса, связанными с разного ви-
да "внутренними" гироскопами, датчиками углов и разгрузочны-
ми двигателями. Объектив с фотоприемником всегда механиче-
ски связан с внутренней рамой гиростабилизатора или трехсте-
пенного гироскопа.
В наиболее простом варианте ЛГСНГ используется астатический
трехстепенный гироскоп с пружинной раскруткой ротора. В исход-
ном состоянии рамки гироскопа заарретированы в положении, при
котором оптическая ось объектива ЛГСНГ совпадает с продольной
осью УАБ.
Сброс УАБ осуществляется при арретированном гироскопе.
Электронно-оптический тракт головки начинает функциониро-
вать через 2,5 с после отделения УАБ от самолета-носителя. За-
действование раскручивающей пружины и отключение режима
"арретир" производятся по сигналу захвата цели. Далее осуществ-
ляется слежение головки за целью при гироскопе, работающем
"на выбеге".
В другой ЛГСНГ, используемой в стабилизируемых по углу кре-
на УАБ, гиростабилизатор представляет собой гироузел, размешен-
ный в кардановом подвесе. В гироузле расположены две пары
двухстепенных гироскопов, причем в каждой из этих пар гироско-
пы связаны плоскими шарнирами, а кинематические моменты
связанных гироскопов равны, но противоположно направлены.
Каждая из пар связанных двухстепенных гироскопов ориентирова-
на на движение "своей” рамы карданова подвеса в режимах стаби-
лизации и слежения.
В режиме стабилизации внешний момент нагрузки относи-
тельно оси рамы карданова подвеса вызывает прецессию соот-
ветствующей пары связанных гироскопов. Гироскопы прецес-
сируют в противоположных направлениях, создавая гироскопи-
ческий момент, противодействующий внешнему моменту. Од-
новременно поворот гироскопов измеряется датчиком угла,
сигнал которого через усилитель поступает на двигатель раз-
грузки, создающий момент относительно рамы карданова под-
веса. В результате момент двигателя разгрузки уравновешивает
внешнюю нагрузку.
В режиме слежения электронным трактом ЛГСНГ вырабатыва-
ются сигналы, которые поступают на коррекционные двигатели,
создающие моменты на связанных шарниром двухстепенных гиро-
скопах. Под действием этих моментов осуществляется прецессия
гиростабилизатора в требуемом направлении.
Раскрутка гироскопов этой ЛГСНГ осуществляется от источни-
ков трехфазного электропитания- Гироскопы раскручиваются еше
до сброса УАБ, а на участке полета между моментами сброса УАБ
и захвата цели гиростабилизатор удерживается электрическим ар-
184
ретиром в положении, при котором оптическая ось объектива
ЛГСНГ отклонена от продольной оси УАБ в вертикальной плоско-
сти на определенный угол. Это делается для повышения вероятно-
сти захвата цели.
Несмотря на разнообразие конструктивных вариантов гиро-
стабилизаторов, используемых в ЛГСНГ, для исследований ди-
намики процессов наведения и оценок точности УАБ методами
математического моделирования, как показывает практика, дос-
таточно свести описание даже довольно сложных двухосных ги-
ростабилизаторов к упрошенным уравнениям движения эквива-
лентно ориентированного в УАБ трехстепенного астатического
гироскопа.
Длительность процессов наведения УАБ с ЛГСНГ, захваты-
вающими цель на траектории автономного полета, составляет
не более 30 с. В таких сравнительно коротких процессах слеже-
ния за целью явления, вызванные нутационными колебаниями,
несбалансированностью ротора и рам, инерционностью и упру-
гостью рам карданова подвеса, эволюциями и вибрацией кор-
пуса УАБ, инерционностью моментов двигателей разгрузки и
другими возмущаюшими факторами, не оказывают существен-
ного негативного влияния на динамику и точность слежения.
Математическое описание этих факторов значительно услож-
нило бы модель системы наведения и увеличило объем вычис-
лений-
Кроме того, следует констатировать, что в практике проектиро-
вания разработчикам УАБ неизвестен целый ряд внутренних ха-
рактеристик гиростабилизатора (таких, например, как дебаланс ро-
тора, трение в подшипниках, инерционность двигателей разгруз-
ки), так как они не вносятся в паспортные данные на прибор. По-
этому включить в модель гиростабилизатора описание ряда его
конструктивных и схемных подробностей на этапах проектирова-
ния и отработки системы наведения УАБ, как правило, невозмож-
но, поскольку для создания подробной математической модели не
хватает измерений ряда параметров. В то же время совокупное воз-
действие возмущающих причин с приемлемым эффектом сводится
к характеристике "уход гиростабилизатора", которая указывается в
паспортных данных и может быть при синтезе и анализе системы
наведения распространена на модель эквивалента реального гиро-
стабилизатора.
Вместе с тем, представляя в пространственной модели наведения
реальную конструкцию гиростабилизатора эквивалентом, необхо-
димо соблюсти ориентацию рамок ЛГСНГ относительно УАБ, а
также адекватно учесть динамические характеристики гироскопа,
поскольку это связано с положением координатора ЛГСН в про-
странстве по отношению к цели и характером процессов захвата це-
ли и слежения за ней головкой.
185
Как правило, УАБ подвешиваются под самолет-носитель при ”х'-
образном расположении крыльев, дестабилизаторов и рулей, что
обусловлено в основном соображениями удобства размещения ору-
жия на самолетах.
В целях обеспечения безопасности отделения от самолета-но-
сителя и организации рационального движения в автономном по-
лете стабилизируемые по крену УАБ после отделения сохраняют
"x''-образную ориентацию аэродинамических поверхностей и ка-
налов управления относительно горизонтальной поверхности
Земли. Такая ориентация УАБ связана также со стремлением
наиболее выгодно расположить ее аэродинамические поверхно-
сти по отношению к вертикальной плоскости наведения, так как
именно в этой плоскости в основном нужны эффективные попе-
речные перегрузки.
Можно рассмотреть следующие варианты расположения рам и
ротора трехстепенного астатического эквивалента гиростабилиза-
тора, соответствующие применяемым конструкциям установки
ЛГСНГ в корпусе УАБ:
в исходном арретированном состоянии гироскопа ось вращения
его ротора совпадает с осью ОХ авиабомбы, а оси наружной и внут-
ренней рам — с осями ОУ и OZ авиабомбы, т.е. оси гироскопа, как и
каналы управления стабилизируемой по углу крена УАБ, имеют ”х'-
образную ориентацию относительно поверхности земли или враща-
ются вместе с осями ОУ и OZ вокруг продольной оси УАБ при отсут-
ствии канала стабилизации крена;
в стабилизируемой по углу крена УАБ при исходном аррети-
рованном состоянии гироскопа ось вращения его ротора совпа-
дает с осью ОХ авиабомбы, а оси наружной и внутренней рам —
со связанными осями ОУ, и OZ авиабомбы, которые повернуты
относительно связанных осей ОУ и OZ на угол у - 45° (см.
рис. 1.10). В этом случае оси гироскопа, в отличие от "х”-образ-
ного положения каналов управления стабилизируемой по крену
УАБ, имеют "+"-образную ориентацию относительно поверхно-
сти земли.
Покажем, что с позиций организации системы самонаведения
стабилизируемой по углу крена УАБ предпочтительным является
вариант с "+"-образной ориентацией осей ЛГСНГ. Для этого сна-
чала рассмотрим "x''-образную ориентацию осей гиростабилизато-
ра, при которой ось вращения его наружной рамы совпадает со
связанной осью OZ, а ось вращения внутренней рамы — со связан-
ной осью ОКУАБ.
Связанные оси OXYZ в автономном полете УАБ удерживаются
каналом стабилизации угла крена в ’’х'-образном положении по от-
ношению к горизонтальной поверхности земли. При этом связан-
ные оси OXt K|Z| имеют в полете ”+"-образную ориентацию с распо-
ложением плоскости ОХ, У, в вертикальной земной плоскости.
186
Рис. J. /ft Углы поворота осей гпро-
апавалаитора « коордиттюра ЛГ
СНГ отхосателыш связанных всей
OXYZ УАБ
Рассмотрим такую идеализиро-
ванную ситуацию движения УАБ,
при которой УАБ и цель находятся
в одной вертикальной плоскости
ОД,)',. При этом после попадания
цели в поле зрения ЛГСНГ рацио-
нальное наведение должно проис-
ходить в этой же вертикальной
плоскости. Поскольку гиростаби-
лизированная ЛГСН является сле-
дящей, то в соответствии с сигнала-
ми в ее контурах слежения ось ОХ, с
чувствительным элементом (коор-
динатором) должна перемещаться в
вертикальной плоскости в направ-
лении цели, т.е. ось ОХ, должна в
процессе слежения находиться в
вертикальной плоскости OX,Y,, сов-
падающей с плоскостью О^У,.
При рассматриваемой "х"-сй5раз-
ной ориентации осей гиростабилизатора OX, Y2, его прецессия в
вертикальной плоскости осуществляется поворотом наружной рамы
вокруг оси OZc угловой скоростью с8и поворотом внутренней рамы
вокруг своей оси OY, с угловой скоростью в„.
На рис. 3.10 показаны взаимное угловое положение связанных
осей УАБ OXYZ и OX, Y,Zt, а также углы поворота е, и в, рам гиро-
стабилизатора вокруг своих осей в положительных направлениях
и угол поворота у, — 45’ осей OX.Y.Z, координатора (фотоприем-
ника) вокруг своей оси чувствительности ОХ,. Определим значе-
ния углов в» и е„ соответствующих положению оси ОХ, в плоско-
сти дх, к,.
Учитывая, что при х. = 45° sin х. = cos х. = 0,707, уравнение плос-
кости OX, Y, в системе координат OXYZможно записать в следующем
-0,707у+0,707г =0. (3.99)
Уравнение прямой ОХ. в этой же системе координат имеет вид
x/(cose8 cosEv)=y/(sinEScosev)=z/-sine^. (3.100)
Угол ф между плоскостью OX, Y, и прямой ОХ, определяется выра-
жением
5щф =-0,707(sine8 cose, +sinev). (3.101)
187
Ось ОХ. принадлежит плоскости ОХ, К, если угол ф = 0, что экви-
валентно условию
sinesi coseB +sinevi =0 или sins8l =-tg£vl. (3.102)
Таким образом, ось ОХ. находится в плоскости ОХ,У,, если между
углами в, и с, выдерживается соотношение (3.102).
Угол в между продольной осью ОХ, УАБ и осью ОХ. координатора
выражается в обшем случае формулой cos е = cos вэ cos £„ так как
отклонение оси ОХ. от оси ОХ, определяется последовательными по-
воротами оси координатора на углы е» и в,. При выполнении соот-
ношения (3.102) имеем:
£=£,; £3 =£В|; £„ =6V,; COS£, =COS£»| COS6„|. (3.JO3)
При выполнении соотношений (3.102) и (3.103) можно выразить
углы в», и в,, через угол в, В результате соответствующих преобразо-
ваний получаем:
cos(2evi) = cos2el; sinc3, = -tgevl. (3.104)
Теперь найдем угол <р. между плоскостью ОХ, К, и осью OY, с уче-
том того, что ось ОХ, лежит в плоскости OX, Y,. Для этого из уравне-
ния (3.99) плоскости OX, У, и уравнения прямой ОК, в виде
х/[0,707(-sin £3 +cosss sin ev )] =
=y/[0,707(cos£3+sincB sin£w)] = z/[0,707cos£, ]
аналогично определению угла ф получим с учетом (3.102) выраже-
ние для угла <р. между плоскостью ОХ,¥, и осью ОУ,:
Sin<p, =0,5(-COS£B|
+71 +<sin£Bi )2 ).
(3.105)
соьфк =0,5(cose81 +71 +(sine8l )3).
(3.106)
Выражения (3.105), (3.106) показывают, что при наведении ста-
билизируемой по крену УАБ с ЛГСНГ, оси гиростабилизатора кото-
рой имеют в пространстве "х"-образную ориентацию, даже в идеа-
лизированной ситуации расположения цели и движения УаБ в вер-
тикальной плоскости (когда ось ОХ, координатора прецессирует в
этой плоскости) его измерительные оси OY. и OZ, поворачиваются
вокруг оси ОХ. на угол <₽.. Причем этот угол зависит от отклонения
188
оси ОХ, чувствительности ЛГСН от продольной оси ОХУАБ. Абсо-
лютные значения углов ь,„ ss„ ф„ вычисленные по формулам
(3.104)—(3.106) представлены втабл. 3.1 в зависимости от величины
угла е,. При в, — 0 эти углы также равны нулю.
Е,. ’ 10 20 30 40 50 60
7.05 14.0 20,7 27.0 32.8 37,8
с,,., ° 7.10 14.4 22.2 30.7 40.1 50.8
0.44 1.8 4.1 7,6 2.3 18.5
Как видно из табл. 3.1, с ростом отклонения оси чувствительно-
сти координатора ОХ. от продольной оси ОХУАБ, происходящего в
плоскости ОХ, У,, увеличивается угол ф, поворота измерительных
осей координатора ОК. и OZ. от вертикальной плоскости ОХ, К,. Эго
явление обусловлено геометрическими свойствами карданова под-
веса и проявляется при ”х"-ооразном расположении осей гиростаби-
лизатора в корпусе УАБ.
Негативное влияние этого явления на процессы наведения УАБ с
таким расположением ЛГСНГ состоит в следующем.
При применении УАБ с ЛГСНГ по баллистическим алгоритмам
или по принципу сброса из линейной зоны экипаж самолета-носи-
теля должен к моменту сброса стремиться направить вектор путевой
скорости на цель. Поэтому вертикальная земная плоскость, в кото-
рой находятся цель, точка сброса и вектор земной скорости УАБ,
является наиболее вероятной плоскостью наведения, а отклонения
от нее из-за ошибок прицеливания, внешних возмущений и разбро-
са параметров УАБ относительно невелики.
При типовом процессе движения УАБ до захвата цели ее полет
происходит по баллистической траектории в вертикальной плоско-
сти сброса или вблизи этой плоскости- Подсвеченное лазерное пят-
но обычно входит в поле зрения ЛГСНГ с нижнего края фотопри-
емника.
В идеализированной ситуации, когда идеально ориентирован-
ная по крену УАБ перемещается точно в створе цели, угол пелен-
га л располагается в вертикальной плоскости УАБ ОХУ и центр
изображения лазерного пятна на фотоприемнике с линейным
смещением Д =ЛеЛ должен находиться в вертикальной плоскости
OX.Y,. В этой ситуации на выходе координатора должен выраба-
тываться управляющий сигнал только в вертикальной плоскости
189
Однако вследствие поворота измерительных осей координатора
ОУ, и OZ, на угол ф, в координаторе вырабатываются сигналы аГ, =
Acos ф,; AZ, = Asin ф,. При этом появляется боковая составляющая
управления, которая выводит УАБ из исходной вертикальной плос-
кости наведения. В результате траектория наведения становится ис-
кривленной в боковом направлении. Такое искривление и удлине-
ние траектории наведения сопряжено с дополнительными потерями
кинетической энергии УАБ, что приводит к ухудшению характери-
стик точности и эффективности оружия.
Очевидно, что расположение гиростабилизатора, при котором в
арретированном состоянии ось его наружной рамы совпадает с осью
ОУ, а ось внутренней рамы - с осью OZ УАБ, не меняет сути явле-
ния, поскольку при таком развороте гиростабилизатора на 90° во-
круг оси ОХ сохраняется "х"-образная ориентация его осей при ста-
билизации УАБ по крану.
Положение меняется, если при "х'-образной стабилизации
плоскостей управления УАБ оси гиростабилизатора ЛГСНГ име-
ют -образную ориентацию. В этом случае прецессия гироста-
билизатора в вертикальной плоскости наведения происходит во-
круг оси OZ УАБ при развороте лишь одной его рамы; при этом
карданные погрешности отсутствуют. Эти погрешности могут
проявляться на участках отработки авиабомбой боковых состав-
ляющих промаха, когда гиростабилизатор прецессирует в "косых"
плоскостях пространства, но эти участки для данного класса УАБ
кратковременны и практически имеют место только в начале
процесса наведения.
Поскольку основная часть наведения УАБ с ЛГСНГ происходит в
вертикальной плоскости, для стабилизируемых в "х"-образном по-
ложении УАБ с позиций динамики процессов наведения следует
предпочесть ориентацию поперечных осей гиростабилизатора
ЛГСНГ по связанным осям УаБ ОУ, и OZ,
В системе наведения врашаюшейся по крену УАБ располо-
жение осей гиростабилизатора может быть любым, но это рас-
положение по отношению к каналам управления должно быть
учтено при формировании сигналов, подаваемых на рулевые
приводы.
Приведем уравнения трехстепенного гироскопа, используемого в
качестве динамического эквивалента реальных конструкций двух-
осных гиростабилизаторов, применяемых в ЛГСНГ. Эти уравнения
записаны относительно подвижной системы координат в форме,
удобной для использования при математическом моделировании
процессов наведения УАБ. Методы вывода уравнений такого гиро-
скопа изложены в [48], [52].
Учитывая, что в модели этого эквивалента должна быть отра-
жена его ориентация в УАБ, в целях конкретизации расположе-
190
ния гиростабилизатора рас-
смотрим вариант, при кото-
ром в исходном положении
ось ОХ, вращения ротора на-
правлена по оси ОХ„ ось OY,
вращения внутренней рамы
совпадает с осью ОУ„ а ось
Отвращения наружной рамы
совпадает с осью OZ, УАБ. Та-
кое расположение гиростаби-
лизатора соответствует '^"-об-
разной ориентации его осей
при "х"-образном положении
каналов управления УАБ от-
носительно горизонтальной
поверхности земли. Далее
приведем также упрошенные
уравнения гироскопа для дру-
гих вариантов ориентации его
На рис. 3.11 показано угловое положение трехгранника OXrY,Z„
связанного с внутренней рамой карданова подвеса, относительно
осей УАБ OX,Y,Z,. Относительное движение трехгранника OX,Y,Z,
определяется угловыми скоростями е3и е,. Составляющими О.,, U„,
U, переносной угловой скорости вращения этого трехгранника яв-
ляются проекции абсолютной угловой скорости вращения ОХ,У,Х,
на оси OXrKZr.
Вращение трехгранника OX,Y,Z, относительно земной систе-
мы координат OXgYgZg происходит с угловой скоростью й, проек-
ции которой оз,,. <о,,, <о., на оси OX,YiZ< связаны с проекциями <о„
<о,, <о, этого же вектора й на оси OXYZ следующими соотноше-
ниями:
шд1 =<о,; со,, =0,707(<1>), +шг); шг, = 0,707(шг -<ох). (3.107)
Уравнения моментов для системы, состоящей из ротора,
внутренней рамы и наружной рамы гироскопа, запишем с уче-
том следующих обозначений: - угловая скорость вращения
ротора гироскопа относительно внутренней рамы карданова
подвеса; J,., J,., J„; J,., J.,, J,„ - полярные и эквато-
риальные моменты инерции соответственно ротора, внутренней
и наружной рам карданова подвеса; р = Qp -ея sine,, +U„; р, =
-е8 sine, +U„; г, = е9 cose, +ия - проекции абсолютной угловой
скорости вращения ротора ^внутренней рамы на оси OXrY,Z,'.
М„, М., — моменты внешних сил, действующие соответственно
вокруг осей ОУ, и OZ,.
191
Уравнения гироскопа в кардановом подвесе относительно под-
вижной системы координат OXtY,Z, имеют вид:
•ЕЭ sine,
(3.109)
Составляющие U„, U,„ U„ U'„ переносной угловой скорости вы-
ражаются через проекции <i>„, to,,, угловой скорости связанного с
УАБ трехгранника OX,YtZ, или с учетом (3.107) через проекции ш„
со,, ш на оси OXYZ следующим образом:
U„ =<i>,, cose, cose, +<0,1 sine, cose, -шг| sine, =
=<0, cose,cose, +0,707Щвз, +iOj)sine8 cose, -(шг -to,)sine,].
= -0», sine, +0,7071(to, +<o,)cose8.
(3,110)
U- =ыД| coss, sine, +ы,| sine, sine, +<ог| cose, =
= tax cose, sine, +0,7071[(io, +<ot)sine, sine, +(<o,
U'„ =<oX| cose, +ш,| sine, =w, coses +0,707l(u>, +<i>,)sine8.
Рамы гиростабилиэатора ЛГСНГ вращаются вокруг своих
осей под действием моментов М„ и М„ обусловленных возму-
щениями и сигналами целеуказания или слежения. Контуры си-
ловой или индикаторно-силовой стабилизации в представлен-
ных уравнениях эквивалента гиростабилизаторов ЛГСНГ не от-
ражены по указанным выше соображениям, а "уход" гиростаби-
лизатора под воздействием совокупности возмущающих факто-
ров имитируется в модели включением в формулы моментов М„
и М„ случайных составляющих, соответствующих паспортным
данным на прибор.
192
ных задач уравнения (3.108) и (3.109) можно упростить, исключив
из них слагаемые, не оказывающие существенного влияния на ди-
намику слежения ЛГСНГ за целью. В исследованиях процессов на-
ведения УАБ методами математического моделирования, как пра-
вило, достаточно ограничиться упрощенными уравнениями гиро-
стабилизатора в следующей форме:
' )
.COSE, Н
Г ма
\//cose.
(3.111)
В уравнениях (3.111)// = J^> = /„Q, — кинетический момент ги-
роскопа, а величины Де8 и Де, определяют собственную скорость
прецессии гироскопа, т.е. его "уход’’. В статистическом моделирова-
нии эти величины принимаются случайными согласно паспортным
характеристикам гиростабилизатора Переносные скорости и„ и
идентичны переносным скоростям (3.110).
В варианте расположения гиростабилизатора, при котором в
исходном положении ось его наружной рамы совпадает с осью
ОК. а ось внутренней рамы — с осью OZ, УАБ, при выводе урав-
нений гиростабилизатора меняется последовательность поворотов
оси ОХ;, первый поворот осуществляется на угол вокруг оси ОХ,
наружной рамы, а второй — на угол е„ вокруг оси OZ, внутренней
рамы. Для этого варианта расположения гиростабилизатора его
упрошенные уравнения и переносные скорости имеют следую-
щий вид:
(3-112)
Uyr =-<U,| COSE, sin 6 5 +0>,| COSE s +CU -| SirtEj Sin E, =
= -o), cose, sinE3 +0,707ll(w, +u>:)cose3 +(<>, -a>,)sins9 sine, I;
=<o„ sine, +<ог1 cose, =
=шд sine, +0,707l(<o. -o^cose,.
(3.113)
193
Упрощенные уравнения (3.112) и (3.114) с соответствующими
выражениями для переносных скоростей U,, и J- относятся к
двум вариантам "+"-образной ориентации осей вращения гиро-
стабилизатора при "х"-образном положении каналов управления
=-u>, sine8 +шу cose8;
Uп = со, cos63 sin е +<oz sin е э sine,, +сог cosev.
(3114)
Если же ось наружной рамы гиростабилизатора совмещена с
осью OY, то можно пользоваться упрошенными уравнениями вида
(3.112) с заменой М,, на М и формулами переносных скоростей
U =-юх cose, sine8 +to, coses +<o . sine8 sine„; (3 115)
U-, = ы, sinc„, +<o. cose,,.
3.S.2. Формнрававне сигналов гиростабилизированвых ЛГСН
Преобразование импульсных оптических сигналов в выходные
электрические сигналы ЛГСНГ определяется комплексом обстоя-
тельств, включающим условия работы ЛГСНГ в составе УАБ, тех-
нический уровень элементной базы, экономические и другие
факторы. Поэтому возможные схемы обработки сигналов гиро-
стабилизированных ЛГСНГ разнообразны и их следует рассмат-
ривать на конкретных образцах. В качестве примера, даюшего
представление о схемном построении электронных трактов голов-
ки и иллюстрирующего подходы к математическому описанию
процессов формирования выходных сигналов ЛГСНГ, рассмот-
рим модель ЛГСНГ, разработанной Азовским ОМЗ для стабили-
зируемой по крену УАБ.
У этой ЛГСНГ в исходном состоянии оси ОгХ,Уг2, гиростаби-
лизатора совпадают с осями связанной с УАБ системы коорди-
нат Ои,У,Д. При этом ось наружной рамы гиростабилизатора
параллельна оси ОУ,, а ось внутренней рамы параллельна оси
OZ, УАБ.
В процессе слежения за целью ось ОД отклоняется от оси ОХ, на
углы е„, е». Оси ОфпЛ'отУ'фпИфп фотоприемника этой ЛГСНГ развер-
194
нуты по отношению к осям на номинальный угол i = —45°, а
производственные погрешности установки ФП характеризуются уг-
лами Дч»,, ДЭ„ Ду,. Последовательность этих поворотов показана на
рис. 3.5. Координатором этой ЛГСНГ является восьмиплощадоч-
ный фотоприемник.
На рис. 3.12 представлена структурная схема модели рассматри-
ваемой ЛГСНГ. По этой структуре видно, что в ЛГСНГ имеется два
тракта обработки входных импульсных сигналов, один из которых
предназначен для сигналов с наружных площадок ФП, а второй —
для сигналов с его внутренних площадок. Каждый из этих трактов
имеет четыре канала, причем каждый канал служит для обработки
сигналов со "своей" площадки. Далее в тексте индексы "н” и "в” обо-
значают принадлежность сигналов соответственно трактам наруж-
ных и внутренних площадок.
Обычно лазерное пятно входит в поле зрения ЛГСНГ с пери-
ферии, попадая на наружные площадки ФП. Если энергия вход-
ных импульсов превышает порог чувствительности ЛГСНГ, то
вырабатывается команда К,, (захват цели головкой) и начинается
процесс слежения ЛГСНГ за целью, при котором пятно переме-
щается от периферии ФП к центру. После входа пятна во внут-
ренний круг ФП вырабатывается команда К,, (совмещение цен-
тральной части ФП с целью) и тракт наружных площадок в целях
снижения шумового и помехового фона отключается от цепей
формирования сигналов слежения и выходных сигналов ЛГСНГ.
Математическая модель этих и других операций организована
следующим образом.
До момента входа пятна в поле зрения ЛГСНГ в каждом из
трактов имеются только шумы ФП и усилителей. Шумовой
сигнал на выходе каждого из четырех квадрантов ФП до выра-
ботки в момент времени t,, команды К,, определяется суммой
шумовых составляющих внутреннего сектора и наружного сег-
мента.
При отсутствии солнечной засветки средний уровень шума
1/ш и наружных сегментов примерно в 1,5 раза превосходит сред-
ний уровень шума 1/ш, внутренних секторов. В модели значения
шума с наружных и внутренних площадок z-го квадранта ФП
имитируются в виде сумм номинальных (средних) и случайных
составляющих:
t/0,H, “t/ши +At/,„H,; (/ша, =(/,„„ +Д1/ШВ,- (3.116)
Случайные составляющие д£/ш, разыгрываются при статистиче-
ском моделировании в соответствии с нормальным законом распре-
деления относительно нулевого математического ожидания при
среднеквадратических отклонениях оДС/,, и <тД1/ш.. После выработ-
ки команды К,, наружные сегменты ФП отключаются от цепей фор-
195
196
Системы наведения УАЬ с лазерными f СН
197
мирования сигналов наведения, что сопровождается соответствую-
щим снижением уровня шума.
При наличии лазерного пятна на ФП шумовые сигналы и
действуют на входах предварительных усилителей в совокупно-
сти с полезными сигналами 4/оп,. Полезные сигналы на выходах
ФП, обусловленные световым потоком Ф„ и распределением изо-
бражения пятна по квадрантам ФП S/Sr, определяются выражения-
ми, отражающими преобразование оптических сигналов в электри-
ческие. Полезные сигналы на выходах i-x квадрантов равны:
Коэффициент Кф,„ В/Вт, характеризует преобразование фото-
приемником световой энергии в электрическую, а ДЛоп, — случай-
ная безразмерная величина нормального распределения со средне-
квадратическим отклонением оДАГфп, характеризующая разброс чув-
ствительности площадок ФП.
В процессе сближения УАБ с целью или вследствие действия по-
мех возрастает энергия входных световых сигналов, что вызывает
увеличение сигнала Um в контурах автоматической регулировки
усиления. Сигнал U*„ влияет на значения коэффициентов основ-
ных трактов ЛГСНГ.
При превышении сигналом 4/.ге порога порогового устройст-
ва ПУ4 с выхода этого устройства подается сигнал Unw в цепи пита-
ния ФП. В результате этого уменьшается его чувствительность, что
в модели формализуется алгоритмом изменения коэффициента пе-
редачи КФГ1:
при 1/„
Кфгк — начальное значение коэффициента КФГ1-, = 1 [ 1/В].
До выработки команды К.,, т.е. при 0 < t< Г,„ в трактах наружных
и внутренних площадок на выходах предварительных усилителей
при частоте подсвета 10 Гц с интервалом повторения 0,1 с выраба-
тываются сигналы:
=*’1(1 +д*и Х^ФП; Urwu = И +д*’ц)((/шв|);
при (Л,) 2 Д < (Л, + г):
^ПУт = *1 (I +Д*|;)((/ФП;
1^пу» = *|(1 +А*Ч1 )((/фП, +U iuw)l
198
при Д < R,:
t/пуяг = АГ,(| +ДАГ|,)(Ушн<); = ^1 (I + ДАГ|, )(£Л»Пг
где ДА-,, — случайная безразмерная величина нормального распре-
деления со среднеквадратическим отклонением оДАГ,, характери-
зующая технологический разброс значений коэффициента А',; Д —
расстояние от центра ФП до центра изображения лазерного пятна
на плоскости ФП; R, R:, — соответственно радиусы внутренней и
наружной частей ФП.
Сигналы Um„, и ограничиваются уровнем 44Ф1.
Приведенная зависимость сигналов 1/,|Ун. и (/1|у„ от величины д
определяется положением пятна на наружном или внутреннем уча-
стках ФП, поскольку уровни этих сигналов зависят от того, на ка-
кой площадке ФП вырабатывается полезный сигнал
Коэффициент передачи А, предварительных усилителей является
функцией сигнала 4/ЛРУ контура АРУ. Эта функция в модели аппрок-
симируется зависимостью вида
Длительность t/erl, определяется длительностью отраженного ла-
зерного импульса, попавшего на фотоприемник ЛГСНГ. Сигналы
t/п», представляют собой импульсы полезной составляющей Уфг1,
длительностью 1...2 мкс, накладывающиеся на непрерывно дейст-
вующий шум
В каждом из трактов сигналы с выходов предварительных усили-
телей поступают на импульсные усилители с коэффициентами уси-
ления А.(1 -I- ДАТ;,), выходные сигналы которых ограничиваются
уровнем U„tl и затем подаются на усилители с коэффициентами
А",(1 + и уровнем ограничения
1^»,» +ДАГ;, )Упун,, 4/нун,
Uw -Ajfl+AAjJl/nya,
Ьн» =л 3(1+ДЛ1 )U„^, SV^j.
Коэффициенты А, импульсных усилителей, как и коэффициенты
К, предварительных усилителей, являются функциями сигнала Um,
поскольку эти усилители включены в контуры АРУ. Зависимость
значений коэффициента А, от сигнала Um имеет форму спадающей
с ростом Ufn кривой с участками различной кривизны. Подобные
199
зависимости можно аппроксимировать, разбив рабочий диапазон
аргумента на характерные участки.
В модели ЛГСНГ диапазон О...и^лП возможных значений £/лр,
разбит на шесть участков, на одном из которых значение К: посто-
янно, на двух имеет линейно спадающий характер и на трех осталь-
ных — экспоненциально спадающий.
Номинальное значение коэффициента Ку является постоянной
величиной.
Параметры ДА",,, являясь случайными величинами нор-
мального распределения, характеризуют возможный разброс зна-
чений К, и К,.
Сигналы С/,„ в трактах наружных сегментов и сигналы в трак-
тах внутренних секторов со всех четырех квадрантов ФП суммиру-
+^нн«);
Uz,, 0 = АГг|(1/и 9| +U„t} +l/HDj +£/„ н)-
KL, — коэффициент передачи сумматоров в цепях формирования
команд К„ и К.,.
Команда Л,.формируется при i > t„„ в момент времени t = t.,. если
в трех последовательных импульсах с интервалом между ними 0,1 с
выполняется условие Uc„. > U„. или 4/г„, > ил. По требованиям безо-
пасности наведение УАБ разрешается начиная с момента времени
после отделения от самолета-носителя. Здесь и - пороговые
значения пороговых устройств ПУ5 и ПУ6. Уровни порогов и„, и Ил
подбираются из условия недопущения выработки команд и К,, из-
за наличия шумов. Формирование команды Af„ (захват цели головкой
самонаведения) по трем последовательным входным импульсам про-
изводится с целью повышения надежности этой команды.
Команда К,, вырабатывается тогда, когда уже сформирована ко-
манда К„ и сигнал £/v„, > 1/„. Это происходит только после попада-
ния изображения лазерного пятна во внутренний круг ФП. По ко-
манде тракты наружных площадок отключаются от формирова-
ния сигналов наведения и сигналов АРУ путем разрыва цепей нор-
мальнозамкнутых реле Р1 и Р2.
Помимо использования сигналов (/„„ и 4/,. в цепях формирова-
ния команд и К,, эти сигналы подаются на входы пороговых уст-
ройств ПУ1 с порогом срабатывания На выходах ПУ1 в трактах
наружных и внутренних площадок имеем:
4/„ =
JO при |4/нв,|24/„1(1+Д4/|||,);
U4(1+AA44,)((/„,,,-4/п1(1 + д4/п|,)) при ]£/н,„|>{/л,(l + At/j,!,);
200
-им(I + At/nh)) при |l/Hlk|>4/„i<l+Af/II|,).
Сигналы 1/„ и U. /-го квадранта суммируются:
Затем производится суммирование сигналов U, со всех квадран-
тов фотоприемника:
Сигнал U. используется в контурах АРУ и в цепях формирования
сигналов наведения.
Для использования в контурах АРУ сигнал 14 пропускается через
усилитель с коэффициентом передачи разброс значений кото-
рого характеризуется случайным параметром ДА4>:
Сигнал t/ZI поступает на вход порогового устройства ПУ2 с уров-
нем порога (7„>, и на выходе ПУ2 имеем:
Получаемый на выходе ПУ2 сигнал Um пропускается через два
апериодических фильтра. На временном интервале Т„ = 0,1 с между
двумя последовательными импульсами на выходе первого фильтра
(Ф1) с постоянной времени Гф1 происходит экспоненциальный раз-
ряд конденсатора, а на втором фильтра (Ф2) с постоянной времени
ГФ1 сигнал по соответствующей экспоненте нарастает. В модели это
формализовано операцией численного интегрирования:
где 1/^ — предыдущее перед текущим шагом интегрирования значе-
ние сигнала Уф|; Z/ф, — скорость изменения сигнала l/w; Г — посто-
янная времени фильтра Ф1; Utl - выходной сигнал этого фильтра.
Сигнал Ut! на выходе второго фильтра вычисляется с использова-
нием следующих уравнений:
4/фг -Фф1 _^Ф2)/Тфг;
201
где Uf,2 — скорость изменения сигнала Utl; Ut№ — предыдущее перед
текущим шагом интегрирования значение сигнала U^; ft! - посто-
янная времени фильтра Ф2.
Соотношение постоянных времени фильтров Т4г/Тф| = 26. Интег-
рирование процессов в обоих фильтрах первого контура АРУ произ-
водится с шагом Дг = 0,01 с.
Сигнал £/,Р„ первого контура АРУ определяется по формуле
Второй контур АРУ организован посредством последователь-
ного соединения порогового устройства ПУЗ, имеющего порог
срабатывания U„>, и двух фильтров ФЗ и Ф4 с постоянными вре-
мени Гф! и 7L. Соотношение постоянных времени фильтров
Т^Тф1 = 3176.
При поступлении на вход второго контура АРУ полезного им-
пульсного сигнала длительностью 1...2 мкс его фильтр ФЗ с посто-
янной времени ТФ1= 0,000085 с практически мгновенно заряжается
и Очень быстро разряжается. Время разряда составляет примерно
ЗТФ, = 0,00026 с. В результате практически весь период повторения
длительностью 0,1 с импульсная составляющая входного сигнала не
оказывает влияния на уровень выходного сигнала второго контура
АРУ. Однако помимо импульсной составляющей на вход второго
контура АРУ поступает шумовая составляющая, которая является
непрерывной. Именно эта составляющая определяет уровень вы-
ходного сигнала £/лте; второго контура АРУ.
Для вычисления шумовой составляющей сигнала Umlee необхо-
димо выделить из входного импульса, представляющего сумму по-
лезного сигнала и шума. С этой целью в модели определяются "ко-
эффициенты шума” Кт. и характеризующие долю шума в пол-
ных импульсных сигналах наружных и внутренних площадок фото-
приемника:
ПРИ Лв<Д<(Лн+г) или
Я,„н =1 при Д < Я,;
Кшэ /L^nsJ при Д<Я„ или
Кт, =1 при Яе <Д£(Я„ +г).
где = 1/ф„, + Un, = Uw, + 1/_.
202
Коэффициенты К^,
нужны для определения сигналов
Уьгш» — и^Ьгя' ^luui - a^txi а'
которые используются в логике формирования шумового входного
сигнала устройства ПУЗ:
(0Л7(/Ьгшн при
Ри IU10 ПРИ 0.67£/£,1Ш„ < Grille-
Уровень выходного сигнала ПУЗ и выходной сигнал второго кон-
тура АРУ в модели вычисляются следующим образом:
I J°
пу'
при Un^U^il+AU,,,);
при £/вхп3 >(/„ч(1+Д(/Г13).
Прохождение шумового сигнала через фильтр Ф4, состоящий
из последовательного соединения сопротивления г, с параллельно
включенными сопротивлением г, и емкостью С, опишем здесь с
использованием теории переходных процессов в электрических
цепях.
Выходной сигнал фильтра Ф4 представляет собой сумму вы-
нужденной (установившейся) и свободной составляющих:
На первом после срабатывания ПУЗ интервале в 0,1 с имеем:
U^i=0)=0; А=—1/ф.(г=0,1)=-^-4/г1у3(1-еч-|/').
Л +Г2 Л +г2
На втором интервале в 0,1 с между двумя входными импульсами,
т.е. при t = 0,1—0,2 с, имеем:
А =11 & (I =0,1)--—t/nvs =--—^пуз*ч1'1/';
Л *'1 Л +Г2
4/фа (г -0,1. ..0,2)--—(/пуз +[^ф4 (t —0,1)----—(^пуз
Л+гг Л+Л
1/ф,(/=0,2)=-^-£/пуз(1-е-о-|/')+(/4й('=0,1)е^|/'.
203
Таким же образом определяется 4/^(0 на последующих интер-
валах, равных 0,1 с. Влияние контуров АРУ на прохождение сиг-
налов по трактам наружных и внутренних площадок проявляется
в моменты появления входных импульсов ЛГСНГ, т.е. с частотой
10 Ги. Поэтому в модели достаточно определить значения сигна-
лов в контурах АРУ с периодичностью 0,1 с, сохраняя это значе-
ние постоянным вплоть до конца следующего периода. Значение
сигнала для конца л-го периода можно записать следующим
образом:
В этом выражении 4/гу> — это сигнал на входе в фильтр Ф4 в тече-
ние временного интервала [п - 1, л[; - I) — значение выходного
сигнала этого фильтра в конце периода п - I.
Выходной сигнал второго контура АРУ Uw. = Клп!и^.
Выходные сигналы обеих цепей АРУ суммируются на входе уси-
лителя с уровнем ограничения
ЧАРУ ~^АРУ| +^АРУ:; ЧАГУ ^^огрАРУ-
Сигнал Um используется для регулировки коэффициентов К„ К,
трактов обработки сигналов наружных и внутренних площадок фо-
топриемника. Кроме того, он подается на пороговое устройство
ПУ4, выходной сигнал 4/п„ которого оказывает влияние на коэффи-
циенты Кт’.
У (О при 1/Ару £4/В4(1+Д1/м);
1(44 ару -4/ц4<1+Д4/п4))(1+Д^л4) при 4/д₽у >4/„4(1 +Д44п4).
Помимо функционирования в контура АРУ сигналы U, и U. ис-
пользуются в контурах слежения и участвуют в формировании вы-
ходных сигналов ЛГСНГ.
Сигналы усилителей-нормирователей УН1 и УН2с коэффициен-
тами усиления Ку„ в модели вычисляются по формулам
4:l=KyH{Ut -1/3)(1+ДЛун)/1/Е;
44,i =*ун(У2 -4/4)(1+ДАГун)/4/£.
Сигналы 4/.,, U,, в блоке логики и усиления ограничиваются
уровнем (/„„ и подаются через усилители мощности с коэффици-
ентами передачи Af, „ на моментные датчики, токовые сигналы ко-
204
торых I, вызывают прецессию гиростабилизатора в процессе
слежения Лгснг за пятном:
/:1 = KyM(l+^>M1)£/tl;
/>1 = “Л",м (I+ДЛ'у м2 )£/Г1>
е8 = Кг(1 +ДЛ’,|)/Г| /coss8 -U., +Да8; ьм =-6°+Дам;
в¥ -(К,(]+ДК,г)/, -t/x)/cose8+dsv; sv0 =dsv0.
Коэффициент АТГ, °/с-мА, учитывает кинетический момент гиро-
стабилизатора и действующие на гиростабилизатор моменты, разви-
ваемые моментными датчиками.
Значение коэффициента К,, изменяется по команде Kir:
\ при r<zcr;
[Кум2 при t>lCT,
где tlr — момент выработки команды Кс,.
Величина Л(м,в 1,75 раз больше величины ЛГ,м1. Это вызвано необ-
ходимостью быстрого устранения начального рассогласования по
углам пеленга при i„ < t < и обеспечения качественного слежения
за целью при i > tt,.
Параметры а,, с, являются углами пеленга в тангажной и попе-
речной плоскостях, а параметры сэ,с„ — скоростями их измене-
ния. Начальные значения см и сЛ характеризуют выставку оси чув-
ствительности ЛГСНГ на угол -6° в плоскости тангажа и погреш-
ности электрического арретирования. Отклонение оси координа-
тора на угол = -6° вызвано стремлением повысить вероятность
захвата цели.
Величины &U„,, &U„, &K„t, ДАТ,,,,, ДАГ,.;, ДА’,|, ДК,,,
оДсм, аДс,0, сДс8, оДе¥ в уравнениях ЛГСНГ характеризуют раз-
брос соответствующих параметров. При статистическом модели-
ровании они подвержены нормальному распределению с задан-
ным среднеквадратическим отклонением.
Параметры U,, Ц. являются переносными скоростями, отражаю-
щими угловые движения УАБ, которая представляет собой для
ЛГСНГ подвижное основание.
При исходном горизонтальном положении УАБ оси наружной и
внутренней рамок гиростабилизатора имеют "+"-образную ориента-
цию, а каналы управления расположены "х"-образно. Сигналы
ЛГСНГ, отражающие угловые скорости слежения за пятном в про-
205
екциях на оси гиростабилизатора, определяются следующими выра-
жениями:
(О при /<гС|;
При l>tcr.
Сигнал уставки {/>гт, предназначенный для действия в тангажной
плоскости, формируется следующим образом:
I"
^>vt +A^yct)
при /<!„;
при i>tit и ГХ,<Г!1О;
при i>t„ и Г,г >Г,к>,
где Т - враменной интервал от момента сброса УАБ до момента /„
выработки команды К р; Грг0 — значение временного интервала, ко-
торое служит в качестве признака для разделения режимов приме-
нения УАБ по крутизне траекторий наведения.
Сугь такого формирования сигнала уставки состоит в том, чтобы
организовать разные уровни этого сигнала при применении УАБ с
малых и больших высот. При баллистическом сбросе с малых высот
захват цели происходит вскоре после момента сброса (Т„ s Т,п) и
УАБ имеет пологие траектории наведения, а при бомбометании с
больших высот увеличивается длительность палета до момента за-
хвата цели (Т„ > Т,ю) и одновременно возрастает крутизна траекто-
рии на участке наведения. Поскольку назначение сигнала уставки
состоит в обеспечении благоприятной формы траектории наведе-
ния со стремлением увеличить ее крутизну на конечном участке, то
уровень уставки при пологих траекториях должен быть выше, чем
при крутых углах подлета к цели с больших высот.
При законе формирования сигнала уставки по признаку длитель-
ности интервала Т„ осуществляется релейное разделение режимов
применения УАБ на группы больших и малых высот сброса. Уровни
уставок и и,„. подбираются на этапе синтеза закона наведения,
причем U„, > и„..
Поскольку каналы управления изделия повернуты относительно
измерительных осей ЛГСНГ по крену на угол 45°, сигналы управле-
ния ЛГСНГ преобразуются к плоскостям управления каналов 1 и 2:
У»: -0,707(У11г| +Utyi
У,г -0,707(1/11г1 -Un„ +1/^).
206
Положительное направление сигнала {/,, выбрано противопо-
ложным положительному направлению проекции Я, вектора угло-
вой скорости линии визирования цели на ось ОКУАБ для согласо-
вания с принятой полярностью входов системы управления, и это
учтено в выражении для сигнала U...
Выходные сигналы в каналах ЛГСНГ формируются
пропусканием сигналов U,.. UK! через апериодический фильтр Ф5 с
постоянной времени Тф1:
tfrcHi =(^xi -Угсн|)/7*з;
^гснг =(VKi -i/rcHil/Tisl Uhmi =УгснгДг-
3.6. Системы самонаведения УАБ без контуров стабилизации
Наиболее простые и дешевые УАБ с лазерными системами наве-
дения не имеют систем стабилизации угла крена и поперечных пе-
регрузок. Самонаведение таких УАБ строится с использованием
флюгерных и гиростабилизированных лазерных головок, а также
комбинированных ЛГСН, гиросгабилизатор которых устанавлива-
ется во флюгере. Сигналы головки самонаведения усиливаются по
мощности и подаются непосредственно на рулевые приводы. При
релейной флюгерной ЛГСН рулевые приводы тоже могут быть ре-
лейными, при линейной гиростабилизированной или комбиниро-
ванной головке в целях рационального использования ее информа-
ции желательно иметь линейные приводы.
Предельно простой аппаратурный состав такого рода УАБ при-
влекателен невысокой стоимостью, но в то же время требуется про-
ведение определенных мероприятий при проектировании аэроди-
намического облика УАБ, конструировании ЛГСН и приводов,
производстве корпуса, операция и рулей УАБ. Техническая сущ-
ность этих мероприятий заключается в следующем.
Вследствие отсутствия канала стабилизации угла крена в процес-
се всего полета УАБ может вращаться вокруг своей продольной оси
из-за аэродинамической асимметрии корпуса, крыльев и рулей, а
также под воздействием моментов "косого обдува", возникающих
при различии углов атаки в каналах управления. Поскольку конту-
ров стабилизации в каналах управления нет, ограничение колеба-
тельности в поперечных движениях необходимо обеспечить сочета-
нием конструктивных параметров корпуса и операция УАБ с харак-
теристиками ЛГСН и привода.
Реакция УАБ на ступенчатообразные сигналы ЛГСН при отсут-
ствии аппаратурных средств обеспечения качества переходных
процессов обычно имеет колебательный характер с перерегулиро-
ванием. В таком "неуправляемом” переходном процессе набора по-
перечной перегрузки нельзя допустить попадание ЛГСН на меха-
207
нические упоры. Поэтому угловые движения УАБ в каналах управ-
ления должны быть согласованы с располагаемыми углами про-
качки ЛГСН.
В существующих конструкциях флюгерных головок углы про-
качки ограничиваются значениями ±15.-.25°. Диапазон ограниче-
ний по этому параметру существующих гиростабилизированных
ЛГСН в принципе шире, но следует учитывать, что увеличение ут-
ла прокачки сопряжено с усложнением и удорожанием головки.
Для создания дешевой УАБ необходимо использовать простую по
конструкции ЛГСН, имеющую сравнительно небольшие углы про-
качки, а это в свою очередь связано с существенными ограниче-
ниями углов атаки УАБ.
Еше одним фактором, требующим уменьшения рабочих углов
атаки, является вращение УАБ по крену, поскольку при враще-
нии УАБ вокруг продольной оси имеет место скручивание испол-
нительного действия относительно измерительного. Суть этого
явления состоит в том, что измерение сигнала наведения голов-
кой происходит в одном направлении, а реакция УАБ на этот
сигнал в виде поперечной перегрузки вследствие запаздывания
набора угла атаки и поворота УАБ по крену действует в другом
направлении. Чем больше запаздывание и выше скорость враще-
ния по крену, тем сильнее скручивание и тем более негативно
этот фактор влияет на точность наведения. Уменьшение разви-
ваемого угла атаки сопряжено с сокращением времени на дости-
жение этой величины и уменьшением абсолютного значения пе-
ререгулирования.
В связи с этим необходимо по возможности сократить время
достижения потребной перегрузки, не допустив при этом попада-
ние ЛГСН на упоры, и уменьшить угловую скорость УАБ по кре-
ну. Средствами решения этой задачи в УАБ без контуров стаби-
лизации являются аэродинамические параметры авиабомбы и ха-
рактеристики рулевого привода, поскольку угловые движения
УАБ в поперечных плоскостях и по крену определяются в основ-
ном размерами и положением оперения и рулей, а также значе-
ниями угла и угловой скорости отклонения рулей. Поэтому при
проектировании аэродинамического облика и рулевого привода
УАБ необходимо подобрать такую совокупность аэродинамиче-
ских свойств объекта управления и параметров привода, при ко-
торых будут обеспечены возможности эффективного устранения
текущего промаха.
Поскольку подъемная сила практически пропорциональна уг-
лу атаки, уменьшение располагаемых углов атаки посредством
ограничений только угловых отклонений рулей сопровождается
соответствующим снижением возможностей по устранению те-
кущих рассогласований между вектором скорости УАБ и на-
правлением на цель. Поэтому уменьшение углов атаки необхо-
208
димо в основном обеспечивать развитием хвостового оперения в
сочетании с размерами рулей и мощностью рулевых приводов,
что способствует как повышению статической устойчивости, так
и достижению потребного уровня поперечных перегрузок объек-
та управления.
Как показывает практика создания УАБ рассматриваемого ти-
па, сочетание требований по обеспечению удовлетворительных
аэродинамических свойств УАБ при ограничениях по допусти-
мому уровню углов атаки наиболее успешно реализуется в аэро-
динамической схеме "утка" с максимально развитым размахом
крыльев и рулей. При этом уровень развития крыльев ограничи-
вается условиями подвески под носитель и некоторыми другими
конструктивными обстоятельствами (например, потребными
прочностью и жесткостью конструкции), а размеры рулей -
мощностью привода и рядом конструктивных и аэродинамиче-
ских факторов. К этим факторам относятся прежде всего рас-
стояние рулей от центра масс и крыльев УАБ и шарнирные мо-
менты на рулях.
Максимально возможный размах крыльев, подобранная цен-
тровка УАБ с максимальным углом отклонения рулей позволяют
получить выигрыш в нормальной и поперечной силах при допус-
тимых значениях развиваемых углов атаки. Кроме того, уменьше-
ние углов атаки сопровождается снижением силы лобового сопро-
тивления, в результате чего более экономно расходуется начальная
энергия и УАБ движется с большей скоростью. Развитие оперения
также увеличивает демпфирование УАБ, что сглаживает переход-
ные процессы набора перегрузки в каналах управления (снижается
степень колебательности) и уменьшает угловую скорость врашения
по крену.
Созданию УАБ по схеме "утка’’ способствует конструктивная воз-
можность расположения ЛГСН и рулевых приводов водном отсеке,
что, кстати, делает удобным переоборудование неуправляемых
авиабомб в самонаводяшиеся. Достоинством схемы "утка" является
также тот факт, что в установившемся состоянии подъемная сила
руля действует в том же направлении, что и подъемные силы крыль-
ев и корпуса, в результате чего общая подъемная сила УАБ возраста-
ет (в схеме 'бесхвостка'', например, подъемная сила руля вычитается
из подъемной силы крыльев и корпуса). Это тоже способствует воз-
можности получения требуемых для успешного наведения перегру-
зок на минимальных углах атаки.
Поскольку основными причинами вращения УАБ по крену
являются факторы аэродинамической асимметрии, мероприятия
по развитию оперения должны сопровождаться повышением
требований к максимально возможной по производственным и
экономическим обстоятельствам симметрии объекта управле-
ния. Это особенно важно в связи с увеличением размаха опере-
209
ния, так как перекосы развитого оперения увеличивают уровень
возмущений.
Таким образом, для УАБ без контуров стабилизации в каналах
крена и управления вопросы развития оперения и минимизации
асимметрии объекта управления приобретают гораздо большее зна-
чение, чем для УАБ с автопилотом, поскольку у них нет аппаратур-
ных средств парирования возмущений.
При создании простейших УАБ имеет место тенденция перехода
от флюгерных ЛГСН к гиростабилизированным и комбинирован-
ным. Хотя флюгерные ЛГСН несколько дешевле, они уступают ги-
ростабилизированным головкам по техническим возможностям
достижения более высокой точности наведения. Физическая сущ-
ность основных недостатков флюгерных ЛГСН и преимуществ са-
монаведения УАБ с использованием гиростабилизированных голо-
вок будет рассмотрена в подразд. 3.8.
Существует опыт проектирования образца УАБ калибра 250 кг,
выполненного по аэродинамической схеме "утка” и имеющего в со-
ставе бортовой аппаратуры лазерную головку самонаведения, два
газовых рулевых привода и источники электрического и газового
питания. При разработке были исследованы его тактико-техниче-
ские возможности в случае двух вариантов размаха крыльев <0,77 и
1,10 м) и двух типов Л ГСН (флюгерной и гиростабилизированной).
Математические описания головок самонаведения, ориентиро-
ванных осями своих кардановых подвесов по связанным осям OYи
OZ УАБ, приведены в подразд. 3.4 и 3.5. Флюгерная ЛГСН имела
поле зрения в пределах ±17° и углы прокачки в пределах ±24°, а ги-
ростабилизированная — поле зрения ±15° и углы прокачки ±17,5°. В
каждом варианте усиленные по мощности сигналы ЛГСН подава-
лись на соответствующие входы газовых приводов, структурная схе-
ма которых показана на рис. 3.13. В каждом канале управления при-
вод отклонял оба руля канала.
210
Работа привода описывалась следующими уравнениями:
и„, -и™ t/P„i Я]-. t/p„, =t/p„,ar;
и^-{Ку.и9,л-иуж)Тук-, иу.-()уидг,
-К^, F„, F„, <Fm„.
м„, = F,.,R. r; M„,=m„,(a,Sri.M)qSpLri;
Мр=М„т-Ма,-Мд-.
8р=8рДг; 8р=8рДГ, |8p|<8pmBt; l/„x =АГОХ8Р.
В этих уравнениях UnM — сигнал ЛГСН; 1}а„ — сигнал обратной
связи; К, и Г, — соответственно коэффициент передачи и постоян-
ная времени фильтра; К,, и Г,,, - коэффициент передачи и постоян-
ная времени усилителя мощности; Р — давление газа; К„ и К„, - ко-
эффициенты преобразования давления газа Р и электрического на-
пряжения V в силу Fn;, F^, — максимальное значение силы
М„, - момент от действия силы F,, на плече R„,; - момент инер-
ции рулей канала; М,и Мл- шарнирный и демпфирующий момен-
ты; 8Р - угол отклонения рулей канала; 8ргш - максимальное значе-
ние отклонения рулей.
Исследования показали, что при размахе крыльев 0,77 м никаки-
ми конструктивно реализуемыми вариациями положения рулей от-
носительно центра масс УАБ, размеров рулей и значений их углов
отклонения не удается обеспечить приемлемую точность наведения
при обоих типах ЛГСН.
При размахе крыльев 1,1 м ситуация с точностью наведения
существенно улучшается. В этом конструктивном варианте
крыльев точность наведения УАБ становится удовлетворитель-
ной с позиций соответствия типу ЛГСН. Оценки точности наве-
дения этой УАБ при вариантах ее оснащения флюгерной и гиро-
стабилизированной головками самонаведения будут приведены
в подразд. 3.8.2.
В последнее время появились УАБ с комбинированными
ЛГСН, которые по своему устройству и измеряемым параметрам
являются гиростабилизированными, но установленными на
флюгере. Такая конструкция ЛГСН позволяет использовать ги-
роскоп с малыми углами прокачки, поскольку механическая
развязка головки от корпуса УАБ осуществляется в большей ме-
ре флюгером.
Наиболее целесообразно применять комбинированные ЛГСН в
УАБ, у которых нет автопилота, поскольку для таких УАБ характер-
на повышенная колебательность объекта управления с увеличенной
опасностью достижения упоров ЛГСН.
При сбросе УАБ ось чувствительности координатора на зааррети-
рованном гироскопе совпадает с продольной осью флюгера. Обыч-
но на траектории баллистического полета УАБ захват подсвеченной
цели широкопольной головкой происходит на краю поля зрения.
Дальнейший проиесс наведения можно организовать следующим
образом.
В момент захвата цели гироскоп не разарретируется, а сигналы с
его координатора подаются на рулевые приводы. Это означает, что
процесс наведения начинается по методу погони, поскольку при за-
арретированном гироскопе координатор жестко связан с флюгером
и его сигналы определяются углами пеленга цели с флюгера.
Наведение по методу погони осуществляется до тех пор, пока ла-
зерное пятно не попадет в зону нечувствительности четырехплоща-
дочного или во внутренний круг восьмиплошадочного ФП. т.е. пока
не устранено начальное угловое рассогласование.
Признак окончания участка наведения по методу погони может
быть также сформирован по временному фактору, т.к. максималь-
ное время отработки начального рассогласования с достаточной
точностью устанавливается моделированием на этапе проектирова-
ния УАБ.
В момент выработки признака об устранении начального рассо-
гласования гироскоп разарретируется и включается в режим слеже-
ния за целью, так что дальнейшее наведение происходит по методу
пропорционального сближения. При этом процесс слежения за це-
лью проходит при весьма малых углах между вектором воздушной
скорости УАБ и линией визирования. Это предопределяет и малый
уровень углов отклонения рам гироскопа от корпуса флюгера на
этой стадии наведения, но при этом амплитуда угловых движений
корпуса УАБ относительно флюгера допускается существенно боль-
шей, если, конечно, в такой ЛГСН углы прокачки флюгера будут
значительно больше углов прокачки гироскопа.
Таким образом, при комбинированной ЛГСН потребные углы
прокачки гироскопа относительно флюгера минимальны, а допус-
тимый диапазон колебаний УАБ ограничивается углами прокачки
флюгера
Математическое описание комбинированных ЛГСН состоит из
совокупности уравнений флюгера, приведенных в подразд. 3.4, и
уравнений гиростабилизированной ЛГСН, представленных в пол-
На участке наведения после разарретирования гироскопа пере-
носные скорости U„, U,,, Us определяются в соответствии угловой
ориентацией осей гиростабилизированной ЛГСН относительно
осей флюгера. Если в заарретированном состоянии гироскопа оси
ОХфУфк, и OX.Y.Z, коллинеарны, причем ось наружной рамы направ-
лена по оси 0Y„ то при последовательности поворотов а,, в, значе-
ния пераносных скоростей J„, Ur, J., определяются выражением
rU„ 1 ( COSC, COS£8
Uy, =1 -cose,, sine8
J/CTJ sme,,
-sine,, cos£8YU
sine„ sine8 I
««г» JK».
0
Значения 0л, 1)л вычисляются по формулам, приведенным в
подразд. 3.4.1.
3.7. Системы самонаведения УАБ с контурами стабилизации
К более сложному и дорогому классу оружия с лазерными систе-
мами наведения относятся УАБ, в составе бортовой аппаратуры ко-
торых имеется автопилот, выполняющий функции стабилизации
УАБ в каналах крена и управления поперечными перегрузками.
Потребность оснащения УАБ с ЛГСН автопилотом появляется в
силу ряда обстоятельств, связанных с условиями подвески, необхо-
димостью обеспечить безопасность носителя при отделении УАБ.
стремлением повысить эффективность оружия и расширить диапа-
зоны его применения по высоте, скорости, дальности и углам
сброса.
Условия подвески под самолеты-носители накладывают ограни-
чения на размеры и положение оперения УАБ. Если эти ограниче-
ния не позволяют обеспечить желаемые аэродинамические характе-
ристики и объект управления имеет недопустимо высокую колеба-
тельность, то функции противодействия возмущениям и улучшения
качества переходных процессов в каналах поперечных перегрузок
возлагаются на контуры стабилизации автопилота.
На автопилот может быть возложена задача обеспечения требуе-
мого (например, максимального или соответствующего максималь-
ной дальности полета) уровня отклонения рулей каналов управле-
ния во всем возможном диапазоне скоростных напоров, что может
быть средством эффективного использования аэродинамических
возможностей объекта управления. К функциям автопилота также
может быть отнесено создание "электрических упоров", ограничи-
вающих отклонения рулей на желаемом уровне во избежание их
ударов о механические упоры.
Посредством автопилота осуществляется определенная ориента-
ция УАБ по крену, что позволяет повысить безопасность отделения
от самолета-носителя, более рационально использовать аэродина-
мические свойства УАБ, придать траектории форму, способствую-
щую улучшению точности наведения и увеличению угла подхода к
цели, повысить вероятность захвата цели гиростабилизированной
головкой самонаведения на траектории баллистического или про-
граммного полета, организовать вскрытие кассетной боевой части
на определенной высоте.
Отделение УАБ от самолета-носителя связано с действием интер-
ференционных возмущений, характер и уровень которых зависит от
типа носителя, места подвески, высотно-скоростного режима, углов
атаки и скольжения носителя. Воздействие этих возмущений на УАБ
создает опасность соударения УАБ с самолетом-носителем. Включе-
ние автопилота с момента старта в режим стабилизации снижает сте-
пень этой опасности, т.к. автопилот сдерживает угловые и линейные
движения УАБ, вызванные интерференционными возмущениями.
Канал стабилизации угла крена осуществляет пространственную
ориентацию каналов управления УАБ по отношению к поверхности
земли. Это позволяет принять ряд мер, направленных на повыше-
ние тактико-технических показателей оружия.
Например, на этапе баллистического или программного стабили-
зируемого по крену полета ось чувствительности гиростабилизиро-
ванной ЛГСН можно выставить на фиксированный или вычисляе-
мый в полете угол относительно связанных осей УАБ, что повышает
вероятность захвата цели, а на этапе наведения как с гиростабили-
зированной, так и с флюгерной ЛГСН можно организовать в верти-
кальной плоскости сигналы уставки, улучшающие точность наведе-
ния и траекторные параметры подлета к цели.
Стабилизация по углу крена позволяет наиболее выгодно в аэро-
динамическом смысле ориентировать плоскости управления по от-
ношению к вертикальной плоскости наведения УАБ, что также со-
действует повышению характеристик точности и эффективности
УАБ. Ориентация по крену УАБ с кассетной боевой частью дает
возможность использовать радиовысотомер для выработки команды
на ее вскрытие.
Системы управления УАБ с лазерными системами наведения могут
быть выполнены в различных структурных и аппаратурных вариантах:
линейные и нелинейные системы, системы с переменной структурой,
системы с гироскопическими датчиками углов и бесплатформенные
системы и тд. Далее будут рассмотрены модели автопилотов, которые
использовались в отечественных УАБ первого поколения.
Системы управления для этих УАБ, созданные специалистами
ОАО "Авионика", имели практически одну и ту же структуру и поч-
ти одинаковое аппаратурное исполнение, хотя применялись в УАБ
разного калибра, с разными аэродинамическими характеристиками,
головками самонаведения, типами боевых частей и в различных
диапазонах условий и режимов сброса. При этом отличия, обуслов-
ленные типом УАБ и условиями ее применения, заключались в ос-
новном в значениях параметров однотипных структур системы.
3.7.1. Канал стабилизации утла крена
Канал крена предназначен для ориентации аэродинамических
поверхностей УАБ и ее каналов управления в "х"-образном положе-
214
нии по отношению к горизонтальной поверхности земли в месте
применения оружия.
Датчиком угла крена в автопилоте является трехстепенный
астатический гироскоп. В заарретированном состоянии ось на-
ружной рамки гироскопа совпадает с осью ОХ (ОХ,), ось его
внутренней рамки — с осью ОУ,, а ось вращения ротора — с осью
OZ, УАБ. Оси ОУ, и OZ, повернуты соответственно относительно
осей ОУ и OZ на угол у = 45° (см. рис. 1.10). При этом "х"-образ-
ной ориентации каналов управления УАБ относительно гори-
зонтальной поверхности земли соответствует "+"-образная ори-
ентация осей гироскопа. Поворот УАБ по тангажу происходит
вокруг оси вращения ротора гироскопа, а информацию об угле
крена дает угол поворота УАБ вокруг оси наружной рамки гиро-
скопа.
Учитывая непродолжительное время полета УАБ и практическую
эквивалентность представления влияния совокупности уводяших
технических факторов на динамику гироскопа скоростью его ухода,
в математической модели УАБ показания гироскопического датчи-
ка угла достаточно описать кинематическими уравнениями. Эти
уравнения можно получить, используя показанные на рис. 3.14 по-
следовательные повороты объекта управления вокруг осей внутрен-
ней и наружной рамок гироскопа.
Разарретирование гироскопа осуществляется непосредственно
перед сбросом УАБ. Пусть в момент разарретирования оси
ОХ. У£, гироскопа совпадают с соответствующими связанными
осями УАь ОХ,У,г,. После разарретирования гироскопа УАБ со-
вершает угловые эволюции, в которых вращение по тангажу
происходит вокруг оси ротора и не отражается на показаниях
датчиков углов внутренней и
наружной рамок, а угловые
движения УАБ вокруг осей ОУ,
и ОХ, определяют показания
соответствующих датчиков ги-
роскопа. Последовательность
поворотов ц!,, у, соответствует
порядку, при котором сначала
производится поворот УАБ
вместе с наружной рамкой во-
круг оси внутренней рамки, а
затем — поворот УАБ вокруг
оси наружной рамки. Такая
последовательность выбрана из
условия, при котором после-
дующий поворот не изменяет
угла между рамками гироскопа
от предыдущего поворота.
У,
%
О ^-4 ~зг*х,
v'7z,
лклыга гироскопа крем
Кинематические уравнения гироскопа отражают зависимость уг-
ловых скоростей ф, и у, от угловых скоростей объекта управления.
Эти зависимости определяются из рис. 3.14 путем проектирования
г =о,| cosy, - to г1 sin у,;
у, =о, +tgy, (о,, siny, +сог, cosy,).
V, =0,707|(ш, +o,)cosy, -(ог -to,)siny, |+Д<о¥ /cosy
у, =ш, -i-0,707tgtp Г[(<о, +o2)sinyr +(ш. -<o,)cosy, )+Дшт /cosy,.
В модели УАБ величины у,, у, определяются интегрированием
этих уравнений. Значения До»,, До, в статистической модели соот-
ветствуют принятому закону распределения и паспортным данным
Сигналы с датчиков угла крена и углового ускорения подверга-
ются следующим преобразованиям:
U, Url Uy2 = K]2Url\
U, Ul3=K„U^ \U„\<U^ U^=KyiUy,-.
|c/>5|<t/ma<; f/Y6=X«t/>s;
US]=KlsU]l+K2SUr,-l.K)SU,i-.
[О при 1/j(4/yi>0;
V’ [И, при l/s,4/,,<0;
[vy(4/yi-l/„„) при
l/,Y=Jo при
[уY(t/(| +(/„„) при
^=1/y2 ^+U,t
|4/y,|<4/v,H
!</„!> 4/,,-
и 4/т1>0;
и 1/т120;
В этих формулах и U^, - значения сигнала U, в моменты
времени, сдвинутые на шаг интегрирования Л. С использованием
этих значений в модели воспроизводится операция электронного
дифференцирования сигнала Ц.
Приведенное выше выражение для выходного сигнала (/^датчи-
ка углового ускорения справедливо при значениях угловой скорости
си, в пределах 200 °/с. При |<о,| > 200 °/с рамка гироскопического дат-
чика достигает механического упора и датчик теряет работоспособ-
ность, но в реальных процессах стабилизации УАБ значения скоро-
сти со, не превосходят 180 °/с.
Сигнал Un„ является сигналом на рулевые приводы. Величина
характеризует "не нуль” канала стабилизации крена (отклоне-
ние руля при отсутствии входного сигнала на рулевой привод) и ис-
пользуется при статистическом моделировании как случайная вели-
чина, распределенная по нормальному закону в соответствии с тех-
нической документацией.
Передаточная функция рулевого привода представлена далее
в форме структурной схемы и уравнений газового привода, а пере-
даточная функция объекта управления Bzs1°' описана уравнениями
движения УАБ в подразд. 1.2.
Оператор "р“ в структурной схеме модели канала (см. рис. 3.15)
обозначает операцию дифференцирования.
Канал имеет переменную структуру, что выражается наличием в
нем ячейки "ч»,.'’. Алгоритм работы этой ячейки состоит в том, что
при одинаковых знаках ее входных сигналов (/,, и Ц ячейка разомк-
нута для сигнала Ur„ а при разных знаках или равенстве нулю хотя
бы одного из сигналов 1/^, и., коэффициент передачи ячейки стано-
вится равным ц,.
Ячейка "ц>," включена параллельно звену с коэффициентом пере-
дачи К,,, но ее выходной сигнал U^. при формировании сигнала
берется с противоположным знаком. При анализе структурной схе-
мы необходимо знать, что положительное по знаку отклонение ру-
лей 5, = S, в канале крена вызывает отрицательную по знаку угловую
СКОрОСтЬ 03,.
Смысл такой переменной структуры состоит в повышении быст-
родействия и качества стабилизационных процессов. Физическая
сущность действия данной переменной структуры может быть пояс-
нена на примере отработки каналом начального угла крена.
Пусть УаБ сброшена с углом крена у» положительного знака, и
канал должен устранить этот начальный крен. В начальный момент
угол у, на датчике угла крена равен у, и сигнал = К,.К-У, положи-
телен. В этот момент времени сигнал I/,, также положителен, по-
скольку он формируется как сумма трех составляющих, из которых
КМ, положительна вследствие положительности {/,„ а и
равны нулю, так как в начальный момент равны нулю I/, и <иЛ По-
этому в начальный момент процесса стабилизации при одинаковых
знаках и U, имеем = 0 и U„„ > 0, что вызывает отклонение ру-
лей 5, = о, > 0 в сторону уменьшения начального угла крена.
Отработка положительного по знаку крена происходит с появле-
нием отрицательных значений t/y и to,, что в свою очередь сопряже-
но с ростом отрицательных величин КМ> и KstU,s- Когда сумма этих
отрицательных величин по абсолютному значению становится
больше положительной K,UV, отрицательным становится сигнал
а при разных знаках У,, и (/,, получаем у, = ц,.
Поскольку ц, > XL- и на входе в рулевой привод сигналы €/, и t/„
суммируются с разными знаками, то их сумма (С/,; - становится
отрицательной. Это означает, что несмотря на то что в процессе отра-
ботки положительного угла у, его знак еще не изменился, составляю-
щая сигнала которая пропорциональна углу у,, знак уже поменя-
ла. При формировании сигнала J„, участвуют еше два сигнала <4/^ и
1/J, знаки и значения которых определяются угловой скоростью из-
менения угла уР и угловым ускорением <о,. Сочетание всех четырех
сигналов определяет знак и численное значение сигнала
В результате сигнал U„„ на входе в привод становится отрица-
тельным еше до подхода у, к нулю, что вызывает движение рулей в
противоположном направлении. В свою очередь такое изменение
положения рулей сопровождается изменением параметров у„ to,, iii,
и приводит к перераспределению значений коэффициентов аппара-
турных звеньев канала.
Подбором значений коэффициентов, участвующих в формирова-
нии сигнала достигается режим переключений этого сигнала с
218
довольно высокой частотой. Такие упреждения и переключения в
движении рулей позволяют сделать процесс отработки угла крена
более плавным и быстрым в широком диапазоне высотно-скорост-
ных условий палета. При этом для обеспечения качественных про-
цессов стабилизации большое значение имеет выбор сочетания ап-
паратурных параметров канала крена во взаимосвязи с динамиче-
скими характеристиками объекта управления.
3.7.2. Каналы управления поперечными перегрузками
Основные функции каналов управления автопилота на участке
автономного полета от момента старта до момента захвата цели го-
ловкой заключаются в стабилизации поперечных угловых и линей-
ных движений УАБ, а на участке самонаведения - в обеспечении
приемлемого качества переходных процессов набора поперечных
перегрузок, соответствующих сигналам головки самонаведения и
текущему скоростному напору.
В рассматриваемых автопилотах УАБ калибра 500 и 1500 кг кана-
лы управления, как и каналы крена, имели однотипные структуры,
отличающиеся лишь некоторыми схемными деталями и значения-
ми параметров.
В каждом из контуров стабилизации каналов управления имеют-
ся датчик перегрузок с диапазоном измерения ±10 и датчик углового
ускорения, работающий в пределах угловых скоростей ±200 ’/с.
Структурная схема модели канала управления поперечными пе-
регрузками показана на рис. 3.16. Работа канала в его модели опи-
сывается следующими уравнениями:
t/=t/rtH+t/6; у, =(Х,[/-С/,)/Г; С/, Uv =vt/,;
р при U^UIO <0;
W при 1/,Уц>0;
ny=c>qS/G', nz=czqS/G\
л, =п> +L^(c>. +<ox<of)/g; п2 =п. - £*(<!>, -ш жа>.) / &
Ui = Х3л,; Ut =(K4to. -l/4)/T4; f/4 =й,Ы в канале I;
Uy =Kin2; Ut =(Af4<o, -У4)/Г4; Ut =Uthi в канале 2;
4/5=аг51/4; l^s|st/m4<; u^KjJs. и- =к2иа-.
u2 ={К2(и„ u2 =и2Ы, |l/2|Sl/m„, и»-KJU2.
Ug^K^-U^/T,; U,=U9Ht\
Us =U2 +Ut +{/„, +У|з в канале 1;
Us =U2 +Ug +Ub2 +U24 в канале 2;
fO при |1/5|*<Лм,;
'° при |ys|>4/sXH;
где U,„ - сигнал с головки самонаведения; У„ - сигнал уставки ("ком-
пенсации" веса G авиабомбы); - максимальное значение сигнала;
UtJ, U.,, Uu — сигналы с рулевых приводов, создающих соответст-
венно отклонения рулей S„ 5„ 3,, о, (формирование этих сигналов по-
казано далее при описании рулевых приводов); nt, п - перегрузки в
центре масс УАБ; п„ и, — перегрузки в месте установкй датчиков кана-
лов I и 2; сг. с — коэффициенты аэродинамических сил; L* - линейное
смещение датчика перегрузок от центра масс УАБ по оси ОХ (линей-
ные смешения датчиков по осям OY mOZb модели обычно не учиты-
ваются ввиду их малости); 4/р- - сигнал на рулевые приводы канала.
Каналы управления содержат элементы переменной структуры,
обеспечивающие качественные процессы стабилизации и управле-
ния с достижением располагаемых поперечных перегрузок, соответ-
ствующих "электрическим упорам’’ во всем рабочем диапазоне ско-
ростных напоров УАБ. "Электрические упоры" предохраняют што-
ки рулей от ударов о механические упоры.
220
Известно, что при синтезе линейных систем управления с посто-
янной структурой для летательных аппаратов с широкими высотно-
скоростными диапазонами существует проблема оптимизации на-
стройки параметров каналов, обеспечивающей работоспособность
системы в требуемых условиях полета. Эта проблема обусловлена
тем, что поскольку поперечная перегрузка пропорциональна плот-
ности воздуха р и квадрату воздушной скорости К, то с изменением
высоты и скорости полета в контурах стабилизации изменяется сте-
пень обратной связи по перегрузке.
С ростом высоты плотность воздуха уменьшается. Так, на вы-
соте 5 км плотность воздуха меньше примерно в 1,7 раза, на вы-
соте 10 км - в 3 раза и на высоте 15 км — в 6,3 раза, чем у поверх-
ности земли. Диапазон скоростей некоторых УАБ может состав-
лять 80...600 м/с, что с учетом квадратичной зависимости пере-
грузки от скорости соответствует изменению перегрузки в десят-
ки раз.
Если при синтезе линейной системы управления с постоянной
структурой коэффициенты обратной связи по перегрузке подби-
рать из условия достижения располагаемой перегрузки (перегрузки
при максимальном отклонении рулей) с приемлемым качеством
переходного процесса (время процесса и степень перерегулирова-
ния) на минимальном скоростном напоре, то при работе на повы-
шенных скоростных напорах соответствующие им располагаемые
перегрузки не будут достигаться, поскольку из-за увеличения отри-
цательной обратной связи по перегрузке уровень сигнала на рули
уменьшится и не будет соответствовать максимальному значению
отклонения рулей.
Если же при настройке параметров этой системы ориентировать-
ся на качественное достижение максимального отклонения рулей
при максимальном скоростном напоре, то тогда при работе на по-
ниженных скоростных напорах вследствие ослабления обратной
связи по перегрузке характер реакции рулей на сигналы головки са-
монаведения будет практически релейным с максимальным углом
отклонения. Ослабление обратной связи при таком подходе к на-
стройке параметров будет сопровождаться ухудшением качества пе-
реходных процессов, выражающемся в усилении колебательности
системы.
В практике проектирования такого рода квазилинейных систем
приходится ориентироваться на достижение наилучших результатов
в наиболее важных или типичных условиях, допуская ухудшение тех
или иных характеристик на менее ответственных режимах полета,
если это не приводит к потере работоспособности системы. Так, для
УАБ с лазерными ГСН наиболее важен участок полета от момента
захвата цели до окончания наведения, так как именно на этом уча-
стке система наведения должна отработать максимальные началь-
ные рассогласования и минимизировать промах в самом конце тра-
ектории. Высотно-скоростные условия полета на этом участке мо-
гут быть менее широкими по сравнению с диапазоном условий
сброса, поскольку захват цели головкой обычно происходит на рас-
стояниях до цели в пределах 3...7 км и к этому моменту сброшенные
с максимальными скоростями УАБ успевают затормозиться. Это
облегчает синтез линейной системы для приоритетного участка, но
при этом все же необходимо обеспечить ее работоспособность во
всех возможных условиях отделения УАБ от самолета-носителя, по-
скольку это связано с его безопасностью.
Организация переменной структуры в каналах управления УАБ
направлена на преодоление указанной проблемы синтеза систем с
постоянной структурой.
Если сигнал представляющий собой совокупность сигнала
ЛГСН, сигналов датчика перегрузок и датчика угловых ускорений, а
также сигналов с рулевых приводов канала, не выходит за пределы
зоны нечувствительности то Ula = 0; цг = I и канал управления
является линейным.
Если же указанная совокупность сигналов приводит к состоя-
нию |4/J > Us,„. то в канале имеет место "скользящий" режим, пред-
ставляющий собой высокочастотные переключения ячейки "у". В
этом режиме формируемый сигнал на рули соответствует уровню
"электрического упора" рулей при любом скоростном напоре ре-
ального для УАБ диапазона. При таком режиме сигнал t/pr на вы-
ходе электронной части канала является высокочастотным, но из-
за инерционности привода на его выходе выделяется огибающая
высокочастотных колебаний. В УАБ первого поколения "электри-
ческий упор" соответствовал углу отклонения рулей примерно в
20'’. Разница значений "электрических" и механических упоров в
УАБ составляла 1...20.
Таким образом, по совокупности сигналов головки самонаве-
дения, сигналов датчиков перегрузки и углового ускорения и сиг-
налов рулевых приводов данная переменная структура содейству-
ет приспособляемости системы управления к текущим условиям
полета, обеспечивая в этих условиях приемлемое качество про-
цессов стабилизации и достижения располагаемой перегрузки.
Значения параметров электронной части канала управления под-
бираются на этапе синтеза системы управления в соответствии с
назначением, условиями применения и аэродинамическими ха-
рактеристиками УАБ.
3.7,3. Рулевые приводы
Отечественные УАБ первого поколения оснащены четырьмя га-
зовыми приводами, каждый из которых связан с одним рулем. Ка-
нал стабилизации угла крена содержит все четыре привода, а в со-
222
став каждого из каналов управления поперечными перегрузками
входят два привода. Нумерация i рулей соответствует приведенной
налу, действующему в плоскости OXZ. - рули 2 и 4.
Сигнал илг канала крена и сигналы U,nl, U,n каналов управления
1 и 2 суммируются на усилителях мощности четырех приводов. По-
В каждом из каналов управления производятся логические опе-
рации выбора максимального и минимального значений сигналов
U,, (в канале I сравниваются сигналы U,, и U,„ в канале 2 - сигналы
% и U„). Эти выбранные значения затем суммируются:
= птах{£/,,.1/х!); Ути|} -min(t/xl,U„ =Ur
'ш..» =max|(/x2,(/x4); UmmU =min((/x2,(/x4); U2A =1
Сигналы 1/SI, U„, Ua, U„ используются соответственно в каналах )
и 2 для организации "скользящего'’ режима.
3.8. Динамика
и точность УАБ с ЛГСН
Процесс самонаведения УАБ с лазерными ГСН начинается с мо-
мента захвата цели головкой. Для того чтобы при движении авиа-
бомбы после ее сброса захват цели состоялся, цель должна оказаться
в поле зрения ЛГСН на дальности, при которой энергия импульсов
на входе в головку превышает порог ее чувствительности.
Типовой траекторией автономного полета УАБ с ЛГСН до мо-
мента захвата цели является баллистическая траектория. Вследствие
ошибок прицеливания, интерференционных возмущений при отде-
лении от носителя, ветровых воздействий, асимметрии корпуса и
оперения, а также "ненулей" рулевых органов реальные траектории
не совпадают с номинальной баллистической, которая оканчивает-
ся в точке прицеливания (центре цели). От степени разброса реаль-
ных траекторий относительно номинальной зависят вероятность за-
хвата цели, а также положение УАБ и направление ее вектора ско-
рости относительно цели в момент захвата.
Увеличение разброса баллистических траекторий сопровождает-
ся уменьшением вероятности захвата цели и ростом вероятности
неблагоприятных ситуаций, когда цель попадает в поле зрения
ЛГСН, но захват происходит в таких сочетаниях ракурса цели, даль-
ности до нее, значения и направления скорости УАБ, при которых
цель выходит из поля зрения или УАБ не в состоянии уменьшить
промах до приемлемого уровня.
Ошибки прицеливания, интерференционные воздействия и ве-
тер для УАБ являются внешними возмущениями. Как правило, ин-
терференционные воздействия не оказывают существенного влия-
ния на разброс баллистических траекторий в отличие от точности
прицеливания и ветра.
В прицельно-навигационных комплексах современных самоле-
тов при осуществлении баллистического бомбометания учитывает-
224
ся текущая скорость ветра, измеренная на высоте полета самолета.
Зависимость вероятности захвата иели от ветровой обстановки мо-
жет быть весьма значительной в условиях аномальных атмосферных
ситуаций, когда скорость ветра во время автономного полета авиа-
бомбы существенно отличается от измеренной перед сбросом и по
величине, и по направлению. Однако аномальные ветровые ситуа-
ции довольно редки. Как показывает практика, встречающиеся из-
менения величины и направления струйной скорости ветра, ее по-
рывы за время полета авиабомбы от момента сброса до момента
ожидаемого захвата цели обычно влияют на сдвиг траектории, но не
приводят к незахватам цели.
Основными факторами, определяющими вероятность захвата
цели и начальные условия процессов самонаведения УАБ с ЛГСН,
являются точность прицеливания и техническое рассеивание са-
мих УАБ.
Точность баллистического бомбометания УАБ с современных са-
молетов характеризуется формульными зависимостями вероятных
отклонений Е, и Е, (1.32).
Основными причинами технического рассеивания являются аэ-
родинамическая асимметрия объекта управления и "ненули" руле-
вых органов, причем характер и степень отклонения реальной тра-
ектории от номинальной могут зависеть от принципа организации
управления. Например, на баллистическом участке полета стабили-
зируемой по углу крена УАБ аэродинамическая асимметрия и 'не-
нули" рулей каждой конкретной авиабомбы вызывают монотонное
отклонение ее траектории в одном случайном направлении. У вра-
щающейся по крену бомбы действие этих факторов на протяжении
полета осредняется по боковым направлениям, а в вертикальной
плоскости траектория смешается вниз, так как при вращении во-
круг оси ОХ периодическое совпадение направлений уводящей си-
лы и силы веса вызывает большее линейное смещение, чем их про-
тиводействие.
Количественные оценки, полученные математическим модели-
рованием ряда стабилизируемых и нестабилизируемых по крену
УАБ с идентичными уровнями асимметричных факторов и одина-
ковыми полями зрения флюгерных ЛГСН, показали, что с пози-
ций вероятности захвата цели вариант вращающейся по крену
бомбы предпочтителен. Конечно, необходимо иметь в виду, что
захват цели является промежуточным фактором и при последую-
щем наведении вращение по крену оказывает вредное влияние на
точность из-за скручивания измерительных и исполнительных сис-
тем координат УАБ. Поэтому желательно стремиться к минимиза-
ции факторов аэродинамической асимметрии во всех конструктив-
ных вариантах УАБ.
При стабилизации по крену УАБ с ЛГСНГ, имеющей электри-
чески раскручиваемый гиростабилизатор, ось чувствительности
225
головки на баллистическом участке полета можно отклонить от
продольной оси УАБ в вертикальной земной плоскости вниз на
угол, обеспечивающий такую ориентацию поля зрения в про-
странстве, которая способствует повышению вероятности захвата
цели. При этом можно существенно ослабить потери, вызванные
неточностью бомбометания и техническим рассеиванием УАБ.
Исследования показывают, что для таких УАБ с диапазонами
применения по высоте 0,5...10 км и скорости 150...400 м/с при
точности бомбометания, характеризуемой формулами (1.32) с ко-
эффициентами К, = S; К, = 0,08; К, = 0,5, оптимальным является
значение угла между продольной осью УАБ и осью чувствитель-
ности ЛГСНГ, равное -6°.
Ухудшение точности баллистического бомбометания и снижение
технологических требований к соблюдению симметрии объекта
управления сопровождаются соответствующими потерями вероят-
ности захвата цели. Частично эти потери можно компенсировать
смещением точки сброса УАБ от начала номинальной баллистиче-
ской траектории в сторону увеличения дальности сброса.
Дело в том, что с позиций вероятности захвата цели ошибки
сброса "недолетного" и "пераяетного" характера неравноценны. В
передней (ближней к цели) части эллипса рассеивания точек сбро-
са, положение которого на высоте полета самолета-носителя опре-
деляется его центром в начале номинальной баллистической траек-
тории и диаметрами 4£, и 4£, при ряде режимов сброса имеется об-
ласть незахвата цели. Траектории, начинающиеся в этой области,
так сдвинуты вперед от номинальной траектории, что при движении
УАБ по ним цель не попадает в поле зрения ЛГСН или, попав в не-
го, затем теряется головкой из-за невозможности "отработать” воз-
никшие угловые скорости линии визирования. При старте из задней
части эллипса такие явления возникают реже.
При некотором смешении расчетной точки сброса назад от на-
чальной точки номинальной баллистической траектории соответст-
венно сдвигается назад и эллипс рассеивания. В совокупности тра-
екторий, начинающихся из этого эллипса, сохраняется довольно
высокая вероятность попадания цели в поле зрания широкополь-
ной ЛГСН на дальности, достаточной для захвата цели и дальней-
шего успешного наведения. В то же время со смешением точки
сброса в сторону увеличения начальной дальности уменьшаются
скорость и угол подлета УАБ к цели, а также проявляется тенденция
к увеличению недолетных промахов. Поэтому величина отрезка,
прибавляемого к баллистическому относу в расчетном алгоритме
определения точки сброса на самолете и тем самым смещающего
эллипс ошибок сброса назад от номинальной баллистики, должна
быть выбрана с учетом не только повышения вероятности захвата
цели, но и обеспечения условий по дальности и ракурсам цели для
успешного наведения.
226
Функциональная зависимость величины этого отрезка от высо-
ты, скорости и угла наклона траектории самолета-носителя опреде-
ляется для каждой конкретной УАБ с учетом ее технических харак-
теристик и точности самолетного прицела посредством статистиче-
ского моделирования.
В современной истребительной авиации все более широко ис-
пользуются средства вооружения, применяемые по принципу пуска
из эон возможного сброса. К таким средствам вооружения класса
"воздух—земля” относятся в основном ракеты и УАЬ, у которых за-
хват цели головкой самонаведения осуществляется еще на подвеске
под носителем. Дня УАБ с широкопольными лазерными головками
применение такого принципа осложнено необходимостью захвата
цели после сброса.
Исследования показали, что для УАБ с флюгерными ЛГСН при-
емлем только баллистический способ бомбометания, при котором
обеспечиваются достаточный уровень вероятности захвата цели и
удовлетворительная точность наведения. Такое ограничение обу-
словлено тем, что в процессе полета продольная ось флюгера и со-
ответственно ось поля зрения ЛГСНФ ориентированы по вектору
скорости УАБ и для обнаружения цели в полете необходимо, чтобы
неуправляемые траектории УАБ заканчивались в окрестности цели.
При оснащении УАБ гиростабилизированной ЛгСН, позволяю-
щей на этапе поиска цели ориентировать ее поле зрения в желаемом
направлении или сканировать в пространстве, в принципе возмож-
но применение из ЗВС.
Простейшим способом повышения вероятности захвата цели при
баллистическом бомбометании является, как уже указывалось, от-
клонение оси гиростабилизатора с чувствительным элементом в
вертикальной плоскости на фиксированный угол. Эта мера наряду с
улучшением характеристик точности самолетного ПРНК, повыше-
нием энергии подсвета цели, чувствительности головки самонаве-
дения и аэродинамических свойств УАБ может позволить и приме-
нение по принципу пуска из ЗВС.
Как отмечалось в подразд. 1.3, ЗВС таких авиабомб представляет
собой совокупность горизонтальных отрезков прямых на высоте по-
лета самолета-носителя. В операции бомбометания экипаж самоле-
та должен к моменту сброса направить вектор путевой скорости са-
молета с точностью своего прицельно-навигационного комплекса
на цель и осуществить сброс в пределах горизонтального отрезка,
принадлежащего ЗВС на текущем режиме полета.
После сброса из ЗВС УАБ движется по баллистической траек-
тории до момента захвата цели, а затем наводится на нее. Такая
организация сброса способствует более гибкой тактике примене-
ния УАБ.
Определение размеров ЗВС для конкретных УАБ и самолетов-
носителей в требуемом диапазоне условий применения возможно
227
щ •p. vs=300 м/с '-/K-
Vc"200 U.C ej=o /,'/7 ' / / //' я<" °‘ 3 в S в X„ >м
Рас. 3. IS. Зона возможных сбросов УАБ с ЛГ СНГ при режимах применения с еори~
зонтальноео полета а кабрирования
только путем статистического моделирования процессов полета
УАБ и самолета-носителя с учетом прозрачности атмосферы, отра-
жающих свойств подсвечиваемой поверхности, характеристик
ПРНК самолета, подсвечивающего ОКГ, ЛГСНГ и системы наведе-
ния УАБ. Границы ЗВС строятся по критериям, в которые включе-
ны приемлемые для УАБ показатели вероятности захвата цели го-
ловкой, точности попадания и в случае необходимости вероятности
поражения цели.
На рис. 3.18 и 3.) 9 представлены ЗВС одной из УАБ с гиростаби-
лизированной ЛГСНГ, у которой до момента захвата цели оптиче-
ская ось объектива отклонена от продольной оси УАБ в плоскости
ОХ, К на фиксированный угол -б“. Положение этих ЗВС относи-
тельно цели, находящейся в начале системы координат, показано
при ряде режимов бомбометания, определяемых высотой Гй, скоро-
стью Vc и углом наклона траектории 90 в момент сброса (штрих-
пунктирными линиями нанесены геометрические места начальных
точек номинальных баллистических траекторий внутри ЗВС).
Более широкие возможности по зонам применения УАБ с гиро-
стабилизированными головками открываются при организации
228
программного планирования УАБ в направлении цели с поисковым
сканированием ЛГСНГ- Очевидно, что для существенного увеличе-
ния размеров ЗВС характеристики ЛГСНГ по чувствительности, по-
лю зрения и закону сканирования должны быть сопряжены с улуч-
шением планирующих свойств УАБ.
С развитием систем спутниково-инерциального наведения поя-
вилась возможность создавать УАБ, в которых такая система ком-
плексируется с лазерной ГСН. В этом случае УАБ сначала наводит-
ся по спутниковой и инерциальной информации. Задачей системы
наведения на данном участке является приведение УАБ в положе-
ние, при котором подсвеченная цель попадет в поле зрения ЛГСНГ
на дальности, достаточной для захвата головкой. После захвата цели
головкой самонаведение УАБ осуществляется по ее сигналам.
Спутниково-инерциальное наведение планирующей УАБ расши-
ряет диапазоны применения по дальности, условиям облачности и
времени суток, а пфаяриха Энгельса, 46л. ??,?.О 6 г.в оляет по-
высить точность наведения.
В процессе полета УАБ по спутниково-инерциальной информа-
ции можно вычислять на борту УАБ дальность до цели и угол между
229
продольной осью авиабомбы и направлением на цель. По достиже-
нии фазы полета, при которой дальность до цели становится соиз-
меримой с дальностью реагирования головки, а угол пеленга мень-
ше угла прокачки гиростабилизатора ЛГСНГ, головка разарретиру-
ется и по информации о проекциях указанного угла на соответст-
вующие плоскости оптическая ось головки направляется на ожи-
даемое по навигационным вычислениям месторасположение цели.
Если подсвеченная цель попадает в поле захвата ЛГСНГ, то далее
осуществляется самонаведение УАБ на эту цель.
Размеры ЗВС УАБ с такой схемой действия ограничиваются в
основном аэродинамическими возможностями авиабомбы, при-
чем атака цели возможна не только строго по направлению поле-
та самолета, но и с боковых ракурсов, а организация самонаведе-
ния на подсвеченную цель в конце полета позволяет повысить
точность оружия.
Надо сказать, что при баллистическом сбросе УАБ или приме-
нении из ЗВС сравнительно небольших размеров подсвет цели с
самолета-носителя, с другого самолета или с наземного пункта ор-
ганизовать проше, чем при бомбометании из ЗВС больших разме-
ров Для сокращения возможностей по развертыванию средств за-
щиты цели и ввиду ограниченности временнбго ресурса непрерыв-
ной работы подсвечивающих ОКГ их включение в режим излуче-
ния необходимо осуществлять, зная ожидаемое время предстояще-
го захвата цели.
При применении из ЗВС больших размеров соответственно уве-
личивается диапазон временных интервалов между моментами
сброса и предполагаемого захвата цели, поскольку время автоном-
ного полета УАБ зависит от месторасположения цели. Поэтому при
применении УАБ из ЗВС значительных размеров для согласования
действий экипажа самолета-носителя с организацией подсвета цели
необходима специальная алгоритмизация боевых операций и их
автоматизация.
3.8.2. Методы наведения н точность УАБ с ЛГСН
Система наведения УАБ на лазерное пятно состоит из трех ос-
новных частей:
самолета-носителя, осуществляющего сброс УАБ;
подсветчика цели, расположенного на самолете-носителе, на
другом самолете, на дистанционно-пилотируемом летательном ап-
парате или на наземном пункте;
системы самонаведения УАБ.
Итоговый результат по точности наведения УАБ зависит от всех
трех составляющих этого комплекса, т е. от точности сброса, энер-
гетики излучения и точностей наложения пятна на цель и самонаве-
дения УАБ на пятно подсвета.
230
При этом характеристики самолета-носителя и подсветчика, а
также метеоусловия и отражающие свойства цели опраделяют
внешние обстоятельства для системы самонаведения УАБ. Эти
внешние факторы влияют на процессы наведения и их необходимо
учитывать как при разработке УАБ, так и при оценке ее тактико-
технических показателей.
Точность наведения всех отечественных УАБ принято оценивать
статистическим моделированием в условиях стандартной атмосфе-
ры и ветровой обстановки, которые приведены в подразд. 1.2. Типо-
вые оценки точности УАБ с ЛГСН соответствуют излучению лазер-
ных импульсов с энергией 0,25 Дж и углом расходимости луча под-
света 4' при частоте следования импульсов Ю Гц.
Характер наложения пятна на цель при типовых оценках точно-
сти наведения УАБс ЛГСН методами математического статистиче-
ского моделирования обычно рассматриваются в двух вариантах. В
одном из них на протяжении всего полета УАБ центр пятна подсве-
та совпадает с точкой прицеливания, что практически соответствует
подсвету с наземных пунктов и подсвету современными высокоточ-
ными самолетными системами. Этот вариант подсвета предназна-
чен для оценок точности собственно системы самонаведения УАБ.
Другой вариант предназначен для оценки точности наведения
УАБ в комплексе с точностью наложения пятна аппаратурой
ПРНК, которой оснащены некоторые самолеты разработки середи-
ны и конца XX века. В этом варианте угловое отклонение луча под-
света от цели (точки прицеливания) описывается случайными про-
цессами, характеризующими поведение контуров слежения и опе-
ратора на самолете. В соответствии с угловыми отклонениями луча
в процессе полета УАБ пятно подсвета перемещается по цели и по
поверхности, окружающей цель.
В качестве типовых для последнего варианта приняты случайные
дискретные процессы, которые генерируются с периодом повторе-
ния Тг.„ = 0,1 с и пропускаются через апериодические фильтры с по-
стоянной времени 7^ — 0,3 с. На выходах этих фильтров имеют ме-
сто случайные центрированные процессы со среднеквадратически-
ми значениями угловых ошибок слежения оДф, =. 7'. Метеорологи-
ческая дальность видимости при этих оценках принимается равной
10 км, а коэффициент диффузного отражения лазерных импульсов
от цели и окружающей ее поверхности равным 0,2.
При исследованиях влияния различных факторов на точность на-
ведения в модели соответственно изменяются математическое опи-
сание и количественные характеристики исследуемых факторов.
Помимо внешних обстоятельств точность системы самонаведе-
ния УАБ зависит от собственных динамических качеств, которые
определяются совокупностью массовых параметров объекта управ-
ления, его аэродинамических свойств и характеристик бортовой ап-
паратуры.
23]
В отношении влияния массовых параметров на процессы само-
наведения можно констатировать очевидную тенденцию: увеличе-
ние массы и моментов инерции объекта управления уменьшает бы-
стродействие систем управления и наведения УАБ и вследствие это-
го снижает точность наведения. Поэтому с увеличением калибра
УАБ для обеспечения желаемой точности возрастает потребность в
улучшении аэродинамических качеств объекта и технических харак-
теристик бортовой аппаратуры.
Улучшение аэродинамических свойств УАБ с лазерными го-
ловками чаше всего выражается в стремлении к достижению тре-
буемых поперечных перегрузок при минимизации рабочих углов
атаки. Основными средствами такого улучшения аэродинамиче-
ских характеристик являются использование рациональных аэро-
динамических схем и развитие оперения. При ограничениях, вы-
званных условиями размещения УАБ на самолетах-носителях,
обычно это связано с раскрытием крыльев, дестабилизаторов, ру-
левых органов.
Развитие хвостового оперения сопровождается уменьшением уг-
лов атаки, при которых достигаются требуемые перегрузки, что со-
ответственно повышает быстродействие систем управления и наве-
дения, снижает потери скорости полета, ослабляет скручивание из-
мерительных и исполнительных Операций у врашаюшихся по крену
авиабомб. Одновременно с этим увеличиваются демпфирующие
свойства объекта управления, снижая его колебательность в каналах
управления и уменьшая скорость вращения по крену.
Тенденции влияния массовых параметров и размеров оперения
УАБ наблюдаются при сопоставлении характеристик конкретных
авиабомб разных калибров как со стабилизацией по углу крена, так
и без такой стабилизации. Из имеющихся материалов по конкрет-
ным авиабомбам наиболее корректным является сопоставление ха-
рактеристик авиабомб калибров 250 и 100 кг, поскольку они имеют
аналогичные аэродинамические схемы и одинаковый состав борто-
вой аппаратуры.
При разработке авиабомбы калибра 250 кг с аэродинамической
схемой типа "утка" первоначально рассматривалась конструкция с
размахом крыльев, равным 0,77 м. Однако исследования показали,
что при таком значении размаха никакими изменениями положе-
ния рулей относительно центра масс УАБ, размеров рулей и углов
их отклонения не удастся обеспечить приемлемую точность наведе-
ния. При горизонтальном применении в диапазоне высот 1...6 км
круговое вероятное отклонение промаха в картинной плоскости Е.
составляет у такой авиабомбы десятки метров, причем имеет место
систематический недолет, показатель которого МП, (см. гл. 1) при
малых высотах и скоростях сброса доходит до сотен метров. В ре-
зультате размах крыльев был увеличен до 1,1 м. При этом была по-
лучена удовлетворительная точность наведения.
232
Рассматриваемая авиабомба калибра 250 кг имеет размах хво-
стового оперения 1,1 м, резмах рулей 0,65 м и диаметр миделя
0,3 м. Сравним ее с авиабомбой калибра 100 кг, у которой эти па-
раметры соответственно равны 0,95; 0,6, 0,22 м. Одной из характе-
ристик авиабомбы является отношение плошали оперения к пло-
щади миделя (оперенность). По этому критерию оперенность
авиабомбы калибра 100 кг в 1,84 раза выше по сравнению с бом-
бой калибра 250 кг.
Уменьшение массы и моментов инерции авиабомбы калибра
100 кг по отношению к авиабомбе калибра 250 кг составляет при-
мерно 2,24 раза.
Сопоставляемые авиабомбы оснашены одинаковыми флюгер-
ными ЛГСН, которые подключены к одинаковым рулевым приво-
дам. В процессе полета каждая из авиабомб может врашаться по
крену-
Сравнение оценок точности наведения этих авиабомб, получен-
ных при одинаковых типовых условиях и точном совмещении центра
лазерного пятна с центром цели, показывает, что авиабомба калибра
100 кг имеет лучшие показатели. Объясняется это меньшей инерци-
онностью и большей оперенностью авиабомбы калибра 100 кг.
Наиболее сильно превосходство авиабомбы калибра 100 кг про-
является при горизонтальном бомбометании с высот 0,5.-2 км и при
сбросах с углами кабрирования на высотах 0,2...0,5 км. При таких
режимах применения точность наведения авиабомбы калибра 250 кг
характеризуется оценками £. = 12...65 м, а точность авиабомбы ка-
либра 100 кг - оценками Е. - 5...12 м.
При горизонтальном бомбометании с высот 0,5—2 км авиабомба
калибра 250 кг имеет оценки Е. = 8—28 м, а авиабомба калибра
100 кг - оценки Е. = 3...7 м. При применении с горизонтального по-
лета и с углами пикирования Э = -10...-30° на высотах 2...5 км авиа-
бомба калибра 250 кг имеет оценки Е, = 6...8 м, а авиабомба калибра
100 кг - оценки Е. = 3...5 м.
Аналогичные тенденции улучшения точности наведения с умень-
шением массовых параметров объекта управления наблюдаются и у
авиабомб, которые имеют автопилоты с контурами стабилизации
угла крена и в каналах управления. Так, при одинаковых высотно-
скоростных режимах сброса и одинаковых внешних условиях наве-
дения авиабомб, оснащенных одинаковыми флюгерными ЛГСН,
УАБ калибра 1500 кг имеет оценки Е, = 6...14 м, а УАБ калибра
500 кг - оценки £. = 5...10 м.
Точность наведения УАБ, не стабилизируемых по углу крена,
связана со степенью аэродинамической асимметрии, вызывающей
вращение УАБ вокруг продольной оси. Зависимость характеристик
точности попадания от скорости врашения <о, можно проиллюстри-
ровать на примере УАБ калибра 250 кг с флюгерной ЛГСН. В
табл. 3.2 приведены оценки точности £, в условиях полета этой УАБ
233
после горизонтального бомбометания с высот Ул = i, 3,6 км на ско-
ростях И, = 250 м/с при трех значениях угловой скорости ш,(Оо = 0).
Оценка точное™ наведены УАБ калибра 250 кг с ЛГСНФ при различнее
Гй. км (0, = 0 <а,« 200. °/с <о, и 300, °/с
1 8,5 2,1 13.8
3 6.3 7.5 8.1
6 4,5 5,2 5,9
Помимо массовых и аэродинамических факторов точность само-
наведения УАБ зависит от характеристик бортовой аппаратуры.
Наиболее существенное значение для точности наведения имеет
тип ЛГСН (флюгерная или гиростабилизированная).
Флюгерная головка УАБ обусловливает самонаведение по мето-
ду погони. При идеальном выполнении этого метода система долж-
на устранять угловое рассогласование между вектором земной ско-
рости УАБ и направлением на цель. Однако реальное осуществле-
ние метода погони с использованием флюгерной головки сопряже-
но с рядом методических и технических недостатков, которые отри-
цательно сказываются на точности наведения.
Прежде всего, флюгер ориентируется в пространстве не по векто-
ру земной скорости УАБ, а по вектору набегающего потока в носо-
вой части УА(к Эти векторы в общем случае не совпадают, и в метод
погони вносится методическая ошибка.
Суть ее состоит в том, что УАБ перемешается в пространстве по век-
тору земной скорости, являющейся геометрической суммой воздушной
скорости УАБ (скорости УАБ относительно воздушной среды) и скоро-
сти перемещения самой воздушной среды (скорости горизонтального
ветра и вертикальных воздушных потоков), а информация флюгерной
головки в прямом виде не учитывает скорость струйного ветра и мед-
ленно меняющихся вертикальных воздушных потоков и, кроме того,
искажена порывами ветра и искривлениями набегающего потока в мес-
те расположения флюгере. В результате система самонаведения направ-
ляет вектор земной скорости УАБ на цель с ошибкой, причем величина
этой ошибки обусловлена направлением и значением скорости гори-
зонтального ветра и вертикальных потоков, а также характером искрив-
ления набегающего потока головной частью авиабомбы.
Другим негативным для наведения обстоятельством является релей-
ность пеленгационных характеристик флюгерных ЛГСН. Эго становит-
ся причиной колебательного характера процессов самонаведения, со-
провождающегося вследствие явлений перерегулирования в конце по-
234
лета повышенным разбросом промахов. Колебательность процессов са-
монаведения с релейной перекладкой рулей от одного упора к другому
вызывает к тому же излишние потери скорости, что при применении
УАБ с малых и средних высот отрицательно сказывается на управляе-
мости и приводит к росту систематики недолетных промахов.
Релейность информации флюгерной широкопольной ЛГСН при-
водит также к существенным потерям высоты УаБ при применении
с малых и средних высот- Чаше всего это происходит вследствие ха-
рактерного начала самонаведения непосредственно после захвата
цели. При движении УАБ после отделения от самолета-носителя по
баллистической траектории практически всегда подсвеченная цель
входит в поле зрения ЛГСНФ снизу. По сигналам широкопольной
релейной флюгерной головки рули отклоняются на максимальные
углы для устранения углового рассогласования 15—17°.
В процессе этого энергичного движения вниз на располагаемых
углах атаки, которое длится обычно 2...3 с, УАБ тормозится и одно-
временно теряет высоту. Поэтому после ликвидации начального уг-
лового рассогласования дальнейшее самонаведение происходит по
более пологой траектории и с меньшей скоростью.
При этом переход на более пологую траекторию сопровождается
увеличением поперечной проекции силы тяжести УАБ и соответст-
вующим уменьшением продольной составляющей этой силы. Такое
перераспределение проекций силы тяжести означает уменьшение
движущей составляющей и увеличение вредного поперечного воз-
действия, что в свою очередь опять-таки приводит к снижению ско-
рости и уменьшению траекторного угла наклона, т.е. к падению
располагаемой текущей энергетики УАБ. Одновременно усиливает-
ся тенденция к недолетным промахам и уменьшается угол подлета к
цели, что снижает эффективность оружия.
Можно предположить, что для уменьшения таких негативных
явлений отработку начального рассогласования следовало бы про-
водить не максимально отклоненными рулями и тем самым сни-
зить описанные избыточные потери. Однако это опасно, потому
что при меньшем отклонении рулей авиабомба может не успеть
ликвидировать начальное угловое рассогласование и цель выйдет
из поля зрения головки. В результате увеличивается количество
траекторий рассеивания, при которых цель попадает в периферий-
ные участки поля зрения и затем выходит из него, что практически
эквивалентно снижению вероятности захвата цели.
Поскольку вероятность устойчивого захвата цели является важ-
ной характеристикой эффективности УАБ с принципом захвата на
траектории автономного полета, значение максимального отклоне-
ния рулей выбирается в совокупности с другими аэродинамически-
ми параметрами с учетом возможных разбросов баллистических
траекторий и необходимости Энергичной отработки реальных рас-
согласований, возникающих в момент захвата.
235
Характер отклонения рулей одного канала УАБ калибра 250 кг с
флюгерной ЛГСН в процессах наведения после горизонтального
сброса с высот = I, 3, 6 км на скорости 250 м/с при вращении со
скоростью ш, ® 200 °/с показан на рис. 3.20.
С ростом высоты бомбометания увеличивается временной интер-
вал от момента сброса до захвата цели и возрастает крутизна траек-
тории на участке наведения. В соответствии с этим меняется и час-
тота перекладки рулей Распределение точек падения УАБ относи-
тельно цели на горизонтальной поверхности земли при этих режи-
мах сброса представлено на рис. 3.21. Ниже приведены значения
оценок точности £, и Е:
12.1
30.7
По приведенным значениям Е. и Е видна разница оценок кру-
гового вероятного отклонения в картинной плоскости и на земле,
обусловленная различием углов наклона траектории УАБ в конце
полета.
236
После устранения начального рассогласования наступает этап
наведения, на протяжении которого авиабомба колеблется относи-
тельно линии визирования. При этом реакция УАБ на одинаковые
по амплитуде отклонения рулей каналов управления в направлени-
ях движения вниз и вверх неодинакова, поскольку поперечная пере-
грузка, направленная вниз, действует по направлению силы веса, а
при движении вверх их направления противоположны, причем это
различие в линейных перемещениях УАБ усиливается с увеличени-
ем пологости траектории.
Такой характер колебательности процессов наведения УАБ с
флюгерной ЛГСН побуждает к организации несимметричного от-
клонения рулей на движение вниз и вверх после отработки на-
чального углового рассогласования. Переключение на несиммет-
ричный режим работы стабилизируемой по углу крена УАБ мож-
но осуществлять по времени (например, через 3 с после захвата
цели) или по факту смены полярности хотя бы одного сигнала
ЛГСНФ, что является признаком отработки начального рассогла-
сования.
237
Один из способов уменьшения отклонения рулей на движение вниз
состоит в суммировании отрицательных по знаку сигналов ЛГСНФ с
положительными сигналами уставки J,.. Уровень уставки подбирается
исходя из желаемого значения угла рулей при движении вниз.
Сигнал уставки Ur. может быть использован также для отклоне-
ния рулей на движение вверх при попадании лазерного пятна в зону
нечувствительности Л ГСНФ. При положении пятна в зоне нечувст-
вительности сигналы головки равны нулю, а отклонение рулей на
движение вверх при этом вследствие действия уставки положитель-
ной полярности направлено на подъем вектора скорости УАБ.
Уменьшение отклонения рулей каналов управления, вызываю-
щего движение вниз, и организация сигналов на движение вверх
при положении пятна в зоне нечувствительности ЛГСНФ снижают
степень "проседания” вектора скорости УАБ ниже линии визирова-
ния на большей части полета с наведением, что сопровождается
уменьшением потерь скорости и высоты. Однако это возможно
только в авиабомбах со стабилизацией угла крена, позволяющей
связать направление отклонения рулей с ориентацией авиабомбы
по отношению к поверхности земли.
Эффективность организации уставки, снижающей уровень откло-
нения рулей на движение вниз от максимального значения 20° до
примерно 15°, в наибольшей степени проявилась в процессе отработ-
ки авиабомбы КАБ-500ЛК с флюгерной ЛГСН и кассетной БЧ. При
симметричном отклонении рулей в пределах ±20° авиабомба имела
бы такие траектории, что при вскрытии кассеты по сигналу радиовы-
сотомере поле рассеивания элементов БЧ респолагалось бы с недоле-
том, практически не накрывая цель. Благодаря организации данной
уставки траектория авиабомбы сместилась вверх и повысилась ско-
рость УАБ. В результате при вскрытии кассеты на той же высоте поле
рассеивания ее элементов стало эффективно накрывать цель.
Амплитуда и частота колебаний авиабомбы относительно линии ви-
зирования сопражены помимо динамических свойств объекта управле-
ния с характером искривления воздушного потока в месте установки
ЛГСНФ и с величиной ее зоны нечувствительности. Механизм этого
сопряжения поясним на примере УАБ, стабилизируемой по углу крена.
В результате экспериментов, проведенных в аэродинамических
трубах с авиабомбами, имеющими различные формы головных час-
тей и штанг, на которых подвешивается флюгерная ЛГСН, установ-
лен характер искривления воздушного потока в месте расположе-
ния головки (см. подразд. 2.6). Из материалов этих исследований
следует, что при дозвуковых скоростях полета с ростом угла атаки
авиабомбы от 0 до 16...20’ местное искривление набегающего пото-
ка вызывает отклонение флюгера от направления невозмушенного
потока (вектора воздушной скорости F) на угол До, в сторону 'от-
ставания" оси флюгера OXt от вектора И. При таком "отставании"
238
флюгера Дсц < 0 и вектор V оказывается между продольными осями
флюгера ОХ, и ОХ авиабомбы. _
Отклонение флюгера от векторе У воздушной скорости УАБ оз-
начает отклонение от этого вектора чувствительного элемента
ЛГСНФ, что вносит погрешность в осуществление метода наведе-
ния. Лля пояснения механизма влияния этой погрешности рассмот-
рим характер положений оси ОХ, флюгера относительно оси ОХ и
вектора V в процессе наведения стабилизируемой по крену УАБ с
ЛГСНФ. При этом будем иметь в виду, что при попадании линии
визирования в зону нечувствительности Л ГСНФ введенная в закон
управления уставка отклоняет рули УАБ на движение вверх.
Для пояснения на рис. 3.22 схематично показаны последователь-
ные положения осей ОХ,, ОХ и вектора V по отношению к линии
визирования в характерных моментах процесса наведения в
вертикальной плоскости. Для простоты рисунка линия визирования
изображена неподвижной в пространстве.
При полете до момента захвата цели оси ОХ, и ОХ практически
совпадают с вектором V. На рис. 3.22 это состояние отражено поло-
жением / (зона нечувствительности затемнена).
При попадании цели в нижний край поля зрения головки выра-
батываются управляющие сигналы, под воздействием которых рули
отклоняются на движение вниз, угол атаки УАБ возрастает до при-
239
мерно балансировочного значения, а ось флюгера OXt отходит от
вектора И вверх на величину Да». Оси поля зрения и зоны нечувст-
вительности ЛГСНФ совпадают с осью ОХа. Этому состоянию на
рис. 3.22 соответствует положение 2.
Движение вниз осуществляется до тех пор, пока линия визировав
ния не попадет в зону нечувствительности. В этот момент вектор V
находится ниже линии визирования (положение J).
Поскольку в зоне нечувствительности проявляет себя сигнал ус-
тавки, рули вызывают движение вверх и под их действием корпус
авиабомбы, отклоняясь вверх, опережает вектор скорости на угол
атаки. При этом флюгер перемешается в положение 4ниже вектора
У на величину да».
Движение авиабомбы вверх продолжается до того момента, пока
линия визирования не окажется ниже зоны нечувствительности
(положение 5). В процессе перехода от положения 4 к положению 5
вектор скорости перемещается из положения ниже линии визирова-
ния в положение над ней.
Далее (положение б) снова начинается движение вниз аналогично
положению 2, и цикл колебаний относительно линии визирования
повторяется. При этом, конечно, временные отрезки движения вверх
и вниз, а также амплитуды колебаний зависят от сочетания ряда фак-
торов (скорости полета, угла наклона траектории, аэродинамических
характеристик УАБ, величины зоны нечувствительности и др.).
Реальные процессы наведения совершаются не в одной плоскости,
а в пространстве с одновременной работой обоих каналов управления.
Эго тоже отражается на параметрах рассматриваемых колебаний.
Моделирование пространственных процессов наведения не-
скольких УАБ разных конструкций отражает корреляцию амплиту-
ды колебаний вектора скорости относительно линии визирования с
величиной Д а»: чем больше Да», тем больше амплитуда колебаний.
Кроме того, влияние фактора искривления потока в месте располо-
жения флюгера на точность наведения в большей мере проявляется
при стабилизации УАБ по крену, нежели при наведении УАБ, вра-
щающихся вокруг продольной оси. При вращении УАБ происходит
перераспределение погрешностей Да» по каналам управления с не-
которым выравниванием их воздействия по разным направлениям.
Причинами снижения точности наведения УАБ с ЛГСНФ могут
быть также конструктивные и технологические факторы, к которым
относятся смещение центра масс флюгера относительно его осей
подвеса (дебаланс флюгера), асимметрия его корпуса, механическое
влияние на динамику флюгера электрического кабеля, перекосы
осей подвеса флюгера и осей фотоприемника. Обычно эти факторы
ограничены производственными допусками и имеют случайный ха-
рактер. Их влияние на процесс самонаведения зависит от количест-
венных значений и определяется их совокупным действием.
240
Статистическим моделированием установлено, что обычно их
взаимодействие несколько снижает точность наведения, но степень
этого снижения незначительна.
По степени влияния на точностные возможности системы наведе-
ния УАБ с флюгерной ЛГСН наиболее существенным фактором явля-
ется чувствительность к ветру. Остановимся на этом более подробно.
Зависимость точности попадания УАБ с флюгерной ЛГСН от ско-
рости ветра исследуем на примерах УАБ калибра 250 кг, не имеющей
автопилота, и УАБ калибра 500 кг с автопилотом. Приводимые ниже
опенки точности получены статистическим моделированием при
резличных ветровых условиях. При этом все остальные факторы мо-
делей для корректности сопоставления принимались фиксированны-
ми. Центр пятна подсвета постоянно совпадал с центром цели.
УАБ калибра 250 кг, не имеющая автопилота и оснащенная флю-
герной ЛГСН, при горизонтальном применении в диапазонах по
высоте 1...6 км и по скорости 200...300 м/с в условиях типовой вет-
ровой обстановки и точного подсвета цели характеризуется оценка-
ми точности наведения Е, = 6...15 м.
Заметим, что в математически формализованной типовой ветро-
вой обстановке, описанной в гл. 1.2, величины и направления ско-
рости ветра являются случайными, и в этой обстановке оценками Е,
корреляция промахов с параметрами ветра не выявляется. Поэтому
влияние ветра на точность наведения УАБ с ЛГСНФ покажем с ис-
пользованием других моделей ветра.
Эта же УАБ при тех же высотно-скоростных диапазонах горизон-
тального применения, но в условиях постоянного бокового ветра со
скоростью 10 м/с имеет точность наведения, характеризуемую оцен-
ками Е, = 9—25 м, а при скорости бокового ветра 20 м/с — оценками
Е, = 15—60 м. При этом центр группирования точек пересечения
авиабомбой горизонтальной плоскости на высоте цели сдвигается
от цели по направлению ветра примерно на величину Е,.
Влияние ветра на точность наведения этой УАБ при ряде режи-
мов сброса проиллюстрировано в табл. 3.3, где У„, V,, 9„ - соответст-
। £., и, УАБ калибра 250 кг
Гл, КМ К,, м/с V Скорость ветра W. м/с
и;-о »Уда = 20 То=-20 »yr= 20
1 250 20 6 4 58 51
1 300 0 10.0 5.0 30 33
2 250 0 6.4 7,1 35 33
4 300 0 5.5 11 4 30 28
б 250 0 4.7 14.1 27 26
241
-50-1 . -25 £.sS7“ уо0»3км 50‘ е=е,бм -25- £,=9 3м £=131м и^гом/с we =0 • АЛЛ .
—so. • .-г’йтЗ 25 2,,и -25 * * 25 X, м -50 -25 0 26- 50- Z3 м -50- Е,=29,5м Е=46,1м W„=-20nfc .25 W„=0 Ж 1 и и s ы и от м о>*1 S \]
*-6б'**^б* 25 50 Z,.u 25 X, 'м -50 -25 j0_ •’/ , ..“50- 23 м 25 Х,,м
венно высота, скорость, угол наклона траектории в момент сброса
УАБ; В'., В-'р — скорость ветра в продольном и поперечном направ-
лениях (при попутном ветре В^ > 0, при встречном В', < 0).
Анализ статистической картины характера промахов этой вра-
щающейся по крену УАБ показывает, что даже в условиях отсутст-
вия ветра имеет место систематический недолет до центра лазерного
пятна. С увеличением высоты и скорости сброса систематика недо-
летных промахов уменьшается. При горизонтальном бомбометании
с высот 2...б км центр группирования находится в направлении
сброса на расстоянии от центра цели 15...5 м.
Попутный ветер со скоростью 20 м/с сдвигает точки падения УАБ
вперед, уменьшая недолетные составляющие промахов и увеличивая
242
перелетные, что отражается улучшением опенок Е, при бомбометании
с высот менее 2 км и их ухудшением при сбросах с высот более 2 км.
При встречном или боковом ветре со скоростью 20 м/с точность
наведения на всех режимах применения существенно ухудшается.
Эго связано с тем, что точки падения УАБ сдвигаются по направле-
нию ветра, увеличивая соответственно недолетные и боковые со-
ставляющие промаха, причем этот сдвиг тем сильнее, чем больше
скорость ветра.
На рис. 3.23 и 3.24 для режимов горизонтального бомбометания
с высот 3 и 6 км на скорости 250 м/с показано распределение то-
чек падения УАБ-250 с ЛГСНФ относительно точки прицеливания
при отсутствии ветра и при различных направлениях скорости вет-
ра В' = 20 м/с.
243
Аналогичные закономерности воздействия ветра на точность на-
ведения УАБ с флюгерной ЛГСН проявляются и при наличии в УАБ
автопилота с контурами стабилизации в каналах крена и управления
поперечными перегрузками.
Это можно показать на примере УАБ калибра 500 кг с флюгер-
ной ЛГСН и автопилотом, описанным в подразд. 3.7. Точность са-
монаведения этой УАБ при горизонтальном бомбометании в диа-
пазонах высот 0,5—6 км и скоростей 200...300 м/с характеризуется
следующими оценками кругового вероятного отклонения в кар-
тинной плоскости
в условиях отсутствия ветра — Е, = 3—7 м;
в условиях типовой статистической модели ветровой обстановки
с равновероятным направлением ветра в пределах 0—360° и нор-
мальным распределением скорости ветра со среднеквадретическим
значением 6.3 м/с у поверхности земли и его увеличением на высоте
в условиях постоянных ветров со скоростью 10 м/с:
Е, - 3...12 м при попутном ветре;
Е, = 7... 14 м при встречном ветре;
Е. - 11—21 м при боковом ветре;
Е, = 9—17 м при равновероятном направлении ветра в преде-
лах 0-360°;
в условиях постоянных ветров со скоростью 15 м/с:
Е = 4...15 м при попутном ветре;
Е, = 8...16 м при встречном ветре;
Е. = 17...35 м при боковом ветре;
Е, — 14...28 м при равновероятном направлении ветра в преде-
лах 0-360°.
Анализ структуры промахов на горизонтальной поверхности зем-
ли показывает, что в условиях безветрия и в условиях равновероят-
ного в пределах 0—360° распределения направления ветра центр
группирования точек падения УАБ располагается в зоне недолета до
центра цели. С увеличением высоты применения степень этого не-
долета уменьшается.
В диапазоне высот бомбометания 0,5...1,5 км увеличение скоро-
сти сброса также способствует уменьшению недолетных промахов.
Как и у вращающихся авиабомб, основными причинами недолет-
ных промахов стабилизируемых УАБ при применении с малых вы-
сот являются недостаточность энергетики и несущих свойств объек-
та управления в совокупности с несовершенством метода наведе-
ния, диктуемого флюгерной ЛГСН. Эго проявляется на малых вы-
сотах сброса даже при отсутствии ветра-
Наличие попутного ветра при режимах применения с малых и
средних высот может оказывать положительное влияние на точ-
ность наведения, компенсируя в определенной мере собственные
потери энергии авиабомбы. При применении с высот более 2 км.
244
когда собственной энергетики достаточно для завершения наведе-
ния, попутный ветер приводит к систематике перелетов.
Встречные и боковые ветры во всем реальном диапазоне режи-
мов применения УЛБ с флюгерной головкой самонаведения оказы-
вают вредное воздействие, увеличивая промахи в направлении сво-
его действия и в сторону недолета.
Помимо закономерностей в оценках Е, приведем количествен-
ные показатели расположения центра группирования точек падения
рассматриваемой УАБ калибра 500 кг с ЛГСНФ.
В условиях отсутствия ветра центр группирования располагается
в зоне недолета на расстояниях 13—18 м от цели при бомбометании
с высот 0.5... I км. на расстояниях 5—6 м при сбросе с высоты 2 км и
в пределах 1—2 м при применении с высот 4...6 км.
В условиях равновероятного распределения направления ветра,
имеющего скорость Ю м/с, сдвиг центра группирования в сторону
недолета составляет 16—32 м при бомбометании с высот 0,5—1 км,
7...10 м при сбросе с высоты 2 км и 1—3 м при применении с высот
4...6 км. При таком же распределении направления ветра со скоро-
стью 15 м/с положение центра группирования определяется недоле-
тами 19—40 м при высотах сброса 0,5—1 км, 9—13 м при высотах
2 км и 2...5 м при высотах 4—6 км.
В условиях постоянного попутного ветра со скоростью 10 м/с
центр группирования находится практически на направлении
сброса в пределах -4—3 м по отношению к центру цели при высо-
тах бомбометания 0,5... I км, а при высоте сброса 2 км его смеше-
ние в сторону перелета составляет 5...7 м. При таком же ветре и
сбросе с высот 4...6 км этот систематический перелет находится на
уровне 9...11 м.
В условиях встречного ветра со скоростью 10 м/с при всех режи-
мах сброса центр группирования точек падения находится в зоне
недолета на расстоянии 12—34 м от центра цели.
При боковом ветре со скоростью Ю м/с центр группирования
сдвигается по направлению ветра на 11—19 м и в сторону недолета
на 1—30 м.
В условиях постоянных ветров со скоростью 15 м/с проявляются
те же закономерности в смещении центра группирования точек па-
дения УАБ, но с большими значениями этих сдвигов.
Полученный моделированием характер корреляции промахов с
величиной и направлением скорости ветра подтверждается ре-
зультатами натурных летных испытаний различных УАБ с флю-
герной ЛГСН.
Как уже указывалось, основной причиной зависимости точности
наведения УАБ с флюгерной ЛГСН от скорости ветра является ме-
тодическая ошибка, обусловленная ориентацией флюгера по векто-
ру воздушной, а не земной скорости УАБ. В наибольшей мере эта
ошибка проявляется при направлении ветра, перпендикулярном
245
вектору воздушной скорости УАБ в конечной стадии полета. При
применении с малых высот ветер влияет на точность наведения так-
же через изменение энергетики авиабомбы.
В отличие от флюгерных головок самонаведения, ориентирую-
щихся в пространстве по вектору набегающего воздушного пото-
ка, гиростабилизированные головки являются следящими. С мо-
мента захвата цели следящая головка стремится направить ось
чувствительности на цель, так что после отработки начального
рассогласования ось чувствительности такой головки при качест-
венном слежении практически совмещается с линией визирова-
ния цели, а выходная информация головки с точностью до оши-
бок слежения пропорциональна угловой скорости линии визиро-
вания цели. Наличие этой информации позволяет организовать
самонаведение по методу пропорционального сближения (или его
модификациям).
По сравнению с наведением по методу погони, реализуемым при
флюгерной головке, самонаведение по методу пропорционального
сближения при следящей ЛГСН имеет ряд преимуществ по точно-
сти и условиям подлета УАБ к цели. Основные физические причи-
ны этих преимуществ состоят в следующем.
Выше отмечалось, что угловая информация флюгерной головки
сопряжена с ошибками, обусловленными релейностью ее пеленга-
ционной характеристики и несовпадением направлений набегаю-
щего на флюгер воздушного потока и земной скорости УАБ.
Именно эти ошибки и нерациональный метод самонаведения яв-
ляются основными причинами снижения точности УАБ с флюгер-
ными ЛГСН.
Гиростабилизированные лазерные головки самонаведения тоже
имеют чувствительный элемент (фотоприемник) с релейной пелен-
гационной характеристикой, но следящий характер этих головок
позволяет получать практически линейную информацию об угловой
скорости линии визирования цели- Поскольку угловое перемеще-
ние линии визирования отражает действительное движение УАБ от-
носительно цели и информация ЛГСНГ об угловой скорости линии
визирования линейна, эта информация является более ценной и
приспособленной для организации более рациональных методов са-
монаведения, что в значительной мере и определяет более высокую
точность попадания УАБ со следящими ЛГСНГ.
Вращение линии визирования вызвано земной скоростью УАБ, в
которой присутствует составляющая скорости воздушной среды.
Поэтому точность наведения авиабомб с гиростабилизированными
ЛГСН практически не зависит от скорости ветра.
Линейность информации ЛГСНГ об угловой скорости линии ви-
зирования позволяет организовать плавный характер процессов са-
монаведения с экономным расходованием энергии УАБ, что спо-
собствует повышению точности самонаведения и скорости подлета
246
к цели. Увеличение скорости подлета к цели повышает эффектив-
ность оружия почти при всех типах боевых частей. Конечные скоро-
сти УАБ калибров 250, 500 и 1500 кг при оснащении их гиростаби-
лизированными ЛГСН на 15...50 м/с выше, чем при головках флю-
герного типа.
В целях иллюстрации характера процессов наведения авиабом-
бы калибра 250 кг при оснащении ее флюгерной и гиростабилизи-
рованной головками самонаведения на рис. 3.25 и 3.26 показано
изменение угла отклонения рулей S и угла атаки а в одном из ка-
налов управления. Эти процессы показаны при наведении после
247
горизонтального сброса с высоты I км на скорости 300 м/с при
различных скоростях вращения авиабомбы вокруг продольной оси.
Начальная ситуация взаимного положения УАБ и цели выбрана
такой, что весь процесс наведения происходит в вертикальной
плоскости. Характер процессов во втором канале аналогичен пока-
занному на рис. 3.25, 3.26.
В процессе наведения УАБ-250 с ЛГСНФ (см. рис. 3.25) даже при
отсутствии вращения по крену рули на протяжении всего полета от-
клоняются релейно от упора до упора, что обусловлено релейно-
стью пеленгационной характеристики флюгерной головки.
248
В варианте с ЛГСНГ (см. рис. 3.25) при ю, = О рули находятся на
упоре только при отработке начального рассогласования и при рез-
ком нарастании сигналов наведения непосредственно перед встре-
чей с целью.
При си, * 0 в процессе наведения обоих вариантов УАБ имеют ме-
сто колебания, но их характер тоже различен. Длительность и часто-
та ступенчатых отклонений рулей в каждом из каналов управления
авиабомбы с флюгерной ЛГСН при вращении УАБ по крену опре-
деляются совокупностью релейных сигналов головки и изменением
ориентации каналов управления по отношению к цели. Колебания
же рулей и углов атаки УАБ с гиростабилизированной ЛГСН прак-
тически отражают только перераспределение сигналов головки, вы-
званное вращением УАБ относительно плоскости наведения, а не
колебания авиабомбы в плоскости наведения. При этом вследствие
линейности системы самонаведения уровни отклонения рулей и уг-
лов атаки УАБ с ЛГСНГ на большей части траектории меньше, чем
у авиабомбы с ЛГСНФ. Уменьшение угла атаки сопровождается
снижением потерь скорости УАБ.
В УАБ с ЛГСНГ и автопилотом, осуществляющим функции ста-
билизации в каналах крена и поперечных перегрузок, целесообраз-
но модифицировать пропорциональное сближение добавлением в
закон управления уставок, направленных на сдерживание потери
высоты полета в начальной стадии самонаведения. Это содействует
расширению диапазона режимов и условий применения УАБ и
улучшает траекторные параметры УАБ в конце полета, повышая тем
самым боевую эффективность оружия.
Процессы наведения УАБ, в составе которых имеются автопило-
ты с контурами стабилизации во всех каналах, различаются своим
характером в зависимости от типа головки самонаведения, причем
эти процессы аналогичны тем, которые показаны на рис. 3.25 и 3.26
при to, = 0.
При флюгерной ЛГСН, несмотря на наличие контуров стабили-
зации в каналах управления, эти процессы, как и у вращающихся
авиабомб, всегда колебательные, хотя частота ступенчатых отклоне-
ний рулей вследствие стабилизации крена практически не связана с
изменением углового положения каналов управления по отноше-
нию к цели.
При следящей гиростабилизированной ЛГСН характер процес-
сов наведения УАБ, оснащенных автопилотом, показан на рис. 3.27
и 3.28. Процессы наведения осуществляются после горизонтальных
сбросов авиабомбы калибра 500 кг с высоты 3 км на скорости
200 м/с (см. рис. 3.27) и авиабомбы калибра 1500 кг на скорости
300 м/с (см. рис. 3.28). На рис. 3 27 и 3.28 показаны отклонения ру-
лей 8., 8, и изменение углов атаки а,, а, в каналах управления. Не-
смотря на различие массовых и аэродинамических характеристик
этих авиабомб процессы имеют однотипный плавный характер.
249
В отличие от авиабомб с флюгерными головками точность само-
наведения УАБ со следящими гиростабилизированными ЛГСН ин-
вариантна к скорости ветра. Для иллюстрации этого в табл. 3.4
250
Исследования динамики систем наведения ряда УАБ с ЛГСНГ
показывают, что при точном подсвете цели с самолета или наземно-
го пункта оптико-квантовыми генераторами с энергией излучения
более 0,1 Дж в условиях метеорологической дальности видимости
более 10 км и при отсутствии организованных и естественных помех
достигается точность наведения, характеризуемая опенками Е. =
1...6 м. При этом точность наведения практически инвариантна к
скорости ветра в пределах 50 м/с. Эти оценки распространяются на
применяемые по баллистическим алгоритмам УАБ как с наличием
автопилота, так и без него.
Ухудшение точности наложения пятна, снижение энергии излу-
чения, наличие помех и ряд других внешних обстоятельств сопрово-
ждаются соответствующим ухудшением точности наведения. Сте-
пень этого ухудшения зависит от характера и уровня мешающих об-
стоятельств.
При ухудшении точности наложения луча подсвета на цель со-
ответственно ухудшается и точность попадания УАБ. Если подсвет
осуществляется с самолета-носителя, то степень снижения точно-
сти попадания коррелируется с высотой сброса, поскольку линей-
251
ное смешение пятна на поверхности земли примерно пропорцио-
нально дальности подсвета. При точности наложения луча подсве-
та, характеризуемой угловыми ошибками с стДф < 7', оценки точ-
ности попадания УАБ с гиростабилизированной ЛГСН ухудшают-
ся с увеличением высоты применения в диапазоне 1...5 км до зна-
чений Е, = 5...10 м, а в диапазоне высот сброса 5...10 км — до зна-
чений £, = 5...20 м. Реальная точность наложения пятна на цель с
различных современных самолетов характеризуется значениями
параметра <тД<р в диапазоне 0...7'.
Ориентация по крену УАБ, оснашенной гиростабилизированной
ЛГСН, позволяет на участке полета до захвата цели отклонить ось
чувствительности ЛГСНГ в направлении ожидаемого появления це-
ли в поле зрения головки. Это увеличивает вероятность захвата и
позволяет организовать применение УАБ по принципу сброса из
разрешенной зоны.
Размеры ЗВС УАБ с гиростабилизированными лазерными ГСН
(см. рис. 3.18, 3.19) определяются сочетанием комплекса факторов,
к которым относятся:
высоты, скорости и углы бомбометания;
точность сброса и подсвета цели;
энергия подсвета, ширина поля зрения и чувствительностьЛГСН;
техническое рассеивание траекторий на участке палета до захвата
динамические свойства УАБ на участке самонаведения;
штатное время работы бортовой аппаратуры,
требуемая точность попадания.
С ростом высоты горизонтального сброса на скоростях более
200 м/с имеет место тенденция стягивания краев ЗВС к началу
номинальной баллистической траектории, что в основном объ-
ясняется увеличением разброса траекторий из-за снижения
точности бомбометания и удлинения участка полета до захвата
цели. Этот рост рассеивания траекторий приводит к увеличе-
нию вероятности незахвата цели или захвата в таком положе-
нии, из которого УАБ не в состоянии навестись с приемлемым
промахом.
При скоростях сброса менее 200 м/с с ростом высоты горизон-
тального бомбометания протяженность ЗВС, наоборот, несколько
возрастает. Это происходит вследствие того, что при сбросе с малы-
ми скоростями увеличение начальной высоты сопровождается на-
бором скорости к моменту захвата цели головкой и соответствую-
щим улучшением динамических возможностей УАБ на участке са-
монаведения, причем этот фактор превалирует над негативным
влиянием рассеивания траекторий. Кроме того, с уменьшением на-
чальной скорости точки сброса приближаются к цели и крутизна
траекторий на этапах самонаведения возрастает, что положительно
отражается на точности попадания.
252
На режимах бомбометания с углами пикирования —15...—20° ана-
логичное стягивание краев отрезка ЗВС к началу номинальной бал-
листики происходит при снижении высоты сброса в диапазоне
3...1 км, поскольку при этом возрастает вероятность ситуаций с не-
захватом цели и с усложнением процессов отработки начальных уг-
ловых рассогласований.
Увеличение угла кабрирования до 10° при бомбометании в диа-
пазонах высот i.,.5 км и скоростей 150...300 м/с отодвигает ЗВС от
цели и сокращает протяженность отрезков разрешенного сброса.
Увеличение начальных дальностей ЗВС вызывается в основном из-
менением пространственной ориентации ЛГСНГ в районе возмож-
ных захватов цели, что отражается на вероятности захвата и траек-
торных параметрах УАБ в момент захвата. Сокращение протяжен-
ности ЗВС объясняется в значительной мере падением скорости
УАБ на участке набора высоты при кабрировании.
В подразд. 3.6 говорилось о существовании комбинированных
ЛГСН, в которых гиростабилизатор с чувствительным элементом
устанавливается на флюгере. При построении системы самонаведе-
ния врашаюшейся УАБ с такой ЛГСН до момента отработки на-
чального рассогласования используется метод погони, а последую-
щее самонаведение осуществляется по методу пропорционального
сближения. В этом варианте системы самонаведения точность наве-
дения УАБ соответствует уже рассмотренным возможностям гиро-
стабилизированной ЛГСН.
Глава 4
СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ УАБ
С ТЕЛЕВИЗИОННЫМИ ГСН
4.1 Типы и принципы действия систем наведения УАБ с ТГСН
Оснащение управляемых авиабомб телевизионными головками
самонаведения (ТГСН) явилось очередным шагом в развитии авиа-
ционного оружия. Благодаря тактико-техническим возможностям
телевизионных ГСН ракеты и УАБ с этими головками заняли опре-
деленную нишу в средствах авиационного поражения класса "воз-
дух-земля”. Образцы этого вида оружия создаются с телевизионны-
ми системами наведения двух типов: командного управления и са-
монаведения.
В командных системах телевизионное изображение местности,
находящейся в поле зрения ТГСН ракеты или УАБ, поступает на
монитор самолета-носителя через эфир или по волоконно-оптиче-
ской линии связи (ВОЛС). Оператор самолета по радиокомандному
каналу или по ВОЛС воздействует на прецессию ТГСН, осуществ-
ляя совмещение ее перекрестия с целью и, следовательно, прицели-
вание и наведение объекта управления на цель. После окончания
операций по прицеливанию ТГСН переводится в режим автомати-
ческого слежения за точкой прицеливания с возможностью коррек-
ции со стороны оператора.
Включение оператора в процессы поиска цели и наведения во
время автономного полета объекта управления расширяет диапазон
условий эффективного применения оружия. В случае сброса УАБ с
больших дальностей, при пониженной прозрачности атмосферы
или из-за облаков оператор имеет возможность осуществить поиск
цели, прицеливание или доприиеливание в условиях лучшей види-
мости на меньших дальностях до цели, а корректировка слежения
ТГСН за целью позволяет улучшить точность наведения. Использо-
вание ВОЛС повышает помехозащищенность оружия.
Недостатками оружия с телевизионно-командным управлением
являются его более высокая стоимость, пониженная помехозащи-
щенность радиочастотных каналов и вовлеченность оператора в
процесс наведения на протяжении автономного полета оружия.
Одним из существенных достоинств самонаводяшихся авиацион-
ных средств поражения является их применение по принципу "сбро-
сил-забыл", так как после осуществления пуска самолет-носитель
может совершать любые защитные маневры или переключиться на
выполнение другой операции. В отличие от телевизионно-команд-
ных систем, процесс наведения которых связан с действиями экипа-
254
жа самолета-носителя, и от систем лазерного наведения, требующих
подсвета цели в процессе полета УАБ, системы самонаведения УАБ с
ТГСН после сброса обладают полной автономностью, что и дает воз-
можность применять оружие по указанному принципу.
Кроме того, по сравнению с телевизионно-командными система-
ми самонаведение с ТГСН имеет преимущество по степени помехо-
защищенности и стоимости. В основном вследствие этих досто-
инств в УАБ более широко используются системы самонаведения.
По принципу выделения полезного сигнала телевизионные ГСН
подразделяются на два основных типа: контрастные (ТГСН-К) и
корреляционные (ТГСН-КР). В некоторых ТГСН последовательно
совмещаются оба этих принципа.
ТГСН-К с принципом формирования сигнала наведения по при-
знакам контрастности элементов сюжета телевизионного изображе-
ния предназначены для применения по целям, контрастно выде-
ляющимся на окружающем фоне.
Корреляционный принцип выделения сигнала наведения состо-
ит в корреляционном анализе структуры сюжета, окружающего
цель. Методология корреляционного принципа основана на созда-
нии эталонного изображения местности, окружающей цель, и на
определении корреляционных зависимостей между структурами
эталонного и текущего сюжетов в процессе полета УАБ. Центр эта-
лонного изображения, соответствующий точке прицеливания (це-
ли), может находиться в любом месте сюжета. При этом важно
лишь чтобы сюжет в окрестности точки прицеливания был инфор-
мативен с позиций корреляционной обработки сдвигов текущего
телевизионного изображения относительно эталонного. В связи с
этим при корреляционном принципе выделения полезных сигналов
УАБ могут применяться по замаскированным целям, если вокруг
них имеются сюжетные ориентиры для определения экипажем са-
молета-носителя местоположения цели в процессе прицеливания и
для осуществления эффективной корреляционной обработки
аппаратурой ТГСН в полете УАБ.
Захват цели телевизионной головкой можно организовать либо
когда УАБ еще находится на подвеске самолета-носителя, либо на
траектории ее автономного полета. Наиболее простым и освоенным
является вариант захвата цели под носителем. Для захвата цели на
траектории автономного полета необходимы гораздо более сложные
мероприятия по осуществлению целеуказания, по организации дви-
жения УАБ до захвата цели и по поиску цели головкой.
При организации захвата цели до сброса УАБ основные опера-
ции по прицеливанию состоят в следующем. Оператор самолета
средствами прицельно-навигационного комплекса (ПРНК) находит
цель и наводит на нее перекрестие прицела, расположенное в цен-
тре телевизионного изображения наблюдаемой через прицел мест-
ности. Телевизионные головки предназначенных для сброса УАБ
255
связаны с прицелом через цепи целеуказания и в процессе прицели-
вания отслеживают угловые движения прицела, так что с точностью
систем слежения оси головок УАБ направлены туда же, куда нало-
жено перекрестие прицела.
По команде оператора "цель" электронное изображение местно-
сти в ТГСН-КР с корреляционным принципом определения сигна-
ла наведения запоминается в качестве эталона. Центр эталона соот-
ветствует точке местности, обозначающей точку прицеливания, за
которой далее должна следить ТГСН-КР и на которую должна наво-
диться УАБ.
Вследствие ошибок систем слежения ТГСН-КР за прицелом у
каждой УАБ будет своя точка прицеливания, отличающаяся от той,
которая соответствует самолетному прицелу, а уровень ошибок сле-
жения будет влиять на точность прицеливания ТГСН-КР. При та-
кой организации эталонов возможно залповое применение не-
скольких УАБ по одной цели, но разброс точек окончания их траек-
торий будет связан с разбросом точек прицеливания.
При работе с одной УАБ можно устранить ошибки слежения
ТГСН-КР за прицелом и тем самым повысить точность организа-
ции эталонного изображения. Для этого оператор в процессе прице-
ливания должен вывести на экран ПРНК изображение местности,
получаемое с ТГСН-КР той УАБ, которую он намерен сбросить, и
осуществить те же операции по организации эталона, что и при ра-
боте с изображением самолетного прицела.
В варианте прицеливания по изображению с ТГСН-КР тоже
можно осуществить залповый сброс нескольких УАБ, если их
ТГСН-КР включены в систему слежения за той ТГСН-КР, по кото-
рой производится прицеливание. Однако при этом так же, как и
при слежении за прицелом у ведомых ТГСН-КР ошибки слежения
будут присутствовать.
Еще один способ сброса двух или нескольких УАБ по одной или
близко расположенным целям в одном заходе самолета состоит в
последовательном прицеливании намеченных к сбросу УАБ и их
сбросе в пределах разрешенной зоны применения.
Процесс слежения за целью головками с контрастным принципом
формирования сигнала наведения тоже начинается по команде "цель".
Для слежения используются сигналы, формируемые посредством об-
работки массива данных, соответствующих текущему изображению
местности. Алгоритмы этой обработки позволяют выделить участок
местности, отличающийся по признакам контрастности от окружаю-
щего фона, и сформировать сигналы наведения на этот участок.
Захват цели головкой до сброса УАБ удобен оперативностью в
работе как по заранее заданным целям, так и по целям, обнаружен-
ным в процессе полета. Прицеливание непосредственно в полете
позволяет сформировать эталон, соответствующий дальности, ра-
курсу, направлению визирования цели, состоянию местности во-
256
круг цели, метеорологической обстановке и ряду других текуших
обстоятельств во время проведения боевой операции. Однако захват
цели до сброса возможен только при наружной подвеске УАБ под
самолетом-носителем или при такой внутрифюзеляжной подвеске,
при которой намеченная для сброса УАБ выдвигается из фюзеляжа
самолета для осуществления прицеливания и захвата цели.
Применение УАБ с ТГСН избомболюка, а также с больших даль-
ностей и в сложных метеоусловиях, когда цель не видна или плохо
видна, требует организации захвата цели головкой на траектории
автономного движения УАБ. Для такого захвата корреляционной
ТГСН необходимо эталонное изображение цели, которое должно
быть введено в головку перед сбросом УАБ.
Формирование эталона для захвата цели на траектории возможно
двумя способами. Один из них предназначается для захвата обнару-
женной в полете цели непосредственно после выхода УАБ из бом-
болюка, второй, более сложный, — для захвата заранее заданной це-
ли в любой части траектории УАБ.
Если цель видна через телевизионный прицел, а УАБ находится в
бомболюке и ее ТГСН-КР отслеживает угловые движения самолетно-
го прицела, то эталонное изображение может быть сформировано в
прицеле и в электронном виде передано перед сбросом в ТГСН-КР.
По выходе УАБ из бомболюка ось чувствительности головки будет
ориентирована приблизительно параллельно оси прицела, т.е. в на-
правлении на цельс ошибками слежения и ошибками, накопленными
за время движения после введения в корреляционную ТГСН эталона.
В том случае, если из-за этих ошибок угловое отклонение оси
ТГСН-КР от направления на точку прицеливания, определенную
указанным эталоном, находится вне пределов дискриминационной
характеристики ТГСН, начинается поисковое сканирование голов-
ки. Если сразу по выходе из бомболюка или в процессе сканирова-
ния точка прицеливания попадает в поле дискриминационной ха-
рактеристики, то осуществляется захват цели головкой. В случае не-
захвата цели процесс самонаведения не состоится.
Захват цели контрастной ТГСН непосредственно после сброса
УдБ осуществляется в том случае, если контрастная цель попадает в
поле обработки телевизионного изображения.
Организация захвата цели корреляционной ТГСН в любой части
автономного полета УАБ требует комплекса мероприятий, связанных
с подготовкой эталонных изображений цели в электронном виде и с
осуществлением на борту УАБ в процессе палета трансформации
эталонов в зависимости от текуших координат УАБ относительно це-
ли и направления захода на цель. Кроме того, на участке полета до
захвата цели необходимо сформировать законы управления УАБ и
ориентацией ее ТГСН, направленные на обеспечение захвата.
Следует иметь в виду, что в отличие от захвата цели под самоле-
том-носителем при обоих способах Организации захвата цели на
траектории возможны сбросы УАБ, в которых вследствие неблаго-
приятного сочетания случайных факторов захват цели не происхо-
дит. По уровню надежности выполнения боевой операции способы
захвата цели на траектории уступают применению УАБ с захватом
под самолетом-носителем.
4.2 . Телевизионно-корреляционная ТГСН-КР
Отечественные УАБ первого поколения были оснашены ТГСН с
корреляционным принципом формирования сигналов самонаведе-
ния В этих ТГСН-КР в качестве чувствительного элемента исполь-
зуется видикон или ПЗС-матрина (матрица с поверхностно-зарядо-
выми связями).
Объектив с чувствительным элементом размешается на платфор-
ме трехосного гиростабилизатора. Сигналы с чувствительного эле-
мента обрабатываются в электронной части ТГСН-КР. В отечест-
венных УАБ первого поколения захват цели головкой осуществлял-
ся при подвеске УАБ под самолетом-носителем.
При подготовке к сбросу и в автономном полете УАБ головка ра-
ботает последовательно в трех режимах: дежурном, целеуказания и
слежения.
Дежурный режим, при котором на блоки ТГСН-КР подается
электропитание, а рамы и платформа гиростабилизатора зааррети-
рованы, является подготовительным. Целеуказание осуществляется
в режиме слежения за прицелом с последующим доприиеливанием
оператором непосредственно головкой или в режиме поиска цели и
прицеливания только через ТГСН-КР.
При режиме целеуказания рамы гиростабилизатора снимаются с
арретиров, телевизионное изображение поступает на экран само-
летного дисплея и летчик-оператор сигналами через систему целе-
указания совмещает электронное перекрестие ТГСН-КР с целью.
При совмещении перекрестия с целью по команде летчика-опера-
тора записывается эталонное изображение, разарретируется плат-
форма и начинается режим слежения за целью. Затем производится
сброс УАБ.
Математическая модель ТГСН-КР, используемая на этапах син-
теза системы самонаведения, анализа летных испытаний, определе-
ния зон возможного сброса и оценок эффективности УАБ, должна
отражать основные функции головки и в то же время не должна
быть перегружена подробностями, требующими такого увеличения
длительности моделируемых процессов, которое затрудняет иссле-
дования на вычислительной технике с располагаемым быстродейст-
вием. В связи с этим ниже приводится описание модели ТГСН-КР с
учетом ряда упрощений, которые сохраняют основные свойства го-
ловки и позволяют оперативно проводить исследования систем са-
монаведения УАБ с ТГСН-КР на различных этапах их разработки.
258
4.2.1. Уравнения движения гиростабилизатора ТГСН-КР
Гиростабилизатор рассматриваемой ТГСН-КР представляет со-
бой систему, включающую в себя три рамы: наружную, внутреннюю
и платформу.
Необходимость размещения чувствительного элемента на
платформе, механически "развязанной" от вращения УАБ по
крену, вызвана тем, что корреляция текущего и эталонного теле-
визионных изображений существенно зависит от ракурсных рас-
согласований, включая и рассогласования этих изображений по
крену. Исследования на ряде наблюдаемых сюжетов показали,
что поворот по крену текущего изображения относительно эта-
лонного на угол 7...)0’ может вызывать полную декорреляцию
этих изображений.
Конструкция гиростабилизатора включает датчики углов, двига-
тели разгрузки, двухстепенный силовой и трехстепенный прецесси-
рующий гироскопы, усилители и преобразователи сигналов.
Подробное математическое описание работы всех этих элементов
может быть необходимым при разработке гиростабилизатора и соб-
ственно ТГСН-КР. Однако в модели системы самонаведения УАБ
обычно достаточно ограничиться упрощенным описанием, отра-
жающим факторы пространственной ориентации его рам, быстро-
действие контуров слежения и реакции на ожидаемые значимые ви-
ды возмушений-
В рассматриваемой ТГСН-КР расположение осей вращения на-
ружной и внутренней рам гиростабилизатора соответствует "+"-об-
разной пространственной ориентации в УАБ, каналы управления
которой ориентированы "х"-
образно.
Для математического опи-
сания вращения рам гироста-
билизатора свяжем с его на-
ружной рамой систему коор-
динат OX,Y^„ с внутренней
рамой - систему координат
OXY,Z„ с платформой - оси
OX'Y'Z,,. Угловая ориентация
этих систем координат отно-
сительно связанной с корпу-
сом УАБ системы координат
OX.Y.Z, показана на рис. 4,1.
Система координат OXtY,Z,
повернута относительно свя-
занной системы OXYZ вокруг
оси ОХ на угол х = 45° (см.
•У,
1
относительно осей ОХ,У^, УАБ
259
УГЛОМ т„.
Проекции />„ q„ г„ абсолютной угловой скорости вращения на-
ружной рамы на собственные оси выражаются через сумму перенос-
ных и относительных угловых скоростей в следующем виде:
( СО5е9
q„ 1= -sing8
Н о
sine9
О
Аналогичные соотношения для угловых скоростей р„ q„ г, враще-
ния внутренней рамы и <а„, и>.п платформы имеют вид:
(₽„'] fcosc, 0 -sine,Yp„'| fo "1
<?» =1 о I о Г" НЧ=
г, ) lysine, 0 cose, J|/„ ) (о J
I (to,, cose9 +to,| sine 9) cose, -(to., +£9) sine, 'j
-co,, sine„ +co,, cose., +e, ;
(to,, cose8 +co,, sines)sine, +(<*>;i +89)0088,)
pO.n'l И
I 1=1 0
I" nJ 1°
0
cosy„
-siny„
0 IN N
siny„ II |+ 0 |-
cosyJU ) lo J
С учетом выражений для p„ q„ г. имеем:
a>«n =(“,i coses +ю,| sine,)cose, -(to+e9)sme, н
co„, =(co,i coscB -coxl sine» +e,)cosy„ +((cox, cose,
+ co,1 sines)sine, +(cod +e3)cosc,)sinY„;
to„ =(coa sins, -co,, coses-e,)sinyn +
+ ((<o„ cose„ +co,i sines)sjne, +(to,, +
+ e.,)cose,)cosyn.
260
Решив уравнения (4.1) относительно е9, еу, у„, получаем кине-
матические уравнения, связывающие эти угловые скорости с проек-
циями угловых скоростей вращения платформы и корпуса УАБ на
собственные оси:
С.,=5ес£„(<орт siny,, +Ш-П cosy„)-(o>xi costs +<0^, sint.4)tgb„ -<oa,
£„=<«„, cosт„ -Шд, sinyn sine3 -<oyl cosc3; (4.2)
у„ = и>„, ttgc^co,,, siny,, +<i>m cosr„)-(o)„ cose3 +tozl sine3)secE^.
В процессе слежения головки за целью угловое движение плат-
формы в основном определяется действием управляющих сигналов
t/llrl и М>я контуров слежения ТГСН-КР по каналам тангажа и рыс-
кания. Эти сигналы поступают на моментные датчики малогабарит-
ного трехстепенного гироскопа, установленного на платформе, и
заставляют его прецессировать в направлении линии визирования
цели. С датчиков углов, расположенных на рамках этого прецесси-
рующего гироскопа, соответствующие сигналы подаются на двига-
тели разгрузки рам ТГСН-КР, чем обеспечивается слежение внут-
ренней и наружной рам за прецессией трехстепенного гироскопа.
Кроме того, на протяжении всего полета по информации датчиков
углов двигатели разгрузки компенсируют действие возмущающих
моментов на осях рам.
Стабилизация положения платформы по отношению к оси
собственного вращения осуществляется посредством силового
двухстепенного гироскопа, расположенного на платформе. В
процессе полета поддерживается ортогональность рамок гиро-
скопов, расположенных на платформе, а скорости их прецес-
сии без ощутимого запаздывания определяют вращение плат-
формы.
Совокупное действие возмущений, оказывающих ощутимое
влияние на поведение ТГСН-КР, можно описать в модели фактора-
ми дрейфа платформы и механического воздействия вращения УАБ
на вращение платформы через трение в осях гиростабилизатора
("недоразвязка" гиростабилизатора).
С учетом сказанного, угловое движение платформы в модели
можно представить в виде соответствующих сумм угловых скоро-
стей K.Un,„ К..ил, прецессии по сигналам контуров слежения, со„,
<u,„ ох, дрейфа платформы и <о„„, ш^,,, ох,, "недоразвязки" гиростаби-
лизатора:
<от =»я+<ояа;
“л, = +0)^ +ш>ш;
o>in +<оа +<о;1и-
26]
Угловые скорости дрейфа являются случайными и в статистиче-
ском моделировании они обычно принимаются как центрирован-
ные нормально распределенные величины со значениями средне-
квадратических отклонений, соответствующими техническим усло-
виям или паспортным данным гиростабилизатора.
Угловые скорости "недоразвязки" зависят от вращения корпуса
УАБ относительно платформы. В модели эту зависимость можно
формализовать соотношениями, которые получены из уравнений
(4.2) посредством учета слагаемых, выражающих проекции угловых
скоростей <о,,, га,,, <о,, на соответствующие оси рам и платформы:
sin£3)cos€„ -<o;l sinew [;
sines)sine„ +ы;| cose,, [siny,, +
;s)cosy„; (4.4)
= A'k.hKOxi cosb3 +<*>>1 sin£a)sinev +iocossv |cos у„ -
Коэффициенты Кш, К„, отражают степень влияния враще-
ния УАБ на движение платформы ТГСН-КР. проявляющегося че-
рез трение в осях рам и платформы. Значения этих коэффициентов
определяются расчетом или при проведении стендовых экспери-
ментов.
Формирование сигналов 14,,,. 14м рассмотрено ниже.
Система дифференциальных уравнений (4.2)—(4.4) описывает
поведение гиростабилизатора в составе ТГСН-КР. Для интегриро-
вания этих уравнений необходимо определить начальные значения
параметров.
Процесс слежения головки за целью (точкой прицеливания) на-
чинается с момента времени г„ принудительной записи первого эта-
лона. В этот момент оптическая ось головки совпадает с линией ви-
зирования цели, положение которой в системе координат OJC,Y^Z,
определяется углами ф„иЭ„:
э|) = arcsin[DJi! <геэ1 )[,
ты цели; А^(гя1), ^(Г,,) — координаты УАБ в момент времени
Эго же угловое положение оптической оси головки в системе ко-
ординат O.X.Y^, можно определить через направляющие косинусы
262
связанной системы координат OXtY,Z, и углы £8(г,,), е»(г,,). Прирав-
нивая соответствующие столбцы матриц, определяющих через ука-
лучаем матричное уравнение
'cos£1)(/,l)cosEv(Gl)'j (cos8„B(/ll)cosv.,B(r,i)'l
51ПЕЭ(Г,|)COSEV<r,() I=</„)(/„(Г,|))тI sin91B(r„) I, (4.6)
, -smcv(Gi) J I,- cos 9„ B (t,,) sinv „ B (/,1 )J
в котором произведение матриц (/„) и (/дг,,))1 определяет в момент
времени г,, ориентацию УАБ в системе координат Вид мат-
риц (/,) и (/„) соответствует (1.1) и (3.38).
Значения еэ(г„), с/r,,) для уравнений (4.2) получаются из уравне-
ния (4.6). Эти значения можно представить в виде
е8(Г„) = arctg|(p2 cos/ + р, sin/)/ р,]; (4.7)
е, (/>,) = arcsin(p2 sinх. -рз cosy), (4.8)
Поскольку в момент времени г,, не только записывается первый
эталон, но и производится разарретирование платформы по крену,
то начальное значение уп(/,,) = 0.
На осях вращения рам и платформы установлены датчики углов
в», у„. Информация этих датчиков используется для предотвраще-
ния попадания рам и платформы на упоры. При достижении опас-
ной границы вырабатываются командные сигналы, по которым до
сброса УАБ с самолета-носителя отменяются режимы целеуказания
или слежения с возвращением ТГСН-КР в дежурный режим, а при
полете после сброса закон самонаведения корректируется таким об-
разом, что в результате отклонения рулей корпус УАБ отходит от
упоров, обеспечивая тем самым работоспособность системы.
263
Сигнал с датчика у„ используется также при преобразовании сиг-
налов 1/0,, и 1/п,, к системе координат OXYZ, в плоскостях которой
расположены каналы управления поперечными перегрузками.
4.2.2. Каналы слежения за целью и регулирования масштаба
телевизионного изображения
Принцип выделения полезного сигнала в ТГСН-КР состоит в
определении корреляции текущего и эталонного телевизионных
изображений местности. Телевизионный эталон в ТГСН-КР пред-
ставляет собой телевизионное изображение цели с окружающим ее
на местности фоном. Центр эталона соответствует на наблюдаемой
местности точке прицеливания, за которой должна следить головка
и на которую должна наводиться УАБ.
Телевизионное изображение ТГСН-КР преобразуется в цифро-
вую форму посредством построчного разложения двумерных изо-
бражений в одномерные электрические сигналы. Эти сигналы за-
поминаются в двух цифровых запоминающих устройствах (ЗУ).
Одно ЗУ служит для запоминания эталонного изображения, а
другое — текущего изображения. ЗУ эталонного изображения об-
новляется по командам перезаписи эталонного изображения, а ЗУ
текущего изображения обновляется с частотой полей кадровой раз-
вертки, т.е. в каждом полукадре телевизионного кадра.
Для формирования в корреляционном дискриминаторе сигналов
сдвига (углового смещения оптической оси ГСН относительно ли-
нии визирования цели) и размасштабирования обрабатываемое те-
левизионное поле текущего и эталонного изображений делится на
две части. В канале тангажа телевизионное поле обработки делится
на верхнюю и нижнюю половины относительно средней строки, а в
канале рысканья — на правую и левую половины относительно се-
редины телевизионных строк.
Корреляционное сравнение производится для каждой половины
поля обработки. Выходной сигнал дискриминационного коррелято-
ра по сдвигу в каждом направлении телевизионной развертки фор-
мируется как сумма сдвиговых сигналов, вычисленных для каждой
половины поля обработки, а выходной сигнал корреляционного
дискриминатора масштаба — как разность сдвиговых сигналов.
Такой алгоритм формирования сигналов корреляторов сдвига и
масштаба определяется характером изменения структуры текущего
изображения относительно эталонного. При пространственном
сдвиге все элементы текущего изображения в обеих частях поля об-
работки линейно сдвигаются относительно элементов эталона в од-
ном направлении, т.е. с одним и тем же знаком, а при изменении
масштаба элементы текущего изображения в разных половинах по-
ля обработки приобретают относител ьно элементов эталонного изо-
бражения линейные смещения противоположных знаков.
264
Технология корреляционной обработки текущего и эталонного теле-
визионных изображений включает преобразование пространственного
сдвига текущего сюжета относительно эталонного во временной сдвиг-
В корреляционном дискриминаторе одномерные сигналы, соответст-
вующие эталонному и текущему изображениям местности, подвергают-
ся ряду операций, в результате которых выделяются сигналы, содержа-
щие информацию об отклонении оси чувствительности ТГСН от на-
правления на точку прицеливания и информацию о степени изменения
масштаба текущего изображения относительно масштаба эталона.
В математических моделях систем самонаведения УАБ операции
корреляционной обработки текущего и эталонного изображений в
прямом виде использовать затруднительно из-за их громоздкости и
привязанности к конкретным сюжетам местности. Прямое воспро-
изведение этих операций в модели даже при современных быстро-
действующих ЭЦВМ настолько увеличивает длительность модели-
руемых процессов наведения, что сам аппарат моделирования ста-
новится мало пригодным для исследования большинства практиче-
ских вопросов, связанных с синтезом системы самонаведения, ана-
лизом ее поведения в летных испытаниях и определением режимов
и зон эффективного применения УАБ.
Опыт разработки УАБ с ТГСН-КР показал, что практически во
всех задачах с математической моделью системы самонаведения
УАБ операции корреляционного дискриминатора достаточно пред-
ставить упрошенным эквивалентом.
В динамических эквивалентах корреляционных дискриминаторов
сдвига и масштаба непосредственное описание операций в реальных
блоках заменено описанием параметров дискриминационных харак-
теристик (ДХ). Типовой вид эквивалентных ДХ показан на рис. 4.2.
Параметрами ДХ являются смешение нуля Д^, крутизна л, макси-
мальное значение выходного сигна-
ла ширина линейного участка
при отсутствии дестабилизирующих
факторов а„ ширина линейного
участка при наличии дестабилизи-
рующих факторов 6„ максимальное
значение ширины линейного участ-
ка с„ максимальная ширина ДХ d,.
В статистической модели кру-
тизна ДХ определяется как
где S', „ — номинальное значение S,
при отсутствии дестабилизирую-
щих факторов; S,rai — относитель-
ное значение, характеризующее
Рис. 4.2. Типовая дискриминационная
характеристика ТГСН-КР
265
изменение 5, при действии дестабилизирующих факторов. Пара-
метры Д.„ и 5,.и„ задаются функциями в виде уравнений регрессии от
дестабилизирующих факторов.
При математическом представлении эквивалентов корреляционных
дискриминаторов сдвига в качестве дестабилизирующих факторов ис-
пользуются сдвиг текущего изображения относительно эталонного в
ортогональном канале, угол поворота текущего изображения относи-
тельно эталонного (угол скручивания) и изменение масштаба текуще-
го изображения относительно эталонного (размасштабирование).
В модели дискриминаторов масштаба дестабилизирующими фак-
торами являются сдвиги текущего телевизионного изображения от-
носительно эталонного в обоих каналах и угол скручивания в том
канале, в котором определяется размасштабирование.
Для модели каналов слежения и регулирования масштаба телеви-
зионного изображения необходима информация о пространствен-
ной ориентации чувствительного элемента головки в системе коор-
динат ОЛЛЛ-
Оси чувствительного элемента (растра мишени видикона или
ПЗС-матрицы) OX,Y,Z, совпадают с осями платформы OX„Y,^,r Уг-
ловое положение этих осей в O^Y^Z, определяется матрицей на-
правляющих косинусов т/
('п</)=(^)(/1(,)т</ч,)т(Гп)т-
(cosе9cose„
sinc9 coscv
—sinev
-sines COS€sSinEv
COSC 8 sinCgSine*
0 COSEV
P 0 O')
(Y„)T= 0 cosy„ -siny„ I.
|o siny„ cosyn J
266
Матрица (m#) может быть получена и другими способами. Один
из них состоит в выражении направляющих косинусов т„ через углы
Эйлера у„, 9Р, ур. Эти углы определяются интегрированием кинема-
тических уравнений
Vр =sec9p(<o„, cosy„ -<оет sin у р);
Эр =ta„, sin ур +ta а, cosyp;
Ъ =<o«n -tgSpiUpn cosyp -Фр, sinyp).
Направляющие косинусы m, в этой форме аналогичны элемен-
там /, матрицы (1.1) с заменой в них параметров у, 9, у соответст-
венно на параметры ц«в, 9Р, ур.
Еще один способ определения элементов матрицы т основан на
теории конечного поворота твердого тела. Этот способ изложен в
подразд. 1.1 при определении направляющих косинусов /„ объекта
управления. Данный способ применим и для вычисления т„ с соот-
ветствующей заменой в формулах ().8)-(1.10) параметров <о„ <о„ <а
на параметры ш„, <о)Р, «i^.
Используемая в моделях динамических эквивалентов коррелято-
ров математическая формализация угловых дестабилизирующих
факторов связана с вычислением угловых изменений в положении
характерных ориентиров сюжета текущего телевизионного изобра-
жения относительно их положений в момент записи эталона.
В качестве характерного сюжетного ориентира может быть вы-
брана геометрическая фигура ±, "нарисованная на щите", кото-
рый в момент г_ записи /-го эталона располагается в картинной
плоскости оси ОХ,. В момент /„ в этой картинной плоскости на-
ходится сюжет, наблюдаемый ГСН, а точка пересечения линии
выбранной характерной фигуры совпадает с точкой Р пересече-
ния оси ОХ, головки самонаведения с горизонтальной земной
плоскостью
Координаты точки Р в момент времени t, следующие:
= ^f(/„)-(rs(McosVp(tJ,)ctg9paJ,);
Г,Д/«)=0;
(4.10)
= 2g + (G,) sin V р (/„)ctg9„ (/„).
267
Если в модели цель описана как объемный объект (например, в
виде полусферы, параллелепипеда, усеченной пирамиды), то точку
Рследует определять как точку пересечения оси ОХ, с соответствую-
щей поверхностью цели или с плоскостью OJC^, в зависимости от
текущего положения оси ОХ, относительно цели. Для случая зада-
ния цели, например, в форме полусферы методика и уравнения оп-
ределения точки пересечения прямой с поверхностью полусферы
приведены в подразд. 3.).
Угловое положение "шита" определяется углами и ха-
рактеризующими положение оси ОХ, в момент времени г,.. Ось ОХ в
момент времени г, является направляющим вектором "щита". На-
правляющие косинусы этого вектора следующие:
Углы ш.(Г,) и Эо(/,) находятся в зависимости от углового положе-
ния оси через элементы матрицы
V р(г„ ) = -arcsin|m,l(/„ )|/{cosS„(r„)).
С вертикальным отрезком фигуры ± на "щите" можно связать
ось ОК,, с горизонтальным отрезком LK — ось OZ„. В момент време-
ни tj эти оси параллельны соответственно осям ОУ, и OZ, растра
чувствительного элемента.
На интервале [г,, /„,.») между моментами записи двух последова-
тельных эталонов положение осей ОУ„ и OZ., характеризующих i-fi
эталон, остается неизменным, а оси ОУР и OZ, в процессе движения
УАБ меняют свое положение.
Отрезки Lm и проектируются на фокальную плоскость объек-
тива OKZP. Смешение элементов телевизионного изображения, их
поворот относительно направлений строчной и кадровой разверток,
а так же изменение их размеров являются факторами, влияющими на
поведение системы в процессе слежения за целью.
Мерой скручивания телевизионного изображения в канале тан-
гажа является угол уа(Г) между осью ОК и проекцией оси ОУ„ (отрез-
ка на плоскость ОУ^, головки, б качестве меры скручивания
изображения в канале рыскания принят угол у,(г) между осью OZ, и
проекцией оси OZU (отрезка £ш,) на плоскость OYZ,. Эти углы мож-
но выразить через углы, образованные осями ОУ„ и OZ^ с плоско-
стями ОХ,У, и ОХД.
268
L. =-tsinv^; £,=£sin<p„;
tgYs =£; /L, = -sirup w/sinip„.
sin4>I)(O='nn(/)mi2(^)+'«2i(O'n22(G,)+'''u(O'«u('»<). (4-12)
которое получено из уравнений линии ОУЩ и плоскости OXfYf:
(4|3)
«12<М ">22<^)
mIJ(/)(x-^!(2))+m2J(/)(y-K!O))+mJ3(r)(z-Zs(z))=0. (4.14)
Аналогичным образом из уравнений линии ОУШ и плоскости
OX,ZP головки определяется угол
sintpв(Г) =m12(r)ml2(t„) +т22(t)m22(t„)+mi2(t)mv(1„). (4.15)
Угол y,(t) вычисляется с использованием выражений (4.12) и
(4.15) по формуле
у»(Г) = -arctg[sin<p „ (Г)/Sinq> ,.(г)]. (4.16)
Аналогично определяются углы ф^,(0 и ф,-(г), образуемые линией
02^ соответственно с плоскостями и ОХ^, а через них - угол yv(r):
81ПФ^(О='”11(г)'«|т(Ь,)+тгт(')'«2т(^)+”’п('Ип(^); (4.17)
sin<p‘x!(t') = ml2(t')m^(t„)+m22(t')m2i(tM')+m22(l)m^(t„y. (4.18)
Ущ(г) =aretg|£;/£;]=-агс1я|ыпф^(/)/ыпф^,(г)|. (4.19)
269
По формулам (4.16) и (4.19) вычисляются значения углов уэ(г) и у,(/)
на временном интервале (/,, Эти значения используются в качестве
дестабилизирующих факторов, имитирующих скручивание текущего
изображения относительно эталонного в каналах тангажа и рыскания.
Изменение размеров элементов телевизионного изображения ха-
рактеризуется изменением его масштаба. Размеры отрезков Ln и £р;,
являющихся изображениями £вд и £ш на растре чувствительного
элемента, определяются расстоянием D от центра "шита" до объек-
тива ТГСН-КР и фокусным расстояниемобъектива:
LK /& (4-20)
Поскольку обработка телевизионных сигналов осуществляется
по направлениям строчной и кадровой разверток, т.е. по осям ОК, и
OZ„ то в качестве текущего оптического масштаба в канале тангажа
Л/,{/) используется отношение текущей проекции £р,(г) на ось ОГР к
изображению элемента телевизионного сюжета Lw в момент време-
ни t„ а в канале рыскания — отношение проекции £р..( г) на ось OZ, к
изображению величины £„u(rJ. С учетом (4.20) вычисление этих
масштабов производится по формулам
-W3(z)=(£[ly(OcosY8(z))/£Kk(/w) = £>(/,/)cosys(on(0; (4.21)
‘Wt(z)=(£K(r)cosy,(r))/£,,(/*) = 0(л,|)«»¥,,(0/0(0- (4 22)
В момент G записи эталона D(t) = 00„) иу,(/,) = у,(г„) = 0, так что
Л£,(Г„) — — I. По мере сближения УАБ с наблюдаемым сюже-
том на интервале |г„, г,„„[ эти масштабы возрастают вследствие
уменьшения D(t).
Ранее указывалось, что в модели ТГСН-КР смещение нуля Д^ и
относительная крутизна ДХ задаются функциями в виде урав-
нений регрессии от дестабилизирующих факторов (на примере дис-
криминаторов сдвига и масштаба в канале тангажа):
•^сВстн =1 +Р|сДц» + p3cY» +РзсДс» +р4с(Д>ч>)г +
+ Р 5с (У 3 ) 2 +Pfc (Af, )2 +Р +Psv^cvYs +P«t > (4-23)
0£5c8ot„£1;
Д1М =1+а|сД„3+а!су3+а,сД^ +а4с(Д„3)2 + (4
+ aSe(Ys)2 +а6сл»(Дсщ)2 +“’ЛмзТз +<tsc^c4,Y8
•^мЗат» =1 + Р|»Ан3 + Рз» Y 8 + Рзн^»чг + р4ч(Дмв)2 +
+ Psh(Ys)2 +Pcm(^»v)2 +p7c^>isYs +Pkm^«vYs +p9>i^«9^u41> (4.25)
51;
270
(4-26)
где д.«1 ~ относительные крутизны и смешения нуля
ДХ эквивалентов корреляционных дискриминаторов соответственно
сдвига и масштаба в канале тангажа; а,, а„, РЛ — коэффициенты
уравнений реграссии; Диа, Д ..., Д„ - входные сигналы корреля-
ционных дискриминаторов
Аналогичный вид имеют уравнения регрессии, описывающие
дискриминационные характеристики канала рыскания.
В статистической модели ТГСН-КР коэффициенты уравнений
регрессии задаются в виде независимых нормально распределенных
случайных величин. Статистические характеристики нормального
закона распределения для каждого коэффициента определяются по
результатам многофакторных экспериментов на конкретных сюже-
тах местности с использованием реальных образцов ТГСН-КР или
подробных цифровых моделей сюжетов и ТГСН-КР.
На рис. 4.4 показана структура математической модели контура
слежения в канале тангажа. Аналогичный контур имеется и в канале
рыскания. Сигналы этих контуров в модели подвергаются следую-
щим преобразованиям.
Входные сигналы корреляционных дискриминаторов сдвига на-
ходятся из уравнений
Л(£э)+ДсМ-
(4.27)
(4.28)
Av, = Д„,Л/Я(£,,) + доиО_Л!кЧг, 1
где Д1М, ДсЛ — смещения нулей дискриминационных характери
Далее поясним другие входящие в эти уравнения параметры.
ТКН-КР в канале тангажа
271
В момент записи i-го эталона в центр телевизионного растра про-
ектируется точка наблюдаемой местности. Эту точку местности на-
зовем эталонной. При записи первого эталона эта точка совпадает с
точкой прицеливания.
На интервале |/_, между записями двух последовательных
эталонов ось ОХГ головки смешается в пространстве, так что в центр
телевизионного растра попадают другие точки местности, а изобра-
жение эталонной точки перемешается в плоскости растра. Текущие
линейные координаты эталонной точки относительно центра теле-
визионного растра обозначим Д,„ Д^.
В момент записи следующего эталона в центр растра в общем
случае попадает другая точка местности. Смешение последующей
эталонной точки относительно предыдущей зависит от точности
контуров слежения.
Линейные параметры Дл, Дж подвергаются преобразованию во
временной сдвиг с коэффициентом преобразования А. измеряемым
в мкс/мм. Параметры Я(£3), R(LJ определяют отношение текущего
размера телевизионного растра соответствующего канала к размеру
растра этого же канала в момент записи эталонного изображения.
В результате преобразований с учетом параметров A, R(L,), Я(£„)
координаты эталонной точки во временной области означают вре-
мя, которое необходимо электронному сканеру на движение от цен-
тра растра до изображения эталонной точки.
Размеры растра можно характеризовать также величиной напря-
жения развертки Uc, соответствующей этому растру. Поэтому пара-
метры /?(£3), R(L„) можно выразить через соответствующие отноше-
ния напряжений текущей развертки и развертки в момент записи
эталона. В соответствии с этим
Я(£9)-К’9(/)-(/[19(/)/(/рЭ (ru);
(4.29)
«(£,) = {/) =i/w (G,). (4.30)
Контуры слежения содержат внутренний электронный контур,
который предназначен для быстрого отслеживания рассогласований
между текущим и эталонным телевизионными изображениями ме-
стности. Выходные сигналы Д,„, Д,„ этих внутренних сдвиговых
контуров характеризуют во временной области положение на растре
центра поля обработки телевизионного изображения.
Линейные координаты Д,3, равны произведениям фокусного
расстояния объективаД на тангенс угла между осью OXf и проекци-
ей линии визирования эталонной точки на плоскость OXtYt или
OX,ZC соответственно:
Д,»(0 IDfx), Д w(0 = -/ostg(DK / D„).
272
Проектируя вектор D, дальности до эталонной точки на оси
OX,Y^ с учетом малости этих углов, получаем:
Д»,(') = *р<Л>,)-*г('); ^(г)-Гя(гЛ)-Г,(О; Dz^Z^t^-Z^ty,
д Ox,(')'»i?<')+Pr,<')'»2;(')-|-P2J(')'»)2<'). (431,
'* ”6 0ла)'П||(/) + 0л^)"12|(/)+^гэ(0"'ч(0’
д Дт1(0'Пц(/)+Дг1а>в(0+Да(/)'п»<0 (4 32)
Э'* °б^(0'П||(0+^п(')">2|(0+Ог,(0'Пл<0’
где X//), К//), Zjr), X^Q, Кг,(/„), Zp(iy> — координаты соответственно
УАБ и эталонной точки в системе O^F^Z.
Выходные сигналы эквивалентов корреляционных дискриминато-
ров вычисляются с учетом дестабилизирующих факторов, входящих в
уравнения (4.23), (4.24), а также формы дискриминационной харак-
теристики, показанной на рис. 4.2. Математическая формализация
ДХ дискриминатора сдвига канала тангажа в модели имеет вид
где сиЭ — максимальная ширина линейного участка ДХ; tf s - макси-
мальная ширина всей ДХ.
Все эквиваленты дискриминаторов сдвига и масштаба в модели
ТГСН-КР имеют аналогичные алгоритмы.
Формирование сигналов в контурах слежения ТГСН-КР произ-
водится дважды за время длительности телевизионного кадра Т..
Сигналы вырабатываются в конце каждого полукадра длительно-
стью Т — 0,5г. на основании корреляционной обработки эталонно-
го и текущего изображений, и действуют они в течение следующего
полукадра.
273
В модели выходные сигналы эквивалентов корреляционных дис-
криминаторов вычисляются в середине каждого полукадра и после
задержки на четверть длительности кадра квантуются по уровню, а
затем поступают на входы сумматоров
На структурной схеме (см. рис. 4.4) операции квантования по
времени и уровню условно обозначены звеньями КЛ9 (ключ) и НЭ
(нелинейный элемент).
Алгоритм квантования по уровню состоит в делении выходного
сигнала дискриминатора на шаг квантования и в выделении целой
части результата деления. В сумматорах каналов тангажа и рыска-
ния осуществляется суммирование текущего выходного сигнала не-
линейного элемента с выходным сигналом сумматора, полученным
в предыдущем полукадре. Выходные сигналы сумматоров поступа-
ют в экстраполяторы нулевого порядка (ЭНП), которые сохраняют
значения входных сигналов в течение длительности полукадра. В
каждом канале выходы экстраполяторов связаны со входами соот-
ветственно фильтров Фэ и Ф„ контуров слежения, а также со входа-
ми ограничителей сигналов внутренних контуров электронного со-
провождения цели своего канала.
Фильтры Ф9 и Ф, являются интегро-дифференцирующими звень-
ями. Выходные сигналы и иы этих фильтров определяются ин-
тегрированием дифференциальных уравнений вида
У* = ^*(Гф1/ф„+(/ф„), (4.36)
где и Г, — соответственно коэффициент передачи и постоянная
времени фильтров. Входным сигналом в каждом из каналов яв-
ляется выходной сигнал ЭНП.
Моделирование автоматического слежения ТГСН-КР за точкой
прицеливания начинается с момента /, записи первого эталона.
Этому моменту предшествует операция целеуказания, при которой
оператор совмещает перекрестие головки с точкой прицеливания.
Полагая, что в момент /„ оператором осуществляется точное сопро-
вождение цели, можно начальные значения выходных сигналов
и С/ф^(г,,) фильтров Ф, и Ф, принять соответствующими усло-
вию вращения платформы в момент г,, с угловой скоростью линии
визирования цели. При таком допущении имеем:
(Ф*('.1 )^(G.)~D„(Gi (гэ|))/D2(Г,,) 'I
= (m(,(rjl))Tl(D4(Gl)kMS(rJI)-Z)!S(fj,)nM4(/,l))/Z>2(Gl) I,
274
И,(г,,), “ проекции соответственно угловой скорости ли-
нии визирования, вектора дальности и вектора земной скорости УАБ
на оси системы координат O^Y^ в момент времени
Начальные значения (/ф>(/,,) и выходных сигналов фильт-
ров выражаются через ох,//.,) и шй,(/,,) следующим образом:
^Фэ(С|) (Gi) - “yii (Gi)/ (4.38)
где Хл,. Kirv — коэффициенты передачи гиростабилизатора в конту-
рах тангажа и рыскания.
Во время перезаписи эталона в течение длительности одного кад-
ра сигналы 4/ф„ обнулены. В это время контуры слежения работают
по сигналам, запомненным на выходах фильтров Фэ и Ф,.
Выходные сигналы фильтров Фэ и Ф„ ограничиваются уровнем
- Выходные сигналы и ограничителей в контурах танга-
жа и рыскания поступают на входы гиростабилизатора и преобразо-
вателя координат. В преобразователе координат осуществляется
преобразование сигналов UK, и Um„ сформированных в "+”-образно
ориентированной системе координат Ол, YZ головки, в сигналы (/„,
и £/ш, соответствующие "x''-образно ориентированной системе ко-
ординат OXYZ, в плоскостях которой действуют каналы управления
УАБ. Кроме того, в преобразователе координат учитывается угол у„
поворота платформы относительно внутренней рамы ТГСН-КР:
(4.39)
t/nl =4/^, cos(y„+x)sin(T„ +х);
^Я2 =-^п=\ sin(Y„+X)+(/«,, cos(yn +х). (4.40)
Эти преобразования являются упрошенными, так как в них не
учитываются углы е, и е, отклонений наружной и внутренней рам
ТГСН-КР. Как показали исследования и практика применения
УаБ с ТГСН-КР такие упрощения не вызывают ощутимых негатив-
ных последствий, но заметно упрощают конструкцию головки.
Перед поступлением в систему управления сигналы U»i, U.a огра-
ничиваются величиной 4/Пгг„.
В процессе сближения с целью дальность до нее уменьшается, а
масштаб текущего изображения увеличивается. Масштаб же эталон-
ного изображения между записями /-го и (Ж)-го эталонов, произ-
водимых в моменты времени /„ и г.,Ч1, не меняется.
Для осуществления корректного корреляционного сопоставле-
ния текущего и эталонного изображений необходимо на интервале
т, = G-u - изменять размер поля обработки текущего изображе-
275
ния. При этом достигается сопоставление близких по масштабу сю-
жетных структур эталонного и текущего изображений.
В модели каналов регулирования масштаба телевизионного изо-
бражения контуров тангажа и рыскания размасштабирования АЛ£ и
ДЛ/„ описываются выражениями
ДЛ£8(/) = Л£3(г)/Я(£э)-1;
ДЛ/, (/) = */„ (0/Я(£„)-1, (4.42)
где Ма(Г), Л/д/) - текущие значения оптического масштаба телеви-
зионного изображения, определяемые формулами (4.21), (4.22);
fl(£j, R(La) — дискретные функции, характеризующие в каналах
тангажа и рыскания отношения размеров телевизионного растра в
текущий момент и в момент записи эталона. В соответствии с (4.29),
(4.30) Я(£а) = *,(г) и Я(£у) = К,(г).
В момент записи эталона = Л/¥(^) = I, но размасштабиро-
вания ДЛ/8(г,,) и ДЛ/,(г„) не равны нулю. В ТГСН-КРсразу после за-
писи эталона производится принудительное увеличение напряже-
ния развертки Ци соответственно размеров телевизионного растра.
Принудительному увеличению размера растра в модели ТГСН-
КР соответствует присвоение переменным L, и £„ значений, равных
1. При этом /?(£8 = 1) = Я(£„ = I) > I или К, = К, > I. Такое прину-
дительное увеличение размеров растра эквивалентно уменьшению
электронного масштаба текущего телевизионного изображения по
сравнению с электронным масштабом эталонного изображения.
Вследствие этого непосредственно после записи эталона размас-
штабирования ЛЛ73(г) и ДЛ£(г) имеют отрицательные значения.
В процессе сближения УАБ с целью текущие масштабы Л/а(г) и
Л£(/> возрастают, а это сопровождается появлением условий
ДЛ£(/) > 0 или ДЛ/.(г) > 0.
Сигналы с выходов дискриминатора масштаба поступают на вхо-
ды нуль-органов каналов тангажа и рыскания, которые срабатывают
при достижении соответственно условий ДЛ£,(0 > 0 и ДЛ£,(0 > 0. Ка-
ждое срабатывание нуль-органа приводит к увеличению параметров
£, и £v на единицу и к соответствующему увеличению значений
/?(£„) и Я(£¥). В результате этого величины ДЛ£,(Г) и ДЛ/,(г) снова
становятся на некоторое время отрицательными и процессы повто-
ряются. Эго происходит до тех пор, пока параметрами £» или £v не
будет достигнут пороговый уровень. В телевизионном кадре, сле-
дующим за кадром, в котором был достигнут порог, производится
запись нового эталона.
Дискретное увеличение значений Я(£„) и /?(£,) на интервале г,
между записями последовательных эталонов вызывает изменение
размеров телевизионного растра. Рациональное количество таких
276
дискрет и численные значения Я(£а), RO-Л выбираются соответ-
ственно ряду технических параметров ТГСН-КР при разработке
головки.
В процессе наведения более интенсивные ракурсные изменения
происходят в плоскости тангажа и поэтому размасштабирование в
этом канале обычно нарастает быстрее, чем в канале рыскания. Это
видно, например, на рис. 4.5 по характеру изменения коэффициен-
тов К, и К* в каналах тангажа и рыскания при самонаведении авиа-
бомбы КАБ-500КР.
4.3. Динамика систем самонаведения и точность УАБ с ТГСН-КР
Если системы самонаведения УАБ с лазерными ГСН строятся и с
контурами стабилизации объекта управления, и без них, то системы
277
самонаведения УАБ с телевизионно-корреляционными ГСН всегда
включают автопилот, имеющий контуры стабилизации угла крена и
поперечных перегрузок. В основном это обусловлено необходимо-
стью поддерживать стабильную пространственную ориентацию те-
левизионного изображения в ГСН, не допускать попадания ТГСН-
КР на упоры и использовать рациональные законы наведения, по-
зволяющие эффективно применять УАБ как по алгоритмам балли-
стического бомбометания, так и по принципам сброса из зон мак-
симально достижимых размеров.
В процессе отделения от самолета-носителя на УАБ действуют
интерференционные возмущения, а на протяжении всего дальней-
шего полета УАБ испытывает возмущения, вызванные аэродинами-
ческой асимметрией корпуса, косым обдувом, ветром, вертикаль-
ными воздушными потоками и др. В отсутствие автопилота эти воз-
мущения обычно приводят к интенсивным угловым и линейным
движениям авиабомбы, включая ее вращение по крену.
Для УАБ с корреляционной ТГСН такие движения недопусти-
мы вследствие попадания ТГСН-КР на упоры и из-за явлений де-
корреляции текущего и эталонного изображений. При отсутствии
автопилота, эффективно парирующего указанные возмущения,
работоспособное функционирование ТГСН-КР практически не-
возможно.
Системы управления первых отечественных УАБ с ТГСН-КР, за-
хватывающими цель до сброса авиабомбы, были аналогичны систе-
мам управления УАБ с лазерными головками самонаведения. Раз-
личия систем касались только значений ряда параметров и сигналов
уставок U,,. Унификация систем управления авиабомб с разными
типами систем наведения имеет определенные производственные и
эксплуатационные достоинства. Математическое описание этих в
значительной мере унифицированных систем управления УАБ ка-
либров 500 и 1500 кг приведено в подразд. 3.7.1—3.7.3.
В УАБ с ТГСН-КР, осуществляющими захват цели под самоле-
том-носителем или сразу же после сброса, основные функции сис-
темы управления состоят в противодействии стартовым и после-
дующим возмущениям, в поддержании того угла крена, при кото-
ром был произведен сброс, и в реализации желаемого закона наве-
дения с обеспечением работы ТГСН-КР в пределах допустимых уг-
лов прокачки.
Первые отечественные авиабомбы калибра 500 кг с ТГСН-КР
имели стационарное оперение и автопилот, включавшийся в про-
цессы стабилизации с момента отделения авиабомбы от самолета.
Динамические характеристики контуров стабилизации при таком
включении автопилота осуществляли необходимое парирование
стартовых возмущений, не допуская попадание ТГСН-КР на меха-
нические упоры и тем самым обеспечивая работоспособность сис-
темы наведения.
278
В авиабомбах, имеющих раскрывающееся оперение, не всегда
можно начинать процессы стабилизации с момента старта. Так, у
отечественных УАБ калибра 1500 кг стопоры рулевых органов сни-
маются только после раскрытия перьев стабилизаторов, а раскры-
вать перья до схода или в момент схода УАБ нельзя из-за условий
подвески. Поэтому включение контуров стабилизации этих УАБ
должно производиться с временной задержкой по отношению к мо-
менту схода. Однако запаздывание с началом парирования интер-
ференционных возмущений чревато опасностью достижения упо-
ров головки и срывом самонаведения. Вследствие этого при разра-
ботке УАБ с ТГСН-КР, захватывающими цель до или сразу после
сброса, необходимо определить допустимые интервалы от момента
схода до моментов раскрытия оперения и включения контуров ста-
билизации автопилота.
Создание отечественных УАБ калибра 1500 кг с ТГСН-КР про-
изводилось на основе ранее разработанных авиабомб этого калиб-
ра с лазерной системой наведения. Поскольку захват цели лазер-
ной головкой происходит не ранее, чем через 2,5 с после сброса, и
угловые колебания авиабомбы в процессе отделения от самолета
не влияют на последующую работоспособность лазерной головки,
включение контуров стабилизации УАБ с ЛГСН производилось
через 0,4 с после момента схода. Как показали летные испытания,
при такой организации процессов стабилизации повороты УАБ по
крену достигали 70°. Учитывая, что углы прокачки ТГСН-КР по
крену находятся в пределах ±45°, повороты авиабомбы, оснащен-
ной ТГСН-КР, вокруг продольной оси на углы, превышающие 45°,
недопустимы.
Исследования, проведенные на математической модели, показа-
ли, что в наиболее тяжелых условиях сброса при включении автопи-
лота через 0,16 с после схода угол крена достигает 45°, через 0,1 с -
39° и в момент схода - 15°. Включение автопилота в работу через
0,1 с после схода обеспечила штатное функционирование УАБ с
ТГСН-КР, что было подтверждено многочисленными летными ис-
пытаниями.
Основные выходные сигналы ТГСН-КР пропорциональны про-
екциям вектора угловой скорости линии визирования на оси наруж-
ной и внутренней рамок гиростабилизатораТГСН-КР. Эти сигналы
подаются на входы каналов управления автопилота, где они сумми-
руются с сигналами уставки U„ постоянного уровня (см. рис. 3.16).
Суммарные сигналы вызывают соответствующее отклонение рулей
и создание требуемой поперечной перегрузки. В результате осуще-
ствляется самонаведение УАБ по методу пропорционального сбли-
жения, который дополнен использованием уставки U,,. Можно так-
же сказать, что при действии уставки в вертикальной плоскости
методами самонаведения УАБ являются пропорциональное сближе-
279
ние по каналу рыскания и сближение по вращающейся прямой в
канале тангажа.
Уставка U,. поддерживает выпуклую по отношению к поверх-
ности земли форму траектории УАБ, что способствует повыше-
нию точности наведения и увеличению угла подлета к цели.
Увеличение крутизны траектории на заключительном участке
полета связано с углублением проникания УАБ в грунт (цель)
при боевой части (БЧ) проникающего типа, с расширением ос-
колочного поля фугасно-осколочной БЧ, с улучшением накры-
тия пели элементами кассетной БЧ. Уровень 14, подбирается на
этапе синтеза системы самонаведения соответственно требуемо-
му диапазону условий применения по высоте, скорости, углам и
дальности до цели. В первых отечественных образцах УАБ наи-
более распространенным являлся выбор такого постоянного
уровня U,„ при котором форма траектории самонаведения была
близка к баллистической.
При подборе значений параметров системы самонаведения УАБ
следует иметь в виду, что чрезмерное увеличение единого для всех
требуемых условий сброса и неизменяемого на протяжении всей
траектории уровня Uc. сопряжено с набором высоты в начальной
стадии полета и превалированием уставки над сигналами наведе-
ния ТГСН в конце полета. Эти явления в некоторых случаях со-
провождаются такой потерей скорости, что из-за этого S'AB не в
состоянии долететь до цели, а при ряде других ситуаций, в кото-
рых энергетики УАБ достаточно, имеет место систематика пере-
летных промахов. Поэтому значение постоянной уставки необхо-
димо оптимизировать с учетом всего ожидаемого диапазона усло-
вий применения УАБ.
Организация телевизионных систем самонаведения УАБ с посто-
янной уставкой является одной из наиболее простых. Для расшире-
ния диапазона высот, скоростей, углов применения УаБ и увеличе-
ния размеров эффективных зон сброса необходима более сложная
структура формирования сигнала уставки с учетом дополнительной
информации, характеризующей начальные и текущие параметры
самонаведения.
Крутизна траектории УАБ на заключительном участке движе-
ния без ущерба для точности самонаведения может быть увеличе-
на путем организации изменяющейся вдоль траектории уставки.
Если уставка будет иметь спадающий по мере сближения с целью
характер, то это позволяет эффективно поднять траекторию или
ослабить снижение высоты на начальной стадии полета и умень-
шить или устранить отрицательное воздействие уставки на про-
цесс самонаведения в его конечной части. В результате можно
добиться более эффективного распределения энергии УАБ по
траектории с обеспечением высокой точности и увеличением уг-
лов подхода к цели.
280
Наличие в ТГСН с корреляционным принципом выделения
сигналов наведения дискриминатора масштаба означает, что в
системе самонаведения имеется информация о временных интер-
валах между моментами достижения фиксированной степени раз-
масштабирования изображения местности вокруг цели. Эту ин-
формацию можно использовать для формирования уставки. При
этом уровень уставки будет связан с временем, остающимся до
встречи с целью, а следовательно, и с дальностью до цели и ско-
ростью сближения с ней.
Поскольку по мере сближения с целью скорость изменения мас-
штаба изображения возрастает и интервалы перезаписи эталонов
сокращаются, то уровень уставки, пропорциональный длительности
этих интервалов, будет уменьшаться, что и требуется для придания
процессу самонаведения желаемого характера. Количественно эти
закономерности и связи выражаются следующими процедурами и
соотношениями.
Имеющийся в ТГСН-КР двукканальный корреляционный дис-
криминатор масштаба измеряет в каждом из каналов степень ДА/
размасштабирования эталонного и текущего изображений. Эти
процедуры в соответствии с формулами (4.21), (4.22), (4.41), (4.42) и
с учетом использования напряжений разверток описываются выра-
жением
ДМ(Г)=£>(Г„)/(Х(/)Д(Г))-1, (4.43)
где К(/) = Ц,</)/Ц,</,). а Ц(г) и Ц,</„) - напряжения телевизионной
развертки соответственно в текуший момент времени t и в момент г,
записи 1-го эталона.
Выше указывалось, что сразу после момента записи эталона ко-
эффициенты К(г„) > 1 и уровни размасштабирования ЛЛ/(г„) < 0. В
процессе сближения с целью текущая дальность D(r) уменьшается, и
на временном отрезке постоянного значения К(г) положительная
величина возрастает, а отрицательное значение ДЛ/
стремится к нулю.
Регулирование масштаба текущего телевизионного изображения
внутри временного интервала т, производится дискретно в моменты
ДЛ/ = 0 по сигналам дискриминатора масштаба путем скачкообраз-
ного увеличения напряжения телевизионной развертки U.. В ТГСН-
КР, которыми оснащены авиабомбы КАБ-500КР и КАБ-1500КР, на
каждом интервале т, имеется восемь временных отрезков с постоян-
ным значением коэффициента К(г) {К3 или в том канале, в кото-
ром происходят наиболее интенсивные изменения масштаба (см.
Еис. 4.5). В момент достижения максимального значения U —
соответствующего максимальному значению Af(r) = выраба-
тывается импульс на смену эталона. После записи ((+ 1)-го эталона
цикл возобновляется.
281
В момент записи (/+1)-го эталона имеет место равенство
При скорости сближения с целью имеем
D(i.„,„) = /ХМ - Ис,,т,. Из этих равенств для момента времени
получаем:
Р«Я,^_К„Р{/Я,^)
(4.44)
В момент времени /м,.„ до встречи с целью необходимо со скоро-
стью преодолеть расстояние /)(гх„„), т.е. до конца полета остает-
ся временной интервал
T,tl =P<t^)/V^„ (4.45)
С учетом (4.45) выражение (4.44) можно записать в следующем виде:
Т„, =KmTlt] -т,, или т, =(К„-1)7;,,, или Т,., =т,/(*„-I). (4-46)
Выражения (4.46) отражают связь временного интервала т, между
моментами записи двух соседних эталонов с временем Г.,, отсчиты-
ваемым от момента выработки второго из этих эталонов до встречи
с целью.
Интервал т, можно представить с учетом (4.46) в виде
—zk,,i> — Т, — Т„, — t,-i/(К„ 1) т,/(Х„ ])_ (4.47)
= (т,_,-т,)/(*.-!).
После преобразований (4.47) получаем:
(4.48)
Отсюда следует, что каждый последующий интервал t, меньше
предыдущего т,, в К. раз.
Закономерность сокращения временных интервалов перезаписи
эталонов ТГСН-КР в процессе сближения с целью может быть ис-
пользована не только для формирования желаемого характера ус-
тавки. но и для осуществления ряда других функций. Так, функцио-
нальная связь длительности этих интервалов с дальностью до цели
позволяет в процессе наведения менять коэффициенты передачи
системы самонаведения.
Потребность изменить коэффициенты передачи системы само-
наведения УАБ с ТГСН-КР проявляется при стремлении расширить
зоны применения. Поскольку угловая скорость линии визирования
обратно пропорциональна дальности до цели, то с расширением зон
сброса и соответствующим расширением диапазона начальных
282
дальностей и ракурсов цели увеличивается диапазон значений вы-
ходных сигналов ТГСН-КР.
Если неизменяемый в полете коэффициент передачи каналов са-
монаведения выбран из условия обеспечения эффективной отра-
ботки начальных рассогласований при максимальных дальностях
сброса, когда угловая скорость линии визирования и сигналы
ТГСН-КР малы, то он оказывается завышенным при малых дально-
стях применения и система в этих ситуациях становится колеба-
тельной.
Если же коэффициент передачи выбран из условия обеспечения
высокого качества системы на малых и средних дистанциях до цели,
то снижаются возможности эффективного устранения начальных
промахов при максимальных дальностях пуска. Эго особенно нега-
тивно сказывается при наличии боковых ошибок сброса, так как
слабая реакция УАБ на сигнал наведения в плоскости рыскания со-
провождается по мере движения УАБ малым разворотом в сторону
цели и нарастанием утла пеленга вплоть до попадания гиростабили-
затора ТГСН-КР на упоры.
Рациональное представление уставки U,, в канале тангажа и ко-
эффициента передачи Х,в канале рыскания в виде функциональных
зависимостей их значений от интервалов перезаписи эталонов
ТГСН-КР, а, следовательно, от дальности до цели и скорости сбли-
жения позволяет сделать систему самонаведения приспособленной
к эффективному применению УАБ из более широкой области на-
чальных условий.
Количественный эффект от замены постоянных значений сигна-
ла Uc и коэффициента К, функциональными зависимостями от т,
связан с аэродинамическими свойствами объекта управления и ха-
рактеристиками автопилота. Поэтому преимущества организации
закона самонаведения с зависимостями параметоов и от г, сле-
дует оценивать в привязке к конкретной УАБ. Исследования на
примере авиабомбы КАБ-1500КР показали, что при этом увеличи-
вается угол подлета этой авиабомбы к цели при горизонтальном
бомбометании с высоты 1,5 км на 5...10°, с высоты 3,5 км — на
20...30°, с высоты 5 км - на «35°, причем уменьшение скорости в
конце полета не превышает 20 м/с. При этом степень увеличения
крутизны конечного участка траектории возрастает при удалении
точки сброса от цели, что характеризует расширение зоны эффек-
тивного применения оружия.
Для эффективности фугасно-осколочных и кассетных БЧ увели-
чение крутизны траектории при подлете к цели всегда является по-
ложительным фактором, а получаемое снижение скорости не имеет
практического значения. Для БЧ проникающего типа увеличение
угла подлета к цели тоже имеет положительное значение, а сниже-
ние конечной скорости уменьшает глубину проникания авиабомбы
283
в преграду. Поэтому необходимы исследования эффективности БЧ
проникающего типа с учетом обоих факторов.
Оценки влияния значений угла и скорости подлета к цели на
проникающие возможности КАБ-1500КР дают представление о
преимуществах закона самонаведения со спадающим характером
параметров U,, и К,. Авиабомба с таким законом наведения при го-
ризонтальном применении с высот 1,5...3,5 км проникает в грунт на
3...15 м глубже, чем эта же авиабомба с постоянными значениями Ur.
и К . а при сбросе с высоты 5 км это преимущество увеличивается
до 15...25 м.
При встрече с горизонтальной бетонной преградой увеличение
угла наклона траектории существенно снижает вероятность рико-
шета от нее и повышает глубину проникания.
Информацию ТГСН-КР, связанную с изменяющимся тем-
пом перезаписи эталонов, можно использовать также для таких
операций, как уменьшение пространственного угла атаки УАБ
перед окончанием полета и вскрытие кассетной боевой части.
Эти операции осуществляются по командному сигналу, выра-
батываемому в момент, когда интервал т, между двумя последо-
вательными импульсами на перезапись эталонов становится
меньше порогового значения t„0D, подбираемого при проекти-
ровании УАБ.
При необходимости эффективно уменьшить угол атаки УАБ при
встрече с целью без ущерба для точности попадания пороговое зна-
чение выбирается с учетом соотношений (4.46), связывающих
интервал т, с оставшимся временем полета, а также с учетом быстро-
действия контуров стабилизации каналов управления, которым оп-
ределяется необходимое время обнуления угла атаки.
По оценкам, для авиабомбы КАБ-1500КР в результате обнуления
среднее значение и среднеквадратическое отклонение от него про-
странственного угла атаки а„ перед встречей с целью снижаются от
значений Ма„ = 5...8°; ста, = 2...4° до значений Ма„ = 1.,.2°; ста,, =
0,5...1,5° соответственно.
При осуществлении операции вскрытия кассетной БЧ выбор
должен производиться из соображений наиболее эффективного на-
крытия цели элементами БЧ. В обоих случаях для выбора тгоо целе-
сообразно пользоваться аппаратом математического моделирования
рассматриваемых процессов.
Использование информации о темпе перезаписи эталонов в фор-
мировании закона самонаведения возможно при наличии на борту
УАБ телевизионной ГСН с корреляционным принципом определе-
ния полезных сигналов. При оснащении УАБ телевизионной голов-
кой с работой по признакам контрастности цели перезапись этало-
нов не производится, так что в системах самонаведения с контраст-
ными ТГСН отсутствует информация о временных интервалах, ха-
284
рактеризуюших скорость изменения масштаба изображения цели.
Поэтому в таких УАБ невозможны операции, связанные с исполь-
зованием описанного измерения раэмасштабирования телевизион-
ного изображения.
Для расширения тактико-технических характеристик УАБ с
ТГСН, функционирующей как в корреляционном, так и в контраст-
ном режимах, можно формировать закон самонаведения с исполь-
зованием другой дополнительной информации.
Рассмотрим один из вариантов системы самонаведения УАБ с
ТГСН, работающей в любом из указанных режимов и захваты-
вающей цель до или сразу после сброса. Этот вариант базируется
на использовании информации ТГСН об углах пеленга и угловой
скорости линии визирования в начальной стадии самонаведения,
а также информации о некоторых временных факторах в процес-
се автономного полета УАБ. Структура этого варианта показана
на рис. 4.6, а сущность использования этой информации состоит
в следующем.
Захват цели головкой самонаведения осуществляется до сбро-
са или сразу после него. В течение примерно 2,5 с после момен-
та сброса УАБ движется, стабилизируясь по всем трем каналам,
и в это время ТГСН следит за целью, но выходы ТГСН не под-
285
ключены к автопилоту. Такой режим полета обусловлен сообра-
жениями безопасности самолета-носителя от соударения с отде-
ляющейся УАБ.
Процесс самонаведения УАБ начинается по команде вы-
рабатываемой в бортовой аппаратуре через 2,5 с после момента
сброса.
Поскольку УАБ стабилизируется по крену и оси гиростабили-
затора ТГСН имеют "+"-образную пространственную ориентацию
по отношению к поверхности земли, в момент выработки ко-
манды на датчике угла наружной рамки ТГСН имеется ин-
формация об угле е, пеленга цели в плоскости, проходящей через
авиабомбу и цель.
В этот же момент времени в контуре слежения наружной рамки
ТГСН сигнал отражает угловую скорость линии визирования в
этой же плоскости. Эти значения угла пеленга еа и сигнала U^., зави-
сят от условий сброса по высоте, скорости, углу наклона траекто-
рии, ракурсу цели и дальности до нее. Эти параметры используются
для коррекции закона самонаведения. Проследим основные связи
между потребностями изменения закона самонаведения и значе-
При горизонтальном бомбометании с увеличением высоты сбро-
са возрастает крутизна все большей части траектории и соответст-
венно этому уменьшается потребный уровень сигнала уставки 4/^,,
необходимой для создания выпуклой формы траектории наведения
и получения эффективного утла подхода авиабомбы к цели. Одно-
временно с ростом высоты сброса возрастает абсолютная величина
начального угла пеленга ея, который имеет отрицательный знак, и
вследствие увеличения дальности до цели уменьшается угловая ско-
рость линии визирования.
С увеличением дальности горизонтального сброса крутизна тра-
ектории уменьшается и соответственно этому потребность в увели-
чении уровня сигнала уставки возрастает, а абсолютные величины
начальных отрицательных по знаку углов пеленга и угловых скоро-
стей линии визирования уменьшаются.
При бомбометании с пикирования имеют место аналогичные
тенденции в изменении крутизны траектории, а также началь-
ных значений угла пеленга и угловой скорости в вертикальной
плоскости, но они имеют более размытый характер. При этом с
увеличением угла пикирования соответственно меняются коли-
чественные соотношения между рассматриваемыми параметра-
ми. причем в начале наведения из дальней периферии зоны дос-
тижимости цели углы пеленга могут иметь даже положительные
значения, а из передней периферии — повышенные отрицатель-
ные. Эти обстоятельства также должны быть учтены при опреде-
лении характера процесса самонаведения из различных началь-
ных ситуаций.
286
При бомбометании с кабрирования, которое целесообразно
только в диапазоне высот 0,2.-0,5 км, угол пеленга цели в верти-
кальной плоскости всегда отрицателен по знаку, а его абсолют-
ное значение определяется главным образом углом кабрирова-
ния. С увеличением угла кабрирования при сбросе потребный
уровень сигнала уставки снижается, так как углом кабрирования
обусловлен естественный набор высоты в начальной стадии ав-
тономного полета УАБ и потребность в дополнительных меро-
приятиях исчезает. Значение угловой скорости линии визирова-
ния при режимах бомбометания с кабрирования имеет второсте-
пенное значение.
В качестве еше одного фактора, помогающего повысить адаптив-
ность системы самонаведения к высотно-скоростным и угловым ре-
жимам бомбометания и к условиям применения по дальности, мо-
гут служить некоторые временные параметры. Их смысл и способы
использования в системах самонаведения УАБ с ТГСН поясняются
далее при рассмотрении структурной схемы формирования сигна-
лов управления.
Указанные закономерности сопряжения начальных и текущих
параметров с потребностями эффективного самонаведения жела-
тельно использовать при построении бортовой системы УАБ.
Представленная на рис. 4.5 структура формируемых связей вклю-
чает блоки, выполняющие функции пороговых элементов, реле вре-
мени. запоминающего устройства и др. Эти блоки структурной схе-
мы не обязательно означают реальные конструктивные элементы,
так как структура может быть реализована алгоритмическими про-
цедурами в процессоре и форма схемы приведена здесь лишь для
наглядности связей и операций. Авгоритм работы этой структуры
состоит в следующем.
В процессе установившегося слежения за целью выходные сигна-
лы ТГСН t/IUi, пропорциональны проекциям Я,„ Q., вектора уг-
ловой скорости линии визирования на оси внутренней и наружной
рамок "+"-образно ориентированного в пространстве трехосного
гиростабилизатора ТГСН. При этом на датчике угла на наружной
раме ТГСН фиксируется сигнал Уся, связанный с углом пеленга еа
зависимостью Ues = K.sine,.
В подтверждение факта слежения в ТГСН вырабатывается ко-
мандный сигнал К.„ который через нормально-замкнутое реле
(РНЗ) поступает на вход логического элемента "И". При наличии на
его втором входе команды К?, выходной сигнал элемента "И" пода-
ется на управляющий вход нормально-разомкнутого реле (РНР) и
замыкает его контакты, пропуская на входы каналов управления
(КУ) сигналы наведения l/0l, Un!.
В ТГСН измеряется угол у„ поворота авиабомбы относительно
платформы, на которой установлен чувствительный элемент. С уче-
том этого угла и того факта, что гиростабилизатор ТГСН имеет"+"-
287
образную ориентацию, а каналы управления УАБ расположены "х"-
образно, в преобразователе координат (ПК) осуществляются сле-
дующие преобразования сигналов.
^ni =(^fki +t/«1,)cos(45o+Tn)+(/fi>l sin(45°+yn);
Um =<Um +U>a+Uan,'lsm(45°+t„)-Ua,, cos(45°+y„).
Сигнал Um формируется на выходе порогового элемента ПЭ1 для
предотвращения попадания гиростабилизатора на упоры в соответ-
ствии с алгоритмом
'со-
При превышении опасного уровня I/, р сигнал Uarr подключается
к цепям формирования сигналов ц,, и вызывает отклонение
корпуса УАБ от опасной границы.
Сигнал уставки в тангажном канале имеет две составляющие:
Составляющая U^, при I > г,и направлена на движение УАБ вверх
и может иметь значения, определяемые в зависимости от времени
автономного полета г следующим алгоритмом:
Операция смены значений U,,tl на структурной схеме показана
переключением реле времени РВ1, запускаемого в момент времени
/г„ по команде л„„ и срабатывающего через интервал времени Гг„
после запуска. Команда X. и сигналы I/, и иг поступают из блока
бортовой автоматики (БВА).
Смысл изменения уровня состоит в том, чтобы наведение с
малых высот сброса, т.е. при режимах полета с пологими траекто-
риями и относительно малыми длительностями, осуществлять при
более высоком уровне уставки (/,.
При режимах применения с больших высот, которым свойствен-
ны более крутые углы подлета к цели и большие длительности поле-
та, заключительную часть самонаведения лучше проводить с мень-
шим уровнем уставки Ur Избыточное значение уставки при крутых
углах подлета к цели приводило бы к снижению точности наведения
288
с преобладанием промахов перелетного характера и к увеличению
утла атаки УАБ в момент встречи с преградой, что снижало бы бое-
вую эффективность оружия. Численные значения параметров U,. U.
и 7",, подбираются методом моделирования с учетом динамических
характеристик системы самонаведения и диапазона условий
применения УАБ.
Составляющая формируется по значениям угла пеленга г, в
момент времени /р„ (значение Усэ(грн) фиксируется на выходе запо-
минающего устройства - ЗУ) и сигналов и U,. Суммарный сиг-
нал (£/11г, + £/са(/р„) + U,) ограничивается по абсолютному значению
уровнем и подается на реле времени РВ2.
Подключение к каналу тангажа на структурной схеме показа-
но замыканием контактов реле РВ2 в момент времени Размыка-
ние контактов реле РВ2 производится в момент времени + Т„„. В
процессоре алгоритм этой операции имеет вид
при ,</(,„ или г:
Численные значения параметров Кс, (/,. и Г,,, подбираются
при синтезе закона наведения с учетом динамики системы и режи-
мов применения УАБ.
При горизонтальном бомбометании с малых высот и при бомбо-
метании с пикирования из дальней периферии зоны сброса состав-
ляющая U,„, имеет соответствующую сочетанию параметров
1/е»(гр,), U величину положительной полярности, способствующую
движению УАБ вверх. Это обусловлено малостью отрицательных
значений параметров £/с,(грн) и или даже их положительными
значениями при некоторых режимах пикирования в сумме с поло-
жительным значением сигнала U,.
При определенных сочетаниях высот, скоростей и углов пи-
кирования величина находится на уровне ограничения
Для этих режимов применения с малых высот и с пики-
рования желательно в начале наведения как бы приподнять тра-
екторию авиабомбы. Это тем более необходимо при положи-
тельных значениях Uw, когда вектор скорости расположен ниже
линии визирования, так как для эффективного наведения требу-
ется развернуть авиабомбу и ее вектор скорости вверх в направ-
лении цели.
С увеличением высоты горизонтального бомбометания, прибли-
жением точки сброса к переднему краю зоны применения, увеличе-
нием угла кабрирования при сбросе возрастает абсолютное значе-
ние отрицательного угла еа(гр„). В наибольшей степени это сказыва-
ется на уменьшении уровня уставки (/^положительной полярности
и даже на изменении ее знака в ряде режимов применения из перед-
289
ней периферии зоны сброса, если условия сброса требуют энергич-
ного разворюта вниз к цели.
Действие уставки 1/(СТ! необходимо ограничить начальным участ-
ком наведения, длительность которого определяется временным
интервалом Тс,;. Дальнейшее поддержание этой уставки приводило
бы в зависимости от ситуации наведения либо к излишнему набору
высоты с потерей скорости и невозможностью долететь до цели при
сбросах из дальней периферии эоны, либо к перелетным промахам
при применении УАБ с переднего края зоны на больших и средних
высотах.
Оптимизация закона наведения каждого конкретного изделия
может быть осуществлена посредством подбора параметров, опре-
деляющих действие уставок. Для одного из образцов УАБ калибра
500 кг были выбраны значения Т„, = 20 с, Т„,, = 2,5 с.
Ранее рассматривалась возможность повышения эффективности
УАБ с телевизионно-корреляционными ГСН посредством исполь-
зования закономерности изменения временных интервалов переза-
писи эталонов для обнуления угла атаки УАБ в конце наведения. На
рис. 4.5 показана структурная схема реализации этой функции при
работе ТГСН в корреляционном режиме. При контрастном режиме
работы ТГСН эти операции не выполняются.
В моменты перезаписи эталонов в ТГСН вырабатываются им-
пульсные сигналы U,. Эти импульсы подаются на вход нормально-
разомкнутого реле времени РВЗ, запускаемого по команде к.,,. За-
мыкание контактов РВЗ происходит в момент времени /г_ + 7,,,. и в
этом состоянии реле находится до конца полета.
Реле РВЗ выполняет функцию блокировки во избежание сраба-
тывания цепи обнуления угла атаки из-за сбоев аппаратуры в на-
чальной части полета УАБ. После замыкания контактов реле РВЗ
импульсы U, поступают на вход порогового элемента ПЭ2, который
производит измерение временного интервала т, между каждыми
двумя последовательными импульсами И,-
По мере сближения УАБ с целью временной интервал т, сокра-
щается. В пороговом элементе ПЭ2 производится операция сравне-
ния т, с пороговым значением tjlw. При выполнении условия t, < т,„ге
с выхода ПЭ2 на управляющий вход нормально-замкнутого реле
РНЗ поступает командный сигнал К„ по которому контакты этого
реле размыкаются, приводя к обнулению сигнала входе элемента
"И", что сопровождается размыканием контактов реле РНР. В ре-
зультате входы каналов управления отключаются от сигналов наве-
дения, и под воздействием контуров стабилизации пространствен-
ный угол атаки обнуляется. Значение должно быть выбрано
так, чтобы отключение сигналов наведения происходило в такой
близости от цели, при которой УАБ успевает до конца полета суще-
ственно уменьшить угол а,, без ущерба для точности попадания.
290
Описанные структурные и алгоритмические мероприятия позво-
ляют организовать рациональные с позиций использования энерге-
тики авиабомбы процессы самонаведения и существенно расши-
рить диапазон эффективного применения УАБ с ТГСН по высоте,
скорости, углу и дальности сброса.
Процессы самонаведения УАБ с ТГСН обычно имеют плавный
характер, соответствующий методу пропорционального сближения
и его модификациям. Поскольку эти процессы начинаются через
2,5 с после сброса, в большинстве ситуаций применения УАБ с
ТГСН начальные дальности самонаведения заметно больше, чем у
авиабомб с лазерными ГСН, захватывающими цель после участка
баллистического полета. Это содействует плавной отработке на-
чальных рассогласований и последующему полету с малыми откло-
нениями рулей на большей части траектории. Только при прибли-
жении к цели на расстояния в несколько сотен метров сигналы на-
ведения возрастают и процессы устранения рассогласований стано-
вятся энергичными.
На рис. 4.6 показан характер отклонения рулей и изменения
перегрузок в каналах управления авиабомбы КАБ-500КР при са-
монаведении на цель с координатами (0, 0, 0) после горизонталь-
ного сброса с начальными условиями = —5560 м; Y# — 3500 м;
29]
Z$ = -3880 м; Ko = 225 м/с. На этом же рисунке приведен пример
изменения параметров и А„, в процессе сближения с целью.
Эти коэффициенты отражают отношения текущих напряжений
телевизионной развертки к напряжениям в моменты записи эта-
лонов. Видно, что параметр Ка в канале тангажа первым достига-
ет максимального значения К. и по изменению масштаба в этом
канале производится смена эталона.
Точность наведения УАБ с ТГСН-КР на режимах применения с
горизонтального полета и пикирования по принципам баллистиче-
ского бомбометания и сброса из зон разрешенных размеров харак-
теризуется оценками Е, < 7 м при высотах сброса 1...5 км и Е, < 10 м
при высотах сброса 5...8 км.
Конфигурация, размеры и положение ЗВС УАБ с телевизионны-
ми ГСН, захватывающими цель до сброса или сразу после сброса,
определяется совокупностью таких факторов, как аэродинамиче-
ские свойства УАБ, закон самонаведения, штатное время работы
бортовой аппаратуры, углы прокачки ТГСН, точность прицелива-
ния и требуемая точность попадания.
Поскольку первое поколение отечественных КАБ с телевизион-
ными ГСН проектировалось в расчете на баллистическое бомбоме-
тание и возможность их применения из зоны выявилась уже в про-
цессе летных испытаний, ЗВС этих КАБ были определены с учетом
уже сложившихся аэродинамических обликов, законов управления
и характеристик бортовой аппаратуры. В этих обстоятельствах ос-
новными факторами, ограничивающими максимальную дальность
применения, явились штатное время работы бортовой аппаратуры,
динамические возможности КАБ и закон самонаведения, а ограни-
чения боковых и передних краев ЗВС были связаны в основном со
значениями углов прокачки ТГСН.
Штатное время работы бортовой аппаратуры КАБ-500КР состав-
ляет 40 с, а КАБ-1500КР - 90 с. Углы прокачки телевизионной го-
ловки, которой оснашены эти авиабомбы, ограничены следующими
значениями:
при отклонении оптической оси головки вниз;
при отклонении вверх;
при отклонении вверх-влево и вверх-вправо;
при отклонении влево и вправо;
58° при отклонении вниз-влево и вниз-вправо.
Законы управления контуров стабилизации обоих типов авиа-
бомб соответствуют структурным схемам, представленным на
рис. 3.15—3.17. Параметры законов самонаведения КАБ-500КР и
КАБ-1500КР синтезированы из условия их баллистического приме-
нения.
Поскольку ЗВС телевизионных КАБ первого поколения яви-
лись продуктом развития способа применения уже конструктивно
41°
292
сформированных образцов и размеры ЗВС были определены с
учетом перечисленных факторов и технических характеристик,
эти ЗВС явно не соответствовали потенциальным возможностям
КАБ. Тем не менее внедрение принципа применения этих КАБ
из ЗВС было важным шагом совершенствования тактики боевых
операций.
Последующие исследования, направленные на модернизацию
авиабомб первого поколения, показали, что значимое увеличение
размеров ЗВС этих авиабомб достижимо за счет увеличения штат-
ного времени работы бортовой аппаратуры и путем усовершенство-
вания закона самонаведения в плане его приспособления к работе в
более широком диапазоне условий применения.
На рис. 4.7 показаны половины ЗВС КАБ-500КР и ее модерни-
зируемых модификаций для режимов горизонтального примене-
ния с высоты ) км при скоростях сброса 200 и 300 м/с и с высоты
5 км при скорости сброса 300 м/с. Эти ЗВС симметричны относи-
тельно оси ОХ,.
Модификация, КАБ-500КР-М отличается от КАБ-500КР увели-
чением штатного временного ресурса бортовой аппаратуры до 60 с и
Рис. 4.7. Зоны возможных сбросов УАБ-ЗООКР и ее модернизируемых модифшаннй
при горизонтальном применении с высот / в 5 км
293
законом наведения, соответствующим структуре, представленной
на рис. 4.5.
Модификация КАБ-500КР-ММ выполнена по "нормальной' аэ-
родинамической схеме, способствующей повышению планирую-
щих свойств объекта управления, а штатный временнбй ресурс уве-
личен до 200 с. Влияние указанных мероприятий на размеры и по-
ложение ЗВС усиливается с ростом высоты и скорости применения
(см. рис. 4.7).
При разработке следующих поколений УАБ с ТГСН, изначально
ориентированных на применение из ЗВС, желательно использовать
все значимые для дальнейшего увеличения размеров ЗВС компо-
ненты системы самонаведения. При этом следует стремиться к со-
ответствию аэродинамических свойств УАБ, закона самонаведения,
параметров ТГСН и штатного времени работы бортовой аппаратуры
требованиям по диапазону условий применения и точности попада-
ния. Учитывая, что для поражения малоразмерных и крупных целей
требуется разная точность попадания и, следовательно, разная точ-
ность прицеливания, в самолетном ПРНК в зависимости от разме-
ров и важности атакуемой цели можно использовать ЗВС, соответ-
ствующие различным критериям.
Глава 5
СИСТЕМЫ САМОНАВЕДЕНИЯ УАБ
С ПРИЕМНИКАМИ СПУТНИКОВОЙ
НАВИГАЦИИ И ИНЕРЦИАЛЬНЫМИ
СИСТЕМАМИ УПРАВЛЕНИЯ
Появление глобальных спутниковых систем координатно-вре-
менного обеспечения ГЛОНАСС (Россия) и GPS (США) и развитие
бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС)
открыло новые возможности в построении систем самонаведения
авиационных средств поражения, включая УАБ.
Сочетание спутниковых и инерциальных систем имеет рад досто-
инств, заключающихся в существенном расширении диапазона ус-
ловий эффективного применения УАБ, улучшении массо-габарит-
ных параметров бортовой аппаратуры, повышении ее надежности и
помехозащищенности, снижении стоимости боевых операций.
Организация системы самонаведения, построенной на использо-
вании приемника спутниковой навигации (ПСН) и БИНС, состоит
в следующем.
Перед сбросом с самолета-носителя в БИНС поступает информа-
ция о геодезических координатах цели и УАБ, находящейся на под-
веске, а также о ряде траекторных параметров самолета (азимуте
вектора путевой скорости, углах рыскания, тангажа и крена и др.).
В автономном полете информация о координатах УАБ и состав-
ляющих линейной скорости определяется посредством бортового
ПСН, с которого эта информация в виде геоцентрических параметров
поступает в БИНС. В БИНС эта информация преобразуется в пара-
метры нормальной земной системы координат. Одновременно в
БИНС по показаниям собственных датчиков УАБ определяются ли-
нейные и угловые параметры, которые дополняют информацию ПСН
и заменяют ее в интервалах между моментами поступления информа-
ции из ПСН. Результаты собственных измерений БИНС используют-
ся также при пропадании спутниковой информации (например, при
недостатке спутников в поле зрения антенн ПСН, разкой смене груп-
пировки наблюдаемых спутников из-за маневра УАБ, забивании спут-
никовых каналов помехами или при неисправности ПСН).
Использование спутниковой и инерциальной навигации делает
систему самонаведения практически всепогодной и круглосуточ-
ной, а дополнение спутниковой информации измерениями траек-
торных параметров в БИНС повышает помехозащищенность УАБ.
Комплексирование ПСН с БИНС позволяет по информации о
линейных и угловых траекторных параметрах УАБ формировать
295
сигналы самонаведения на цель с известными геодезическими ко-
ординатами посредством вычислительных и логических операций в
бортовом процессоре. Наличие текущей информации о траектор-
ных параметрах и о положении УАБ по отношению к цели дает воз-
можность синтезировать рациональный закон самонаведения, адап-
тирующийся к текущим высотно-скоростным обстоятельствам и
параметрам взаимного положения УАБ и цели, что улучшает такти-
ко-технические показатели УАБ.
При такой организации бортовой системы и приемлемой точно-
сти инерциально-спутниковой информации отпадает необходи-
мость в головке самонаведения. При стремлении же улучшить точ-
ность наведения, обеспечиваемую точностью инерциальной и спут-
никовой систем, состав бортовой аппаратуры может быть дополнен
головкой самонаведения, которая подключается к работе системы
на конечном участке полета.
Совокупность факторов всепогодности, круглосуточное™, так-
тической гибкости, помехозащищенности, рационального самона-
ведения существенно расширяет диапазон условий эффективного
применения оружия.
S.I. Траекторные параметры спутниковой и инерциальной
навигации
Преобразование спутниковой информации, полученной от само-
лета-носителя и ПСН в параметрах геоцентрических систем коор-
динат, к параметрам нормальной земной системы CY.X^Y^Z^ осу-
ществляется в БИНС по формулам, приведенным в подразд. 1.1. В
этой же системе координат определяются и траекторные параметры
УАБ, полученные собственными измерениями БИНС. Индекс "м"
при обозначении данной системы координат и определяемых в ней
параметров указывает на то, что эти параметры соответствуют вир-
туальной (машинной) системе координат, сформированной в
БИНС. Машинная система координат относительно ко-
торой на борту УАБ определяются ее траекторные параметры, в об-
щем случае отличается от земной системы координат OaX^Z,, в ко-
торой происходит реальное движение УАБ. Эго несовпадение обу-
словлено ошибками задания координат цели и положения УАБ в
момент сброса, а также ошибками определения траекторных
параметров УАБ в ПСН и БИНС.
По измеренным в процессе автономного полета параметрам в
процессоре БИ НС вычисляется текущая машинная траектория УАБ
и формируются сигналы ориентации, стабилизации и самонаведе-
ния УАБ. Из-за ошибок задания координат цели, ошибок спутнико-
вой информации и ошибок измерения параметров УАБ собствен-
ными бортовыми средствами машинная траектория отличается от
реальной, что в основном и определяет величину промаха.
296
При моделировании движения УАБ с системой управления, ис-
пользующей спутниковую и инерциальную навигацию должны быть
описаны как процессы измерения траекторных параметров и фор-
мирования управляющих сигналов, производимые на борту УАБ в
системе координат О^Х^ Y^Z^, так и действительное движение УАБ
в системе координат Реальное движение УАБ в системе ко-
ординат ОъХ'У^, описывается уравнениями, приведенными в под-
разд. 1.2.
Типовые операции определения траекторных параметров в
БИНС осуществляются следующим образом.
В составе бесплатформенной инерциальной системы имеются
три датчика, измеряющих угловые скорости <о„ <о„ <о;, и три акселе-
рометра, измеряющих кажущиеся линейные ускорения ИЛ, ИЛ, W, в
месте установки датчиков. С учетом погрешностей датчиков и не-
точности их установки относительно связанных осей OXYZ показа-
ния этих датчиков <о,„ ц>а и ИЛ„ ИЛ, в модели типового блока
БИНС могут быть описаны в виде
<ви =ш, (I +Дст)+<о> fry,, +<огДуа +Ди>д(1 +ДЛ|Х'1г;
=<о,(1+Дсч,)+ф,Ду„ +Ф.Дуа +Дш,0+Дд2Рк, + Д/>2 Ки;(5.1)
<оа =<ог(1 +Д£ш-)+<о,ДУд. +<1>лДуя +Дв>г0 + Дй1Ик +Др,ки;
И'.л =И'1(1+Дс>ид)+И/уДр)„ +H-Apa +Дл1Л;
и;л=»;(1+Д£»>)+и;дИд,+и'др1,+дд„,; (5.2)
ц/а =Ц/.(1 + Д£и.;) + И'дДИд.+И/,Др^ + Да.о,
ИЛ =ЯХ / т-Хх{ыгг +<0;)-К, (<ог —<a,<si/)+Zx{iar
Wt = Rr /m + Xy(bi; +<oxtof) —+<O;)-Z),(a>1 -ы,шг); (5.3)
ИЛ =Лг /m-Xifdly ;)+У;(Шд + <0,<l> + <0 ‘ ).
информации, неточностью установки датчиков, их дрейфом, на-
чальными ошибками. Поскольку эти погрешности являются слу-
чайными факторами, в статистической модели указанные коэффи-
циенты обычно используются как центрированные нормально рас-
пределенные величины, соответствующие технической документа-
ции на датчики.
Выражения (5.3) описывают ускорения ИЛ, ИЛ. ИЛ в месте уста-
новки датчиков. Составляющие RJm, RJm, RJm являются кажуши-
297
масс по соответствующим осям OXYZ.
квантованным параметрам ш,„, а>„, вычисляются направляю-
щие косинусы характеризующие угловое положение УАБ в ма-
шинной системе координат d^X^Y^Z^. Для вычисления приме-
няются изложенные в подразд. 1.1 методы интегрирования кинема-
тических уравнений.
Направляющие косинусы используются в БИНС при преобра-
зованиях, связывающих системы координат и OxYZ, и в
соответствии с (1.5) при определении углов рыскания у,, тангажа
9„ крена у„ по отношению к О^пУ^„ имеем:
ЧМ м =_61иsin9M =/2iM; tgy„ =-/2<м /hit- (5.4)
По квантованным показаниям акселерометров И^,, И<„, в
БИНС вычисляются проекции вектора ускорения на осиО0мЛ'г.^м2’г.:
Интегрированием У^, определяются проекции
Кв». Кт» вектора земной машинной скорости Икм, а после-
дующим интегрированием У^, у,„ - машинные координа-
ты УАБ Х^, У^, Z^.
Навигационная информация спутников поступает в БИНС дис-
кретно (например, с частотой (0 или I Гц). Если информация ПСН
принимается абсолютно приоритетной, то в моменты поступления в
БИНС информации ПСН параметрам Kw> У^ и Х^, К„, Z„
присваиваются значения, определенные спутниковой навигацией, и
эти значения используются в качестве начальных при дальнейшем
интегрировании. Между моментами обновления информации
298
ПСН, поступающей в БИНС, операции производятся с параметра-
ми, полученными собственными средствами БИНС.
Комплексирование БИНС и ПСН может включать устройства
корректировки навигационных параметров (например, фильтр Кал-
мана). При наличии таких устройств в системе осуществляемые ими
операции необходимо отразить в математической модели.
Измеренные и вычисленные на борту УАБ траекторные парамет-
ры используются при формировании сигналов стабилизации и са-
монаведения.
5.2. Контуры стабилизации каналов крена и управления
Конгуры стабилизации каналов управления УАБ с ПСН и БИНС
строятся, как и в УАБ с телевизионными или лазерными ГСН, с ис-
пользованием обратных связей по перегрузке и угловой скорости
(угловому ускорению), а в канале стабилизации угла крена исполь-
зуется обратная связь по угловой скорости (угловому ускорению).
Однако при схожести перечня параметров, используемых в различ-
ных контурах стабилизации, наличие информационных средств
ПСН и БИНС вносит определенные особенности в организацию
контуров стабилизации.
С изменением высотных и скоростных условий полета меняются
аэродинамические свойства объекта управления и степень обратных
связей в контурах стабилизации. Поэтому в системах управления с
фиксированными параметрами для УАБ с широким диапазоном ра-
бочих высот и скоростей затруднительно обеспечить одинаково вы-
сокую управляемость во всем диапазоне применения.
Информация ПСН и БИНСо высоте и скорости полета открыва-
ет возможности для обеспечения высокого качества процессов
управления во всем реальном диапазоне высотно-скоростных режи-
мов применения, поскольку при наличии на борту УАБ такой теку-
щей информации параметры контуров стабилизации можно изме-
нять в зависимости от высоты, числа М, скоростного напора q =
0,5рК'. При этом зависимость плотности воздуха р, температуры Т,
скорости звука от высоты может быть принята, например, соответ-
ствующей стандартной атмосфере-
Настройка параметров контуров в функции высоты и скорости
позволяет повысить их быстродействие, уменьшить степень перере-
гулирования и более эффективно использовать аэродинамические
возможности УАБ. Наиболее простым и достаточно эффективным
способом приспособления конгуров стабилизации УАБ к широкому
диапазону высотно-скоростных условий полета является изменение
коэффициентов обратных связей по информации о текущих значе-
ниях q.
Законы корректировки параметров системы управления в зави-
симости от высоты и скорости полета подбираются на этапе синтеза
299
системы с учетом изменений аэродинамических характеристик УАБ
в функции числа М и известных закономерностей изменения по
высоте плотности атмосферы. Такая самонастройка системы по ра-
зомкнутому типу позволяет расширить диапазоны эффективного
применения УАБ по высоте, скорости, дальности и углам сброса.
Оснащение УАБ аппаратурой БИ НС связано со спецификой оп-
ределения углового положения УАБ в пространстве. Если в УАБ с
лазерными и телевизионными ГСН, система самонаведения кото-
рых строится без автопилота или с автопилотами, содержащими ги-
роскопические датчики угла, для осуществления самонаведения на
борту УАБ не трабуется информация об углах у и 9 или о направ-
ляющих косинусах, а при необходимости стабилизации угла крена
используется трехстепенный гироскоп, то в УАБ с ПСН и БИНС
для организации процессов стабилизации и самонаведения нужна
полная информация об угловой ориентации авиабомбы в земной
системе координат. Эта информация формируется в БИНС посред-
ством интегрирования показаний датчиков угловых скоростей и
проведения определенных вычислительных операций.
В подразд. 1.1 приведены некоторые варианты кинематических
уравнений, интегрирование которых дает угловые параметры. Одна-
ко использование этих уравнений в условиях всех желаемых форм
траекторий УАБ связано с определенными особенностями.
В БИНС УАБ, совершающих развороты по рысканию и тангажу в
широких пределах, интегрирование кинематических уравнений (1.6),
выражающих производные углов Эйлера, без некоторых дополни-
тельных операций нецелесообразно, поскольку при |Э,| > 60° снижа-
ется точность вычисления углов и, кроме того, эти уравнения вклю-
чают в себя тригонометрические функции, операции с которыми
снижают эффективность вычислительной техники. Что касается УАБ
с траекториями, в которых углы тангажа могут превышать по модулю
90°, то использование в БИНС уравнений (1.6) без специальных
приемов вообще невозможно, поскольку эти уравнения при |Э„| = 90°
вырождаются и параметры у и у становятся неопределенными.
В бесплатформенных инерциальных системах целесообразно
пользоваться уравнениями (1.7), определяющими скорости измене-
ния параметров Родрига-Гамильтона, или уравнениями (1.8)-
(1.10), отражающими в соответствии с теорией конечного поворота
твердого тела способ вычисления направляющих косинусов так
как эти уравнения не вырождаются при любом угловом положении
УАБ и позволяют более рационально использовать бортовой про-
цессор. Этими уравнениями следует пользоваться в сочетании с
формулами (1.2)-(1.5), связывающими направляющие косинусы
с параметрами Родрига-Гамильтона и с углами Эйлера v., Э_, у..
Для ориентации УАБ по крену необходима информация об
угле уи, который согласно (1 5) выражается через направляющие
300
косинусы или через параметры Родрига—Гамильтона соотноше-
ниями
-Р Mv„)/[(pM)2 —(Хи)г+(р и)2
Хотя как направляющие косинусы, так и параметры Родрига—Га-
мильтона определены при любых пространственных положениях УАБ,
углы крена и рыскания при |Э„| = 90° теряют определенность. Матема-
тически это выражается неопределенностями вида tgyu = 0/0 при под-
становке в приведенные формулы значений параметров /ц,, или р.,
ХМ1 Р». v„ вычисленных в соответствии с (1.2) или (1.4) при Э, = (90° или
-90°). Физическая сущность этого явления состоит в том, что при сов-
падении оси ОХ УАБ с вертикальной осьюОУ^ земной системы коорди-
нат пропадает геометрический смысл понятий углов рыскания и крена.
Таким образом, при определении утла у. средствами БИНС воз-
никают трудности стабилизации крена УАБ при траекториях, в ко-
торых угол тангажа УАБ приближается к значению -90° и достигает
его. Заметим, что при стабилизации крена с использованием трах-
степенного гироскопического датчика угла крена подобных трудно-
стей практически нет ввиду отсутствия указанных вычислительных
операций, но зато появляются ограничения в условиях применения,
связанные с потерей датчиком гироскопических свойств вследствие
сложения рамок такого гироскопа при некоторых эволюциях УАБ,
или требуется усложненная гироскопическая конструкция.
Качественную стабилизацию крена УАБ с БИНС при всех желае-
мых видах траекторий самонаведения можно осуществить по-раз-
ному. Одним из способов может быть формирование канала стаби-
лизации крена, при котором в условиях полега с углом тангажа Э„ >
9, параметром стабилизации является угол у„ а при 9, < 9, таким па-
раметром становится интеграл угловой скорости ш,„. Значение Э„
обозначающее границу области снижения точности вычислений в
окрестности особых точек, можно выбирать в диапазоне -(60.-70°).
Структура канала крена должна обеспечивать трабуемое качество
стабилизации и допустимый дрейф крена при наличии креновой аэ-
родинамической асимметрии объекта управления на протяжении
как пологих, так и крутых участков траектории.
Другое направление организации канала стабилизации крена
УАБ с БИНС состоит в использовании приема поворота земной
системы координат при попадании УАБ в зону 9. < 9,. Этот прием
можно использовать при определении угла у„ как по параметрам
Родрига-Гамильтона и направляющим косинусам, так и по углам
Эйлера. Сущность этого приема заключается в следующем.
На основании производимых измерений и вычислений в БИНС
имитируется движение УАБ в машинной системе координат
301
ОьЛр.^2^,, которая с точностью до угловых ошибок БИНС коллине-
арна земной системе координат OJ(,Y^,. При полете с углами тангажа
Ду, = Т-> - у„ где у^ — требуемое значение угла крена (например, ум = -
45° при "х"-образной ориентации каналов управления УАБ).
По мере увеличения крутизны траектории и приближения угла
тангажа к положению 3. = -90° снижается точность определения уг-
ла у„. Поэтому при попадании УАБ в зону 3„ < 3, осуществляется пе-
реход на стабилизацию угла ун, вычисляемого в системе координат
которая повернута относительно исходной системы
ГО 1 О')
(m„„)-|-l 0 0 ,
1о 0 lj
а матрицы (/„„) и (/„) направляющих косинусов связанных осей УАБ
в системах координати связаны уравнением
т [°
(/««) 1 0
[о о
Аналогично формулам (5.4) и на основе (5.7) углы у м, Э„, уи в
системе координат определяются формулами
sin5M =Г2|И
tgy, =-/|3« /
(5.8)
302
В момент t = t первого в полете выполнения условия 9М < 9,
вычисляется угол yu(f) = arctg[-/|5H(r )|, который в про-
цессоре БИНС соответствует пространственной ориентации
УАБ в этот момент времени. Это значение угла крена далее
принимается в качестве требуемого и последующий процесс
стабилизации крена заключается в устранении рассогласования
ЛУм=Тм(')-7м('). в котором b(i) = arctg[-/|3M(,)//,;„(/)] - теку-
щий угол крена.
Углу тангажа 9., измеряемому в исходной системе координат
соответствует угол Эм =90°+Эи в повернутой системе
координат О,)%1 X Yp, Z „.
При угле 9„ = -90°, соответствующем в исходной системе коор-
динат особой точке, в повернутой системе имеем =0,так что вы-
числение угла у„ в этом угловом положении УАБ не сопряжено с
появлением неопределенности.
Переход к стабилизации угла у* смещает в пространстве область
снижения точности вычисления угла крена, которая находится во-
круг особой точки. Такое смещение обеспечивает удовлетворитель-
ную точность стабилизации угла крена в подавляющем большинст-
ве траекторий УАБ с крутыми углами подлета к горизонтальной по-
верхности земли.
Снижение точности вычислений угла ум наступает в зоне
9„ 2 9Г. В исходной земной системе координат эта зона соответст-
вует углам тангажа 9„ 2 -(90’ - 9,). Так, при 9, = -60° указанная
зона достигается при траекториях с углами тангажа Э„ < -150°. Та-
кие траектории могут иметь место при режимах применения, в ко-
торых УАБ сбрасывается за целью или залетает за цель и в процес-
се самонаведения разворачивается в плоскости тангажа в направ-
лении цели Если в процессе полета с таким маневром УАБ дости-
гает зоны, ограниченной условием 9„ < 9Г, то следует совершить
еше один поворот и перейти к определению углов Эи,ум в
системе координат повернутой теперь вокруг оси
на угол §„ =-90°.
Аналогичными преобразованиями_можно показать, что в резуль-
тате второго поворота углы фм, 9M,fM в системе координат
определяются формулами
tgf„
303
После второго поворота системы координат, производимого в
момент времени t = t достижения условия §„ 2 9,, канал крена дол-
жен устранять рассогласование =yM(r)-f M(t), в котором тре-
буемый и текущий углы ?„(/) и (г) для моментов времени t и i
определяются в соответствии с (5.9).
В данном методе при вычислении углов УАБ на всех этапах поле-
та используются направляющие косинусы определяемые в
БИНС относительно одной и той же исходной земной системы ко-
ординат При этом в канале крена после каждого из ука-
занных поворотов системы координат новый уровень отсчета угло-
вого рассогласования соответствует тому угловому положению, ко-
торое УАБ занимает в момент смены систем координат. Поэтому
каждый такой переход к новой системе определения углов крена не
вызывает скачкообразных изменений управляющих сигналов и про-
цессы стабилизации имеют плавный характер. В зависимости от
конкретного типа УАБ при указанной смене систем координат мо-
жет быть назначен и иной уровень отсчета углового рассогласова-
ния (например, -45°).
Рассмотренный метод определения углов крена включает в себя вир-
туальные операции поворота земной системы координат вокруг оси
Этот метод можно модифицировать, организовав повороты зем-
ной системы координат еще и с учетом значений углов рыскания УАБ в
моменты I и t выполнения соответственно условий 9„ < 9, и 9„ < Эу.
Пусть в момент времени t — t выполнения условия 9„ < 9, УАБ
имеет угол рыскания у/, = >ум., определяемый в системе координат
ОьЛг. К-Л- из (5-4>- В этот момент времени осуществляется переход
к системе координатO^X^Y^Z^,.которая последовательно повер-
нута вокруг оси О0м на угол зу,. и вокруг оси О0нZ'^ на угол -90°.
Матрица (п„), характеризующая эти повороты, имеет вид
(0 cosv„
(V)- -I о
[о -sinvM.
О
(5.10)
а матрицы (1аа) и (/^) направляющих косинусов осей ОХ^УАБ в сис-
темах координат Х& Y^Z^ и OJ^Y^ связаны уравнением
Углы iji,, Э„, у„ в системе координат Oo„X<MKplZtM определяют-
ся формулами
tgv« =-7зг, Д|м =(/11м sin V,.+/11, C0S4rM.//2|l(;
sinSM =/ци cosy -Gm sin41 (5.11)
tgY« =-^j4 /hi* = Ч/|5м cosiy M- -
-/33M siny „.)/(/|2„ cosy -/32„ siny M.).
Аналогичным образом в случае необходимости организуется еше
один разворот системы координат при попадании УАБ в зону
Эи<9,. Подобно изложенному выше с использованием формулы
(5.11) для угла формируются и рассогласования, которые должен
устранять канал крена.
При определении направляющих косинусов путем интегрирова-
ния уравнений кинематики в параметрах углов Эйлера прием пово-
рота земной системы координат также позволяет обойти области
снижения точности вычислений и неопределенностей этих пара-
метров. В этом случае методика использования данного приема со-
стоит в следующем.
В момент t = 7 первого в палете выполнения условия 9, s 9, УАБ
имеет в системе координат углы у, = цг..; 9, = 8,.; у» “у...
Рассмотрим вариант перехода к системе координат O^Xp.Yg^Zp,,
которая последовательно повернута вокруг оси О0м Y„ на угол и во-
круг оси On^Z'gu на угол -90°. Кинематические уравнения Эйлера в
системе координат O^X^Y^Zp, при i > 7 имеют вид
=sec8„(a>,aKcosYM -Wa.siny,,);
=ш„л smyM +<oaiIcosyM; (5.12)
Vm =wM,-tg9H(<ow,cosy„ -и„sm?M).
Для интегрирования этих уравнений на протяжении полета при
t > I необходимы начальные значения углов у „(/), 9„(Г), у„(/),
которые находятся из уравнения
(7>(7))=(v)T(/^(7)),
где (л,м)т — транспонированная матрица (5.10). Эти начальные зна-
чения в соответствии с (5.11) для момента времени I следующие:
V „(7) = arctg[-73iM (7)/lt IM (7) | =0;
8Н (7) = arcsin [72i„(7)[ = arccos 9Ч.; (5.13)
Y„(7) =arctg[-733u(7)/733„(7)| = arctgy,. или YM(7)=yM_.
305
После образования системы координат и интегри-
рования в ней кинематических уравнений (5-12) особенности в ок-
рестности 9И = -90° не возникают (они могут возникнуть при
9„ =-90°, что соответствует положению 9„ = -180°, и для предот-
вращения этого может быть совершен аналогичный поворот систе-
мы координат O0„XjrJEIMZ<M).
На участке полета с интегрированием уравнений (5.12) в системе
координат для преобразований, определяющих поло-
жение связанных осей УАБ и вектора ее земной скорости в исход-
ной земной системе координат Оа^Х^У,^, следует использовать
матрицу (/^), элементами которой являются следующие:
/цм =cosy м. sin 9м -siny sinм cos9„;
/|2%1 =cosy н_ cosy„ cos 9„ +siny «-(siny „ cosy „ +
+ siny M sin 9M cosy„);
/,311 = -cosy M. sin cos9„ +siny u_(cosy„ cosy „ -
- siny H sin 9„ siny„);
/л,, = -cosy „ cos9„;
/и„ =-siny„ siny „ +cosy u cosy„ sin 9„; (5.14)
G'm =-cosy„ sinф M -cosy M sin yM sin9„;
/,ь = -sinyH. sin 9H-cosy ». sinyMcos9M;
/J2„ =-siny cosy„ cos 9H +cosy „.(sin yM cosy H +
+ sin Q M sin9M cosy„);
/33н = siny siny„cos9„ +cosy M.(cosy„ cosy „ -
- siny „ sin 9„ sinyM).
Эти направляющие косинусы получены из равенства (/„) —
(«(,„)(/(;„). связывающего системы координат У,.2^ и
306
В том случае, если поворот земной системы координат осущест-
вляется в момент времени t = 7 только вокруг оси 0^Z„ на угол
9И = -90°, то начальные значения углов Эйлера в системе коорди-
нат в соответствии с (5 8) определяются следующим
образом:
у „ (О=arctg[-sin у „.ctg Эи. В
Эи(г) = arcsin|cos4iи_ cosЭм_|; (5.15)
у (F) -arcig|~ sin't' C0S1'‘- 'l-cos'tl “•sin3M' sin-|,>- ]
L siny sinyM.-cosv sin9U. cosy„. J
Уравнения кинематики для системы координат O^X^Y^Z^
аналогичны уравнениям (5.12) с соответствующей заменой углов
V ч. 9М, уи на углы ф и, 5М, ум, а направляющие косинусы для ис-
пользования _на участке полета при i > 7 определяются из уравнения
(4„) - )</,>• )'
/,2м = cosy„cos9„;
/|3н = -sinyu cos9u;
/?1М =-cosiy „ cos&M;
/22. =-sinyH sin<7 „ +cos«y M cosy„ sin9„;
/2!м =-cosy„ sinxj M -cosy H sinyM sin§„;
Gim =-sin<j<„ cos§„;
(5.16)
/j2M =sin y„ cosy „ +sinv „ sin9„ cosy,,;
=cosyM cosxjJ M -sinqj „ sin§„ siny„.
При необходимости совершить еще один поворот земной систе-
мы координат соответствующие преобразования осуществляются
по изложенной методике.
307
Описанные приемы обхода особенностей угловых параметров
Эйлера можно использовать как при формировании сигналов ста-
билизации и самонаведения в системе управления УАБ, так и при
моделировании процессов движения УАЬ в земной системе коор-
динат OoX,^-
5.3. Формирование сигналов самонаведения
Наличие на борту УАБ координат цели и навигационной инфор-
мации ПСН и БИНС позволяет организовать самонаведение прак-
тически по любому известному методу. При этом сигналы самона-
ведения формируются в процессоре БИНС посредством математи-
ческих процедур, соответствующих выбранному методу самонаведе-
ния или комбинации методов.
Рассмотрим некоторые формы математического представления
параметров самонаведения, которые можно использовать в БИНС
при формировании управляющих сигналов для трех методов само-
наведения УАБ: пропорционального сближения, прямого наведе-
ния и погони.
Параметром самонаведения при .методе пропорционального
сближения является угловая скорость линии визирования (век-
тора дальности). При наличии на борту УаБ гиростабилизирован-
ной головки самонаведени>сее выходные сигналы практически про-
порциональны проекциям на оси ГСН, так что математически
вычислять их в реальной системе не требуется, а в математических
моделях таких систем обычно описываются процессы формирова-
ния сигналов ГСН уравнениями контуров слежения и электронных
преобразователей. В литературе |33, 34, 64] приведены различные
формы математического представления проекций вектора в ко-
торых используются тригонометрические функции угла между ли-
нией визирования и вектором скорости летательного аппарата, но
для вычислительных операций в процессоре БИНС более удобна та-
кая форма составляющих Г2„, при которой тригонометрические
функции не используются.
Формирование законов управления в УАБ с БИНС производится
в параметрах земной системы координат O^X^Y^Z^. В этой системе
записываются координаты Ха„, неподвижной цели и коор-
динаты Х„, Y„, Zn УАБ, а также составляющие земной скорости
УАБ Проекции вектора дальности на оси
О.„ХГ. Y^Z^ и его абсолютное значение определяются по формулам:
Уравнение плоскости, проходящей через векторы D„ и Икн име-
- Уда>'<«м;У+(^да>'к«м =u.
Вектор Г)м совпадает с нормалью к этой плоскости. Направляю-
щие косинусы этой нормали равны:
cos О,
- ( Н<дм •
где
M^D^V^-D.
Угол уок между векторами 5U иИ,мс учетом их направляющих
косинусов определяется соотношениями
cosa, =DW /£>„; cosa,
sin2 y;il. =(cosa, cosp, -cosar cosp, )2 +
+ (cosa. cosp, -cosa, cospj2 +
+ (cosa, cosp,, -cosa), cosp,)2 ;
Sinrp,.
Угловая скорость Ц, вращения вектора определяется состав-
ляющей вектора И,„, которая перпендикулярна вектору Du. С уче-
309
ft и =~^кч sin Гор / =—Гм/{Du)2.
Проекции вектора Q„ на оси ОоД^К-Лм с учетом приведенных
формул равны:
ftw. =ft- cosQ^ = [D^V.^ -D^V^/iD^',
=QM cosQ^, =(D^V^ -D^V^y/tD^;
ft^ =ftu cosQjp, =(0№lz„fu -D^V^yKD^.
В качестве параметров, используемых при формировании управ-
ляющих сигналов самонаведения по методу пропорционального
сближения, могут быть приняты проекции вектора С2„ на связанные
оси О, К, O„Z. или ОИК«. O„Z|M:
fty*i -^«мАгм +fty™^2« +Йям/згм;
ft» “ftw'lia +ft/1|M^5'< +ft«M^33“-
ft,h, =0,707(0^ +QiM);
QtlM =0,707(41^ +QW),
При организации самонаведения по методу прямого наведения
управляющие сигналы должны быть пропорциональны проекциям
угла между продольной осью OJ(U УАБ и вектором дальности О„ на
плоскости OJGK, и OJ(„Z„ каналов управления ] и 2, т.е. углам е,„ и
е.к. Эти углы опраделяются выражениями
Eim =arctg(O/M/D„); s2M “-arctg^/D„).
ЗЮ
Искомые углы находятся через проекции V V и О„, О,и, D.„
векторов и5м на оси ОДДД,. Проекции и опреде-
ляются через К.„. Ка, и элементы матрицы
Направляющие косинусы проекций векторов Ики и D„ на плос-
кости ОД, К. и О„Х,£, и углы л1м, т},„ между соответствующими про-
екциями в этих плоскостях можно определить по формулам
$1ПГ)2и =cosX, COSl; +COSX COS1,
При методе погони сигналы самонаведения в каналах управле-
ния могут быть приняты пропорциональными углам Ль. т. или си-
нусам этих углов.
Появление на борту УАБ спутниковой и инерциальной систем
позволило в зависимости от текущих условий изменять метод само-
наведения. корректировать коэффициенты передачи, вводить огра-
ничения уровней сигналов, организовывать уставки и осуществлять
другие мероприятия, направленные на расширение области приме-
нения, улучшение углов и скоростей подлета к цели, повышение
точности самонаведения. Например, в функции дальности до цели
можно менять коэффициенты перадачи в цепях сигналов самонаве-
дения, изменять уровни уставок, вскрывать кассетную боевую часть
или обнулять угол атаки УАБ в конце полета.
Регулирование коэффициентов звеньев системы управления в
комбинации с ограничением уровней сигналов в зависимости от
высотно-скоростных условий полета может быть направлено на
обеспечение режима полета с максимальным аэродинамическим
качеством, что содействует экономичному расходованию энергии и
увеличивает дальность применения и конечную скорость УАБ.
Соответствие значений коэффициентов и уровней ограничения
режиму максимального аэродинамического качества подбирается
на этапе синтеза системы самонаведения с учетом закона наведения
и аэродинамических характеристик УАБ в ожидаемом диапазоне
высот и скоростей полета.
Далее приведем некоторые примеры организации сигналов уста-
вок, модифицирующих метод пропорционального сближения. Фор-
мирование этих сигналов осуществляется логическими и вычисли-
тельными процедурами в процессоре БИНС.
Информация о высоте полета может быть использована при фор-
мировании уставки, предназначенной для уменьшения потери вы-
соты и ее набора при горизонтальном применении УАБ с малых вы-
сот. Эта уставка О,,,,, вызывающая в начальной стадии автономного
полета отклонение рулей на движение вверх, может включаться в
момент времени (разрешение наведения) при удалении УАБ от
самолета-носителя на безопасное расстояние и действовать в тече-
ние временного интервала Т . Ее уровень желательно связать с вы-
сотой полета У^. Алгоритм формирования такой уставки при само-
наведении по методу пропорционального сближения может иметь,
например, вид
О при или г>(Грн+Гуя>,
или (yK^/^„),rH>sineK,
или (□||-АГи1И<м)<0;
при/Р„<г<(гр„+Г>ст)
и (П„-КжГ„)>0.
В этом алгоритме I - текущее время, отсчитываемое от момента
сброса УАБ; ггв - 2,5 с; Т„, - 2...3 с; (К,Л/К,),В — синус угла наклона
траектории в момент времени ©, — значение угла кабрирования
в момент /р„ при превышении которого уставка отключается
(О. г 10’); ft, и К„ - параметры, определяющие характер изменения
уровня уставки О.,,, в зависимости от высоты полета При Q, =
1°/с и К.г = 0,0015 °/(м с) на высотах менее 50 м » О,, а к высоте
625 м уставка уменьшается до нуля.
При полете с дальней периферии зон сброса желательно осуще-
ствлять рациональное планирование с относительно малой потерей
высоты или даже с некоторым набором ее для увеличения крутизны
заключительного участка траектории- Такое планирование способ-
ствует увеличению дальности применения и улучшению условий
подлета к цели, что повышает эффективность УАБ с БЧ проникаю-
щего и фугасно-осколочного типа.
Для организации траекторий такого типа сигнал самонаведения,
требующий движение вниз к цели, должен быть дополнен сигналом
уставки, действующим в обратном направлении. Степень компенса-
ции или перекомпенсации уставкой сигнала самонаведения в вер-
тикальной плоскости определяется при проектировании УАБ с уче-
том ее калибра, типа БЧ, аэродинамических характеристик, требуе-
мой тактики применения. Фактором формирования этой уставки
может служить угол наклона линии визирования ф,1ч.
В качестве примера подобной уставки при пропорциональном
сближении можно привести следующий алгоритм ее формирования,
в котором значения параметров Кф. <₽„, являются наряду с ря-
дом других параметров предметом синтеза системы самонаведения:
О при AT,(sinq>o 4-Ода, /Он)<0;
АГф(51Пф0*Ода,/О„) при 0<K,(sin<po+OB!M/0„)<Ну„2тах;
йуигшэ» при Af,(sinq>04-Ода, /
представлен алгоритмом
[О при йг|м SO и iO или Q.|m 20 и Кхда, <0;
при П.|„ >0 и И.да, >0 или Q;lH <0 и <0.
Такая уставка вводится для устранения или уменьшения недолет-
ного промаха, так как она подключается только при проседании
313
вектора скорости УАБ ниже линии визирования. Признаком такого
"проседания" является положительная полярность составляющей
угловой скорости линии визирования Q.,4 при движении УАБ в на-
правлении сброса (1^ > 0) или отрицательная полярность при
движении в обратном направлении (И^ < 0). Параметр П, означает
Уровень уставки О,„>.
Уставки, направленные на действие в вертикальной плоскости,
могут суммироваться; суммарная уставка ГЪ, прибавляется к сигна-
лу самонаведения в тангажной плоскости УАБ.
Эффективное применение УАБ с ПСН и БИНС в определенном
диапазоне высот возможно в таких ситуациях, когда сброс осуществ-
ляется примерно в створе цели на близком горизонтальном расстоя-
нии перед ней или даже за целью, а также при наличии одновременно
с такими продольными условиями существенных боковых составляю-
щих начальной дальности. При бомбометании из этой области началь-
ных условий траектории самонаведения начинаются или продолжают-
ся за целью, т.е. при > 0. Диапазоны высот и составляющих началь-
ных горизонтальных дальностей таких режимов бомбометания с поло-
жительным конечным результатом определяются в основном манев-
ренными свойствами УАБ. При этом в зависимости от соотношения
продольных и боковых составляющих условий сброса организация
процессов самонаведения УАБ может существенно различаться.
При условиях бомбометания приблизительно в створе цели на
близком от нее расстоянии или за ней начинать самонаведение с
маневра в боковом направлении нецелесообразно вследствие значи-
тельных затрат энергии на длительном боковом развороте, сущест-
венно увеличивающем длину траектории. Поэтому при таких усло-
виях сброса начальной энергии УАБ недостаточно для самонаведе-
ния с длинной боковой петлей и в большинстве ситуаций УАБ про-
сто не может долететь до цели с приемлемым промахом.
При режимах сброса примерно в створе цели на близком от нее
расстоянии или за ней наиболее целесообразно совершить энергич-
ный маневр в плоскости тангажа. В процессе такого маневра вектор
скорости разворачивается в вертикальном направлении, угол танга-
жа 9 проходит значение -90° и направление путевой скорости УАБ
меняется практически на противоположное по отношению к на-
правлению сброса (траектории 3 и 4 на рис. 5. ]). В этом маневре по-
сле прохождения положения Э = -90° "спина" УАБ оказывается
внизу и соответственно этому необходимо изменить знак уставки,
действующей в плоскости тангажа.
Если же сброс осуществляется на малом по направлению палета
расстоянии перед целью или за целью, но не в створе цели, а при су-
щественной боковой составляющей начальной дальности, то самона-
ведение следует начинать с преимущественного разворота вектора
скорости к цели в боковом направлении (траектории 3 и 4 на рис. 5.2).
314
Рас. 5. Л Траттюрии УАБ с ПСН ч БННС пре наведтш •
довательно, сигнала самонаведения в плоскости тангажа не меняются
и знак уставки, действующей в этой плоскости, менять не следует.
Таким образом, для применения УАБ из передней (ближней к
цели) периферии зон возможного сброса с относительно больших
высот в законе самонаведения необходимо учесть особенности ра-
ционального поведения УАБ, обусловленные положением УАБ по
отношению к цели в начале автономного полета.
Рассмотрим пример учета этих обстоятельств при организации
самонаведения УАБ по методу пропорционального сближения.
При режимах сброса примерно в створе цели траектории самонаве-
дения будут располагаться в окрестности вертикальной земной плос-
кости (эта окрестность задается в БИНС полосой ±2у. При
этом параметр О,,. явно превалирует по абсолютной величине над па-
раметром £2,|м, вызывая отклонение рулей на движение УАБ вниз.
На тех участках траекторий, где Х^ > О (УАБ находится за целью
по направлению сброса), 2 0 (проекция земной скорости УАБ
на ось совпадает с направлением сброса), \Z„I < Z„ (УАБ нахо-
дится в полосе ±Z„) и УАБ летит "спиной вверх" (Э > -90°), уставку
(I*, можно обнулить, так как в этих ситуациях УАБ, перелетев цель,
удаляется от нее и уставка противодействовала бы сигналу наведе-
ния, стремящемуся уменьшить это удаление.
При продолжении такого разворота на цель УАБ проходит поло-
жение Э = -90° и начинает двигаться к цели "спинои вниз" (Э < -
90°). Факт перехода на движение "спиной вниз" устанавливается в
БИНС, например, следующим образом. Когда УАБ летит "спиной
вверх", то в соответствии с условием |sin9J < 0,998 вырабатывается
признак "спина сверху" (К,„ = I), а при первом в полете выполнении
условия |sin9,| > 0,998 вырабатывается признак "спина внизу" -
2), который сохраняется до конца полета. Как уже указывалось, при
переходе на движение "спиной вниз" необходимо изменить знак ус-
тавки что осуществляется по признаку К„, = 2.
Самонаведение из точек переднебоковой периферии ЗВС при
|ZJ > вначале происходит в значительной мере под воздействием
сигнала вызывающего разворот УАБ в боковом направлении, а
совокупность сигналов Л,1ч и обеспечивает плавное снижение
УАБ к цели. При траекториях такого типа условие |sin9.| > 0,998 не
наступает и признак = 2 не вырабатывается, так что уставка на
протяжении всего полета выполняет функцию поддержания выпук-
лой формы траектории и повышения ее крутизны к концу палета.
Параметр Z„ выбирается на этапе синтеза закона самонаведе-
ния УАБ.
Алгоритм описанного формирования сигнала QK, в БИНС может
иметь следующий вид:
[йусп + ^>rr!
= Ь при Кс„ =1 и >0 и У^ >0 и |Z„|<ZOT;
+п«сг2 +О^,3) при АГС„=2.
316
Форма возможных траекторий самонаведения УАБ с ПСН и
БИ НС в вертикальной плоскости показана на рис. 5.1, а в ситуациях
с начальными боковыми условиями - на рис. 5.2.
При "х"-образной ориентации каналов управления УАБ сформи-
рованные в каналах тангажа и рыскания сигналы пересчитываются
к плоскостям каналов управления и подаются на входы контуров
стабилизации этих каналов.
Точность самонаведения, организуемого по информации систем
спутниковой и инерциальной навигации, может оказаться недоста-
точно высокой для эффективного применения по ряду целей. По-
этому предназначенная для применения по малоразмерным и спе-
циальным целям УАБ, имеющая в своем составе ПСН и БИНС, мо-
жет быть оснащена также головкой самонаведения, подключаемой
к процессу самонаведения в заключительной части полета.
После отделения такой УАБ от самолета-носителя процесс само-
наведения на цель с известными географическими координатами
производится по навигационной информации ПСН и БИНС. При
приближении к месту ожидаемого расположения цели на расстоя-
ние, несколько превышающее максимальную дальность действия
ГСН, ось чувствительности головки должна быть ориентирована в
направлении цели. Для осуществления этой операции в БИНС не-
обходимо определить углы, на которые должны быть повернуты ра-
мы гиростабилизаторе ГСН относительно корпуса УАБ.
Рассмотрим алгоритм вычисления этих углов на примере двухос-
ного гиростабилизатора ГСН, оси которого в исходном арретиро-
ванном положении совпадают со связанными осями УАБ OZ,r,Z,
Угловое положение наружной и внутренней рам гиростабили-
затора ГСН в машинной системе координат O.X.Ki.Z,. определя-
ется последовательностью поворотов наружной рамы на угол е„„ и
внутренней рамы на угол е¥_. Оси системы O^V,MK1MZ|_ повернуты
относительно осей системы координат OJC.Y^Z. на угол - - ',ео
Проекции D,r.. D^, D„,.............. — n ----"
связаны с проекциями
уравнением
.— .... У.ол т = 45°.
вектора дальности Du на оси
D,„, Ai., А- этого вектора на оси
0,707
-0,707
0,707
0,707,
Для того чтобы направить ось чувствительности ГСН на цель,
нужно повернуть эту ось на углы
e81, =arctg(£>,.1M/£>л1м >; s,
=arcsin(-D;|H /Он).
Сигналы, пропорциональные этим углам, должны быть поданы
по цепям целеуказания из БИ НС в ГСН. При организации этих сиг-
налов следует учесть, что во избежание попадания ГСН на механи-
ческие упоры углы должны быть ограничены значениями уг-
лов прокачки гиростабилизатора.
После захвата цели головкой дальнейшее самонаведение осуще-
ствляется по сигналам ГСН.
Построение систем самонаведения с использованием спутнико-
вой и инерциальной информации еще более расширяет тактико-
технические возможности УАБ при их применении по принципу
сброса из ЗВС. При поступлении на протяжении всего полета оди-
наково точной спутниковой информации точность самонаведения
слабо зависит от дальности сброса в пределах энергетической дости-
жимости цели при удовлетворительных траекторных параметрах
авиабомбы в конце полета. Кроме того, самонаведение по спутни-
ково-инерциальной навигации не сопряжено с ограничениями,
обусловленными углами прокачки ГСН.
Правда, некоторая зависимость точности наведения от условий
сброса УАБ с ПСН и БИНС проявляется через фактор угла под-
лета к цели. Промахи таких УАБ определяются в основном точ-
ностью информации о координатах цели и координатах самой
УАБ в конечной части траектории. При современном состоянии
систем спутниковой навигации точность определения высоты Y,
примерно в полтора раза хуже, чем точность определения коор-
динат Xt, Z,. Это приводит к снижению точности наведения при
уменьшении угла наклона траектории в конце полета УАБ. Кроме
того, при пологих углах подлета к цели ухудшаются показатели
точности наведения, измеряемые на поверхности земли (а не в
картинной плоскости).
Таким образом, точность наведения и эффективность УАБ выше
при крутых углах подлета к цели и несколько снижается с увеличе-
нием дальности сброса до таких значений, при которых энергетики
авиабомбы недостаточно для осуществления желаемой крутизны
конечного участка траектории. Вследствие этого свойства спутни-
ковой навигации при разработке УАБ целесообразно использовать
конструктивные и алгоритмические средства увеличения дальности
полета и углов подлета к цели, что содействует расширению дальней
и боковой периферии зоны эффективного применения УАБ. К та-
ким средствам относятся развитие оперения и синтез рациональных
законов управления.
Точность наведения на точку прицеливания с известными ко-
ординатами можно охарактеризовать оценками £, кругового ве-
роятного отклонения в картинной плоскости в зависимости от
характеристик точности измерения собственных координат, вы-
раженных в форме случайных нормально распределенных оши-
бок определения координат УАБ л,, К,, Z, с нулевыми математи-
318
ческими ожиданиями и среднеквадратическими отклонениями
Е, = 4...5 м при оДЛ', = яЛ7 = 2 м и <тДУ^ = 3 м;
Е. = 9—11 м при оДЛ^ = cAZ, = 5 м и сДК, = 7,5 м;
Е, = 14. .17 м при оДХ, = одХ = 8 м и оДУ, = 12 м.
При оснащении УАБ с ПСН и БИНС головками самонаведения
оценки точности Е, могут быть улучшены до значений менее 5 м.
Отсутствие головки самонаведения в УАБ со спутниково-инер-
циальной системой управления или подключение ГСН к самонаве-
дению лишь на заключительной стадии палета позволяет сущест-
венно раздвинуть передние и отчасти боковые границы ЗВС. При
этом на относительно больших высотах полета появляется возмож-
ность осуществлять наведение из таких участков ЗВС, которые рас-
положены в направлении сброса за целью. Вид ЗВС одной из УАБ
калибра 500 кг, имеющей "нормальную" аэродинамическую схему
со стационарными крыльями и стабилизаторами размахом 0,75 м,
при режимах горизонтального сброса с высот 5, 7,5 и 10 км на ско-
рости 300 м/с по цели, находящейся в начале системы координат
O^YgZ,, показан на рис. 5.3. Эти ЗВС можно значительно увели-
319
чить, улучшив аэродинамические характеристики УАБ посредством
развития оперения и рулевых органов.
Конфигурация, размеры и положение ЗВС относительно цели
определяют располагаемое тактическое разнообразие. В зависимо-
сти от характера и степени обороны цели, рельефа местности в рай-
оне нахождения цели, условий видимости, типа и размеров цели
экипаж может выбирать в пределах ЗВС положение самолета-носи-
теля относительно цели на момент сброса УАБ. Так, при хорошо ор-
ганизованной обороне цели сброс УАБ может быть произведен из
дальней или боковой периферии ЗВС без захода в зону объектовой
ПВО, причем чем больше размеры ЗВС, тем больше возможностей у
экипажа самолета-носителя осуществить сброс вне этой зоны ПВО.
При оперативном поиске цели в условиях горной местности или
при плохой видимости цель может быть обнаружена на малой гори-
зонтальной дальности до нее. В этой ситуации расположение перед-
него края ЗВС как можно дальше по направлению палета (в том
числе и за целью) увеличивает ресурс времени на операции прице-
ливания и подготовки сброса, что расширяет возможности осущест-
вления сброса в этом же заходе.
Список литературы
321
Список основных сокращений
АДК АДТ АДХ АРУ АСН Б БА БИНС БПФ БЧ ВОЛС вти ВТО ген ДАУ дх ЖБУ ЗВС ЗУ КАБ ЛГСН ЛГСНГ ЛГСНФ ли мм ОЗЭ окг ПВД пи ПРНК ПСН ПУ РТИ САХ СП СУ ТГСН тген-к ТГСН-КР тз - аэродинамические коэффициенты - аэродинамическая труба - аэродинамические характеристики - автоматическая регулировка усиления - аппаратура спутниковой навигации - блок бортовой автоматики - быстрое преобразование Фурье — боевая часть — волоконно-оптическая линия связи — внешнетраекторные измерения — высокоточное оружие — головка самонаведения — датчик аэродинамических углов — дискриминационная характеристика - летные испытания - математическая модель - обшеземной эллипсоид - оптико-квантовый генератор - приемник воздушного давления - программное изделие - прииельно-навигаиионныи комплекс самолета - приемник спутниковой навигации — средняя аэродинамическая хорда — счетчик превышений — телевизионная головка самонаведения — телевизионно-корреляционная головка самонаведения - техническое задание — тактико-технические требования
324
тгх УАБ УН УР ФП - тактико-технические характеристики - управляемая авиабомба - усилитель-нормирователь — управляемая ракета — фотоприемник
Содержание
Предисловие.....................................................7
Введение............................... ........................10
Глава 1. УПРАВЛЯЕМАЯ АВИАБОМБА КАК ОБЪЕКТ СИСТЕМЫ
НАВЕДЕНИЯ
Глава 2.
1.2. Уравнения движения УАБ ....................... 28
1.3. Способы применения УАБ........................ 35
1.4. Статистические характеристики, используемые
для оценки точности наведения УАБ ....................42
АЭРОДИНАМИКА УПРАВЛЯЕМЫХ АВИАБОМБ
2.1 Конструктивно-компоновочные схемы и
аэродинамические характеристики УАБ . . .
. . 52
60
76
78
79
2 3. Аэродинамические демпфирующие моменты........
2 4. Шарнирные моменты ...........................
2.5. Летные испытания с программными изделиями УАБ . .
2.5.1. Задачи и содержание летных испытаний ..
2.5.2. Методика подготовки программных изделий УАБ
2.5.3 Рааиотелеметрическая информация и методы
ее обработки ..................................
2 5.4. Определение аэродинамических коэффициентов
УАБ по результатам летных испытаний . . . .
2 5.5. Внешнетраекториые измерения............
2.6 Аэродинамическая интерференция флюгерной головки
самонаведения с корпусом УАБ
2 7. Динамика процессов раскрытия оперения
СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ УАБ С ЛАЗЕРНЫМИ
ГОЛОВКАМИ САМОНАВЕДЕНИЯ <ЛГСН)
3 1. Подсвет цели.................................
3 2. Световой поток на входном зрачке объектива ЛГСН
3.3 Лазерное пятно на фотоприемнике ЛГСН
49
99
120
123
126
138
144
152
326
3 4. Флюгерные ЛГСН.................................168
34.1. Уравнения движения флюгера.................169
3.4.2. Формирование сигналов флюгерных ЛГСН .. 178
3.5. Гиростабилизированные ЛГСН............... 183
3.5.1 Уравнения движения гиростабилизатора ... 183
3.5.2 формирование сигналов гиростабилизи-
рованныхЛГСН .............................194
3 7. Системы самонаведения УАБ с контурами
стабилизации ... ....................
3 7.1. Канал стабилизации угла крена
3 7.2. Каналы управления поперечными перегрузками
3.7.3 Рулевые приводы . ..............
38 Динамика систем наведения и точность УАБ с ЛГСН .. 224
3 8.1. Организация захвата цели...................224
3.8.2. Методы наведения и точность УАБ с ЛГСН . . . 230
. 214
. 219
. 222
Глава 4. СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ УАБ С ТЕЛЕВИЗИОННЫМИ ГСН
4 1 Типы и принципы действия систем наведения УАБ
сТГСН..........................................
4 2. Телевизионно-корреляционная ТГСН-КР.......
4 2.1. Уравнения движения гиростабилизатора
ТГСН-КР....................................
4.2.2 Каналы слежения за целью и регулирования
масштаба телевизионного изображения .. .
4 3. Динамика систем самонаведения и точность УАБ
с ТГСН-КР......................................
254
258
259
264
Список литературы . .
Список основных сокращений
Справочное издание
Соловей Эрнест Яковлевич,
Храпов Анатолий Викторович
ДИНАМИКА СИСТЕМ НАВЕДЕНИЯ
УПРАВЛЯЕМЫХ АВИАБОМБ
Главный редактор ЛА. ГИЛЬБЕРГ
Корректор
Лицензия НЛ № 05672 от 22.08 01
ОАО 'Издательство "Машиностроение"
Отпечатано в ОАО "Типография ' Новости'
107005. Москва, ул. Фридриха Энгельса, 46