книги / Системы управления летательными аппаратами и их силовыми установками

Отсюда можно найти угол атаки, обеспечивающий реализацию рикошетирующего режима полета:

К*Рv X

7.3.Алгоритмы реализации требуемого угла атаки

Взаключение рассмотрим принципы реализации расчетного значения угла атаки а р.

Как известно, непосредственно регулировать угол атаки невоз­ можно. Управлять можно только углом тангажа. Поэтому алгоритм управления углом атаки можно представить в следующем виде:

1.Измерение составляющих вектора скорости vxi,vyi.

2.Определение угла наклона вектора скорости 0, :

Глава 8 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ АБЛА

8.1. Определение вертикальной составляющей действительной скорости и высоты полета АБЛА

Как видно из вышеизложенного, управление полетом АБЛА в вертикальной плоскости осуществляется с помощью регулирования угла атаки, для определения которого необходимо наличие информа­ ции о действительных параметрах движения АБЛА, в частности со­ ставляющих вектора действительной скорости vx,v y.

При определении горизонтальной скорости vA. проблемы не воз­

где wv - горизонтальная составляющая вектора кажущейся скорости, которая может быть непосредственно измерена с помощью акселе­ рометра.

Значительно сложнее реша­ ется задача по определению вер­ тикальной составляющей вектора действительной скорости. Рас­ смотрим данный вопрос подробнее (рис. 8.1).

Представим зависимость для вертикальной составляющей ско­ рости:

Ускорение силы тяжести в полете можно вычислять с помощью известных зависимостей, например, с помощью зависимости (3.21). Для упрощения процедуры исследования при решении рассматри­ ваемой задачи используем более простую зависимость для опредоления g :

здесь g0 - ускорение силы тяжести на поверхности Земли. Предста­ вим зависимость для вычисления высоты полета:

g = / (Я), а Я = f ( g ) , т.е. в системе определения ускорения силы тяжести имеется положительная обратная связь. Поэтому погрешно­ сти вычисления g (методические и инструментальные) с течением времени будут возрастать, что приведет к возрастанию ошибок при вычислении параметров вертикального канала: действительной ско­ рости и высоты полета. Все это обусловит возрастание погрешностей при вычислении значений угла атаки, а значит, приведет к ошибкам при управлении полетом АБЛА.

В заключение можно отметить, что у баллистических ЛА дли­ тельность управления полетом на активном участке траектории не­ велика (5-6 мин), поэтому погрешности вычисления параметров вер­ тикального канала не достигают недопустимо больших значений. Однако управление движением аэробаллистических ЛА осуществля­ ется в течение всего полета (30-40 мин), поэтому погрешности вы­ числения параметров вертикального канала могуг существенно пре­ высить допустимые пределы.

8.2. Определение ускорения силы тяжести при различных режимах полета АБЛА

При определении ускорения силы тяжести необходимо осуще­ ствить ликвидацию положительной обратной связи. В результате этого погрешности вычисления действительной скорости и высо­ ты полета не будут возрастать с течением времени. Рассмотрим, как данное положение можно реализовать при различных режимах полета.

I. Режим планирования. При реализации режима планирования выполняется условие v —0. Представим зависимость для верти­ кального ускорения

Таким образом, при реализации режима планирования значение ускорения силы тяжести поступает непосредственно с выхода аксе­ лерометра. При этом возникает методическая погрешность, величина которой зависит от точности реализации режима планирования. При использовании данного метода отсутствует положительная обратная

связь, благодаря чему не будет происходить накопление ошибок при определении g.

2. Режим рикошетирования.

Рассмотрим методику определения ускорения силы тяжести при реали­ зации режима рикошетирования (рис. 8.2).

Представим зависимость для определения вертикальной сос­ тавляющей кажущейся скорости АБЛА

В уравнении (8.8) два неизвестных: v,, и g. Если исключить vy,

то можно будег вычислить значение g. Рассмотрим данный вопрос подробнее.

Запишем зависимость для высоты полета АБЛА (см. рис. 8.2)

Задача состоит в нахождении некоторой математической функ­ ции, с помощью которой можно будет определить данный момент

где g0 - начальное значение ускорения силы тяжести;

gc постоянная составляющая скорости изменения ускорения

gr = 0. При учете данного допущения зависимость (8.18) примет вид

в нуль в момент времени, когда coscop =0. В этом случае, как указы­

валось выше, выполняется условие (8.11).

Необходимо отметить, что в отличие от функции (8.10), кото ­ рую невозможно реализовать на борту ЛА ввиду отсутствия инфор­

Информация о кажущемся ускорении (й^) поступает с акселе­ рометров. Таким образом, на борту может быть сравнительно легко определен момент времени /, (/ = 1,2,3...), когда функция wy обра­

щается в нуль.

Используя выражение (8.8), представим зависимости для верти­ кальной составляющей кажущейся скорости АБЛА для /-го и (/ + 1)-го моментов времени (/ = 1,2,3,...) :

U

*м - h

здесь vv;,w(+, - значения кажущейся скорости АБЛА в момент вре­ мени, когда wv = 0.

Можно отметить, что методическая погрешность при вычисле­ нии ускорения силы тяжести при рикошетирующем режиме полета зависит, главным образом, от точности определения данного момен­ та времени.

Итак, предложенный способ определения ускорения силы тяже­ сти исключает, так же как и в предыдущем случае, возрастание оши­ бок за счет наличия положительной обратной связи.

Глава 9 ПРИНЦИПЫ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ АВЛА

ПРИ ОРГАНИЗАЦИИ МАНЕВРА

9.1.Общие сведении

оманевре аэробаллистического ЛА

Маневр аэробаллистического летательного аппарата может осуществляться в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Гори зонтальный маневр может быть реализован для облета различных участков местности с целью мониторинга нефтепроводов и газопро­ водов, для разведки местности, для уклонения от встречи с другим летательным аппаратом. Вертикальный маневр АБЛА производится с целью уменьшения нагрева корпуса, возникающего из-за воздейст­ вия на корпус набегающего воздушного потока.

Чаще всего траектория движения маневрирующего АБЛА пред­ ставляет собой колебания относительно некоторой базовой траекто­ рии, соединяющей по кратчайшему пути центр масс АБЛА с точкой приземления. Колебания АБЛА при маневре в общем случае можно описать с помощью следующей математической зависимости:

здесь zMкоордината маневра;

Ти - период маневра.

На первом этапе рассмотрим принципы организации бокового маневра, т.е. маневра - в плоскости местного горизонта. Данный ма­ невр АБЛА осуществляется за счет боковой составляющей аэроди­ намической силы, которая появляется при наличии угла крена АБЛА.

9.2. Выбор закона управлении углом крена АБЛА при осуществлении бокового маневра

Представим уравнение движения АБЛА по оси г в нормальной системе координат при учете основной силы, действующей в напр.т лении, перпендикулярном вертикальной плоскости (рис. 9.1):

Тогда решение уравнения движения АБЛА можно представить в виде

Анализ зависимости (9.9) показывает, что движение АБЛА име­ ет колебательный характер.

Найдем выражения для частоты и амплитуды маневра (сом, Аы). Частота маневра

(9.11)

Для получения зависимости для амплитуды маневра необходи­ мо учесть, что при колебательном движении АБЛА относительно оси z, угловое движение АБЛА по крену также представляет собой гар­ монические колебания

т

Проинтегрируем данное выражение дважды и при учете начальных условий (z0 = 0, z„ = О) найдем зависимость для координаты маневра: