В настоящее время летательные аппараты (ЛА) имеют сложное движение, с различным управлением и маневрами на разных участ-ках траектории для достижения труднодоступных целей. При этом траектории ЛА не гарантируют попадания в цель объекта управления (ОУ) в связи с неточностью управления, а также различными возму-щающими факторами. Поэтому на конечном участке траектории используют различные виды траекторного управления, которые должны обеспечить ликвидацию последствий от предшествующих маневров, а также возмущений реальной траектории от номинальной попадающей траектории [1].Таким образом, от выбора метода траекторного управления объ-ектом в значительной степени будет зависеть вероятность достиже-ния поставленных целей. Применяемые в настоящее время методы траекторного управления не в полной мере удовлетворяют предъяв-ляемым к ним требованиям по достижению объектов, находящихся на земле [2]. Следовательно, разработка алгоритмов траекторного управления, позволяющих повысить точность и увеличить зону воз-можного достижения объекта, является актуальной задачей.Основная цель предлагаемой работы -синтез и обоснование применения алгоритма управления объектом на основе выбора пара-Инженерный журнал: наука и инновации # 9·2016 метров пропорционального наведения с помощью эмпирических за-висимостей. В данной работе исследованы параметры движения одноступен-чатой ракеты с самонаведением на конечном участке траектории.Примем, что ЛА оснащен всепригодным гиростабилизированным бортовым координатором цели (БКЦ) радиолокационного типа с синхронно следящими приводами в двух ортогональных плоскостях: тангажа и рыскания (курса). Эти плоскости определяются располо-жением органов управления (щитков или закрылков) на кониче-ской поверхности корпуса ЛА [3].На баллистическом нисходящем участке траектории в фиксиро-ванный момент времени, соответствующий требуемой высоте, бор-товая система управления должна подать команду на начало самона-ведения. Предполагая, что в этой точке траектории тепловые потоки в материале радиопрозрачного обтекателя не превосходят допусти-мого уровня, а степень ионизации окружающего воздуха не затруд-няет процесс функционирования БКЦ, будем считать, что с этого момента начинается селекция и идентификация цели, а после захвата цели БКЦ -собственно процесс самонаведения. Начальные условия процесса самонаведения принимаем полностью определенными [4]:• углы атаки и скольжения головной части (ГЧ) ЛА в момент начала самонаведения, как и угловые скорости его вращения относи-тельно центра масс, являются нулевыми для номинальной невозму-щенной траектории либо определенными в некоторой области воз-можных значений начальных возмущений, выбранных априори;• задана область возможных начальных положений цели, в пре-делах которой она может находится с равной вероятностью, что определяет неопределенность в целеуказании.Для проведения вычислений необходимо создать математиче-скую модель пространственного движения ЛА и по ней -программ-но-вычислительный комплекс.При формировании математической модели движения ЛА прини-мали поверхност...
Рассмотрено применение двух видов радиолокационных головок самонаведения, используемых при наведении летательного аппарата на цель. Первая-головка самонаведения, оснащенная координатором цели с синхронно следящими приводами в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Вторая-головка самонаведения с трансфокатором, использующая измерения составляющих угла пеленга для наведения летательного аппарата на цель. Проведен сравнительный анализ результатов модельного функционирования летательных аппаратов с рассмотренными головками наведения. Наглядно продемонстрировано, что головка самонаведения с трансфокатором характеризуется худшим качеством наведения, чем головка самонаведения на кардановом подвесе, но при этом такая головка более эффективна с экономической точки зрения. Для увеличения области попаданий при использовании головки самонаведения с трансфокатором предлагается применять функциональное упреждение, позволяющее не только расширить область попаданий, но и достигнуть соответствия области, полученной для головки в кардановых подвесах. Приведено определение параметров функционального упреждения. Представлены некоторые принципы построения алгоритмов функционального упреждения, а также результаты проведенных численных расчетов.
The paper presents a qualitatively new approach to terminal guidance at the final trajectory section for the surface-to-surface class aerial vehicles. The proposed structure of the adaptive control system for an aerial vehicle is based on the multi-step terminal guidance algorithm. Adaptive corrections to the control coefficients were calculated using the developed method for identifying the wind disturbances based on the machine learning models. The work describes technique to form an intelligent algorithm for identifying intensity and direction of the wind load acting on the aerial vehicle in flight. Options of the machine learning models used in the guidance system intelligent block were investigated; their operation results are presented; and the comparative analysis has been carried out. The adaptive guidance system operation procedure is demonstrated on a typical model of the aerial vehicle flying in the atmosphere and targeting a fixed object. Numerical simulation results are presented, and possibility of using such an algorithm and implementing the described system are demonstrated.
Creation of aircraft control systems that provide high quality guidance is an urgent task associated with increasing efficiency of the modern missile systems. Classical autonomous guidance systems without integration with any other external correction systems are making it impossible to ensure high-precision target engagement. An approach based on the use of adaptive guidance system is proposed. Besides, an approach to synthesis and analysis of the self-tuning aircraft control system that implements terminal homing is illustrated. A technique for forming the control system structure is presented ensuring the control quality constant level in all operating modes due to self-tuning of the constituent elements variable coefficients. Structural schemes and control equations were determined to correct the aircraft flight. Implementation of the developed technique on board the aircraft is proposed determining relationship between the aircraft control system parameters and the apparent acceleration. Adaptive system operation is demonstrated on a typical model of the aircraft flying in the atmosphere with guidance at the stationary target. Results of numerical simulation are presented, and high efficiency of the developed technique is revealed
scite is a Brooklyn-based organization that helps researchers better discover and understand research articles through Smart Citations–citations that display the context of the citation and describe whether the article provides supporting or contrasting evidence. scite is used by students and researchers from around the world and is funded in part by the National Science Foundation and the National Institute on Drug Abuse of the National Institutes of Health.
hi@scite.ai
10624 S. Eastern Ave., Ste. A-614
Henderson, NV 89052, USA
Copyright © 2024 scite LLC. All rights reserved.
Made with 💙 for researchers
Part of the Research Solutions Family.