СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛОВ УПРАВЛЕНИЯ СНАРЯДОМ

Предлагаемое изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого ракетного и артиллерийского вооружения, в которых осуществляется наведение по сигналам спутниковых навигационных систем.

Известен способ формирования управляющих сигналов (В.И. Бабичев, В.В. Ветров, А.В. Игнатов, А.Р. Орлов «Основы устройства и функционирования артиллерийских управляемых снарядов», Тула, издательство ТулГУ, 2003 г., с.41, 108-120), включающий определение угловой скорости линии «снаряд-цель» (линии визирования цели) и формирование сигналов управления рулевым приводом, пропорциональных измеренной угловой скорости.

Для реализации данного способа, называемого методом пропорциональной навигации, требуется, чтобы на борту снаряда находилась следящая за целью гироскопическая головка самонаведения (ГСН), определяющая угловую скорость линии визирования цели и формирующая сигналы, пропорциональные угловой скорости линии визирования цели:

где U_Y, U_Z - сигналы управления рулевым приводом (РП) в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

k - коэффициент пропорциональности;

- угловая скорость линии визирования цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

θ_лв, φ_лв - углы наклона и поворота линии визирования цели.

Фотоприемное устройство (ФПУ) ГСН при этом измеряет рассогласование между линией визирования цели и осью ФПУ:

Δφ_у=θ_лв-ϑ_г; Δφ_Z=φ_лв-ψ_г,

где ϑ_г, ψ_г - углы наклона и поворота гирокоординатора ГСН.

Датчик момента преобразует сигналы Δφ_y, Δφ_z в моменты коррекции M_y,z, разворачивающие гирокоординатор на цель:

где k₁ - коэффициент пропорциональности;

T₁ - постоянная времени ФПУ;

T₂ - постоянная времени датчика момента.

Передаточная функция гирокоординатора в упрощенной форме имеет вид:

где H - кинетический момент ротора гирокоординатора.

Формируемые моменты коррекции и сигналы управления РП при достаточно малых T₁ и T₂ пропорциональны угловой скорости линии визирования цели:

где T - постоянная времени контура слежения за целью, определяемая добротностью ГСН.

Недостатком такого формирования сигналов управления является ограничение пороговой чувствительности ГСН и вследствие этого ограничение дальности начала самонаведения. Увеличение максимальной дальности стрельбы при обеспечении требуемой точности попадания снаряда в цель возможно при увеличении дальности начала самонаведения в связи с необходимостью выбора снарядом увеличивающегося с увеличением дальности стрельбы рассеивания снаряда.

Спутниковые навигационные системы (СНС), обеспечивающие определение координат и скорости снаряда, позволяют осуществлять наведение снаряда на цель до начала наведения снаряда на цель по сигналам ГСН, что позволяет увеличить максимальную дальность стрельбы. Одной из проблем, связанных с использованием СНС, является зашумленность сигналов координат и скорости (в меньшей степени) снаряда.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа формирования сигналов управления снарядом по сигналам СНС. Измерение СНС координат и скорости снаряда позволяет осуществлять наведение по методу пропорциональной навигации или по методу погони, когда сигналы управления формируются таким образом, чтобы вектор скорости снаряда был направлен на цель. Однако при наведении по методу погони контур наведения снаряда более чувствителен к расфазировке в сигналах управления, возникающей вследствие изменения требуемого угла фазирования системы при изменении частоты вращения снаряда по крену относительно его расчетного значения, определяемого при расчетном значении частоты вращения по крену. Поэтому наведение снаряда на цель по сигналам СНС осуществляется по методу пропорциональной навигации. Для обеспечения требуемой точности попадания снаряда в цель необходимо также уменьшить зашумленность измеренных СНС сигналов координат снаряда.

Решение задачи достигается тем, что в способе формирования сигналов управления снарядом, включающем определение угловой скорости линии визирования цели и формирование сигналов управления, пропорциональных угловой скорости линии визирования цели, угловую скорость линии визирования цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяют по сигналам проекций скорости снаряда V_x, V_y, V_z и сигналам сглаженных координат снаряда Х_ф, Y_ф, Z_ф, полученным посредством суммирования сигналов, пропорциональных интегралам измеренных проекций скорости снаряда, с сигналами, пропорциональными сглаженным разностям сигналов измеренных координат снаряда и интегралов измеренных проекций скорости снаряда, в соответствии с зависимостями:

где - угловые скорости линии визирования цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

Х_ф, Y_ф, Z_ф - сглаженные координаты снаряда;

V_x, V_y, V_z - проекции скорости снаряда, измеренные СНС;

Х_ц, Y_ц, Z_ц - координаты цели, введенные в аппаратуру снаряда перед стартом снаряда.

Предлагаемый способ формирования управляющих сигналов осуществляется следующим образом. Перед пуском снаряда определяют координаты цели Х_ц, Y_ц, Z_ц и время начала наведения по сигналам СНС, отсчитываемое от момента старта. После пуска снаряда по истечении заданного промежутка времени измеряют координаты X, Y, Z и проекции скорости снаряда V_x, V_y, V_z, последние интегрируют, разности координат X, Y, Z и интегралов от соответствующих проекций скорости фильтруют, сигналы, полученные в результате фильтрации, суммируют с интегралами от соответствующих проекций скорости. По полученным сигналам Х_ф, Y_ф, Z_ф, проекциям скорости снаряда V_x, V_y, V_z и координатам цели Х_ц, Y_ц, Z_ц определяют угловые скорости разворота линии визирования цели в соответствии с зависимостями (1), (2). Затем формируют сигналы управления рулями, пропорциональные измеренным проекциям угловой скорости.

Зависимости (1) и (2) позволяют вычислить угловые скорости наклона и разворота линии визирования цели. Углы наклона и разворота линии визирования цели определяются в соответствии с зависимостями:

где Y, Z - координаты снаряда.

Продифференцировав (3), (4), получим:

Угловую скорость наклона линии визирования целесообразно определять по упрощенной зависимости:

так как величина вплоть до срыва наведения (за секунду до подлета к цели) не превышает 0.27°/с, что соответствует точности определения угловой скорости линии визирования цели ГСН, и обеспечивает требуемую точность попадания.

Угловую скорость линии визирования цели необходимо определять в соответствии с зависимостями (1), (2), так как при численном дифференцировании выражений (3), (4) возникают дополнительные помеховые составляющие.

Сглаживание (фильтрация) координат, измеренных СНС, в соответствии с предлагаемым способом повышает точность измерения координат снаряда. Фильтрация в данном случае основана на различном уровне шумов, содержащихся в измеренных координатах и проекциях скорости: шумы проекций скорости достаточно малы, а шумы измеренных координат требуют фильтрации. Если проинтегрировать измеренные проекции скорости, то получим оценочные значения координат, содержащие меньший шум, чем непосредственно измеренные значения координат. Но чтобы измерять координаты интегрированием проекций скорости, необходимо иметь начальные условия, которые могут быть получены непосредственным измерением координат, следовательно, на начальные условия повлияет шум, присутствующий в измеренных координатах. Кроме того, возможно накопление ошибки интегрирования. Поэтому в предлагаемом способе интегралы от проекций скорости суммируют с сигналами, полученными в результате фильтрации разностей непосредственно измеренных координат и интегралов от проекций скорости. Апериодический фильтр служит для уменьшения амплитуды шума, содержащегося в непосредственно измеренной координате, но при этом в измеренную координату вносится запаздывание. Чтобы исключить несоответствие по времени, фильтрации подвергают не координату, а ее разность с координатой, полученной интегрированием проекции скорости. Величина на выходе фильтра служит поправкой на ошибку интегрирования. Поскольку требуемая поправка, в отличие от самих координат снаряда, изменяется медленно, запаздывание, вносимое в нее фильтром, является допустимым.

Предлагаемый фильтр координат аналогичен фильтру Калмана для измеренной координаты при наличии точно измеренной скорости. Уравнения фильтра Калмана, например, для координаты X в этом случае примут вид:

где Δt - интервал приема сигнала СНС;

V_{x h-1} - измеренное на h-1 шаге значение проекции скорости снаряда;

- координата на выходе фильтра;

Х_{изм h} - измеренное значение координаты.

Подставляя (5) в (6), получим:

Дискретное преобразование предлагаемого фильтра для координаты X определяется уравнением:

Зависимость (9) аналогична зависимости (8) при переменной величине T, определяемой в соответствии с зависимостью:

.

В предлагаемом способе постоянная времени T изменяется дискретно.

Предлагаемый способ управления снарядом поясняют графические материалы, приведенные на фигурах 1-5.

На фиг.1 приведена угловая скорость наклона линии визирования цели при определении ее в соответствии с зависимостью (1) - процесс 2 и при дифференцировании в соответствии с зависимостью (3) - процесс 1. Из фиг.1 видно, что угловая скорость, определяемая в соответствии с зависимостью (1), менее зашумлена.

На фиг.2 приведена структурная схема предлагаемого фильтра координат. На фиг.2 обозначено:

Х_ф - координата X на выходе фильтра координат;

Х_V - координата, определенная интегрированием измеренной скорости;

ΔX - разность измеренных координат на выходе фильтра;

T - постоянная времени фильтра.

На фиг.3, 4 приведены ошибки ΔX и ΔY определения координат X и Y без фильтрации (процесс 1), при фильтрации предлагаемым фильтром (процесс 2) с постоянной времени T, равной:

а также при фильтрации фильтром Калмана без ограничения B_h (процесс 3) и при ограничении B_h при h>49 (процесс 4). Из фиг.3, 4 видно, что если коэффициент B_h фильтра Калмана не уменьшать ниже 0.05 (h>49), то при предлагаемом изменении постоянной времени предлагаемого фильтра установившиеся процессы фильтрации предлагаемым фильтром и фильтром Калмана с ограничением совпадают. Фильтр Калмана, у которого коэффициент В всегда без ограничения определяется формулой (7), подавляет шум эффективно, но постепенно уходит от истинного значения.

На фиг.5 приведены ошибки определения угловой скорости наклона линии визирования цели при отсутствии фильтрации (процесс 1), при фильтрации предлагаемым фильтром (процесс 2), при фильтрации фильтром Калмана без ограничения B_h (процесс 3) и с ограничением B_h (процесс 4). Из фиг.5 видно, что применение предлагаемого фильтра обеспечивает наилучшую фильтрацию, фильтр Калмана с ограничением наиболее близок к предлагаемому фильтру. Таким образом, предлагаемая фильтрация обеспечивает требуемую точность определения угловой скорости линии визирования цели при достаточной простоте реализации.