книги / Радиолокационные измерители дальности и скорости. [Т.1]
.pdfАнализ данных соотношений показывает, что в системе с накоп лением появляется ограничение на постоянную времени демпфи рующего звена, однако оно весьма несущественно, и его можно практически не учитывать.
Расчет шумовой полосы пропускания следящей системы при водит к следующему соотношению
др ________ 1_______ ЗИю'Цз +2к01 -ЗКогКоДа +^2^(l~b)
2^,(KOI + ~1)) 4-2к01-к 02,Ц1(2Ь-1)
(3.6.62)
При Ь“ 1 (3.6.62) переходит в (3.6.29).
При анализе переходных процессов в следящей системе с на коплением критический режим определяется выражением
(Koi +к02ТнЬ)2 = 4к02Тв. |
(3.6.63) |
Переходные процессы в критическом, апериодическом и коле бательном режимах описываются формулами, приведенными в табл. 3.6.1 и табл. 3.6.2, в которых следует положить
Vi = ~ К01 + 2°2ТдЬ + | A/(KOI + к02ТаЬ)2 - 4к02Т„ ;
У2 = - К°1+ ” °2ТдЬ ~ |V(Koi + к02ТнЬ)2 ~4к02Тн ;
(3.6.64)
p = Koi+K02THb ; и = ^ (к 01 +к02ТяЬ)2-4ко2Тн ;
Ф= arcti |
и |
; |
фх = д - arctg| - J ; |
ф2 = arct| ^ |
|
|
1 - Р / |
|
|
|
|
Для системы третьего порядка: |
|
|
|||
"1 |
iTd |
o ' |
'l 0,5(N+l)Td |
0 |
|
0 |
1 |
iTd |
i N |
|
0,5(N+ l)Td |
: sE ® 1- 0 |
1 |
||||
0 |
0 |
1 |
N i=i |
0 |
1 |
0 |
Операторный коэффициент передачи от точки приложения эк-
Бивалентного входного воздействия до точки, в которой формиру ется оценка координаты, определяется соотношением
J ^ /Л _________ (z-l)2lfa +(z-1)ндД,+Коз^__________
(z-1)3 +(Z-1)2(K01+K02THb)+(Z-1)(KO2,I; ч-Коз^ь)+K03lf (3.6.66)
Условия устойчивости следящей системы принимают вид
КозТн < К01К02 +(b- + |
КщКозТд + |
- 2)- Kj^J; |
|
|
(3.6.66) |
к02 > к03Тн(1,5- ь); Ко! >(коз'Ф+аков^(Ь-1)-4ко2Т;(Ь-1))/4.
Шумовая полоса пропускания описывается достаточно гро моздким выражением, для записи которого представим шумовую полосу пропускания (3.6.50) в системе без накопления в форме
AFa = — —— , 3 гТнВС
где А - определяет числитель в (3.6.50); В = (к01к02 - к 08Тн);
С = (в - 4к01 - 2к02Тн + к08Тду Тогда шумовая полоса пропускания
в следящей системе с накоплением описывается формулой
_ A - (b - l)D - (b - lfE ---------- |
_ (8667) |
AF3 = |
|
2ТЦВ+(b - l)F +(Ь-1) Gi(C+(b - 1)J)
где
Г |
2к3 Т |
D= K08TJ —4KQI - 4к02Тн+ 4к01к02Тн+ 4к08Тн +■ 02 °
к,03
ЗкохКозТд —2,5к02Т2 + 0,бк02к0зТд к
Е - ко8Ти(2ко2Тн- Зк02к0зТ3 +4 3ТН4);
"" Т„(ко1Коз + к02 ^02^03*^н)»
J - 2к03Тд - 4K02TH.
Анализируя переходные процессы в следящей системе третье го порядка с накоплением, при определении условий критического режима (3.6.41) необходимо заменить на аналогичные выражения
(3 .6 .68)
а при расчёте переходных процессов (см. табл. 3.6.3-3.6.6) в фор муле (3.6.43) следует положить
ri ■Koi + ко2^нЬ> г2 - |
+ К03ТНb; г3 - к03Т|. (3.6.69) |
Приведённые в §3.6 формулы могут быть использованы при проектировании следящих систем с астатизмом первого, второго и третьего порядков, выборе и обосновании их параметров, в соот ветствии с заданными техническими требованиями.
3.7. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА
Как следует из рис. 3.1.2, между алгоритмами фильтрации, которые формирует оценки измеряемых параметров и их экстра полированные (прогнозируемые) на следующий такт вычислений значения, и алгоритмами дискриминаторов включены алгоритмы исполнительных устройств. Их назначение - сформировать такие управляющие воздействия, которые бы сводили к нулю рассогла сования дискриминаторов. Естественно, что состав и содержание исполнительных устройств зависит от вида следящей системы.
Так, в аналоговой системе слежения за доплеровской часто той, исполнительное устройство содержит управляемый гетеродин, частота которого изменяется под действием оценки параметра, и смеситель, где под действием входного и измеренного гармониче ских сигналов, образуется сигнал разностной частоты, которая измеряется частотным дискриминатором.
Аналогичные задачи решаются и в цифровой системе сопро вождения цели по доплеровской частоте с учётом специфики та-
них систем. Так, если в аналоговой системе сигнал доплеровской частоты записывается как
uc(t)=A(t)cos(2rcFfft), |
(3.7.1) |
то теперь он будет иметь вид:
uc(k)=A(k)cos(27cFflTnk)=A(k)cos(A\|/Ak). (3.7.2)
Здесь: Тп - период повторения зондирующих импульсов;
k = int- г. - безразмерное текущее время; A\|/fl={27iFflTn}w>4# - на
бег фазы за период Тп (подстрочный индекс в правой части по следнего равенства означает, что берётся дробная часть числа, за ключённого в фигурных скобках). Здесь важно отметить, что набег фазы Л\|/д содержит полные данные о доплеровской частоте.
Аналогичное соотношение может быть составлено и для мни мой части комплексного сигнала
us(k)=A(k)sin(A\|/flk). (3.7.3)
В системах сопровождения по доплеровской частоте или ско рости с фильтра оценивания поступают оценки экстраполирован ных значений Fw или Д8. Во втором случае должен быть выпол нен пересчёт
да |
|
(3.7.4) |
где X - длина волны излученного сигнала. |
|
|
Далее формируется некоторая вспомогательная частота |
|
|
FB- |
Гдэ - fo> |
(3.7.5) |
* |
M - e V w |
|
где f0 = |
----------Fn - переходная частота частотного дискриминато- |
|
|
2М |
|
ра (см. (3.4.1)) и вычисляется набег фазы за период Тп частоты FB |
||
Д\|/э={2яРдТп}др.ч.. |
(3.7.6) |
Вэтом случае, уравнения управляемого гетеродина запишутся
ввиде
v|/(k)=Av|/(k-l)+Av|/3 \|/(-1)=0, |
(3.7.7) |
|
Uo=cos(y(k)); |
Uo=sin(v(/(k)). |
(3.7.8) |
Рекуррентное соотношение (3.7.7) формирует аргумент для триго нометрических функций, которые в программируемом процессоре сигналов выполнены табличным способом. В результате получим два дискретных гармонических сигнала с циклической частотой
F..
Алгоритм смесителя реализуется в виде произведения двух комплексных последовательностей: входной, с частотой ¥д, и опорной, с частотой FB. Для получения разностной частоты необ ходимо знаки правых частей (3.7.8) установить отрицательными. Тогда окончательно получим
A(k)cos(Ai|/pk)=-A(k)cos(Av(/flk)cos(i)/(k))+A(k)sin(A\(/flk)sin(i|/(k)),
(3.7.9)
A(k)sin(Aippk)=A(k)sin(A\^k)cos(\p(k))-A(k)cos(A\pflk)sin(i|/(k)).
После выполнения операции БПФ над комплексным сигна лом, составляющие которого записаны выше, и вычисления моду ля, отметка цели появится на частоте =Е*ДЭ-fo - Это означает,
что при точном измерении, когда ¥дэ « FA, отметка цели оказыва
ется вблизи переходной частоты fo ЧД.
Отметим, что по установившейся традиции рассмотренные выше алгоритмы именуют цифровым гетеродином.
Алгоритмы исполнительного устройства в дальномерах зави сят от скважности сигналов. При низкой частоте повторения им пульсов (большая скважность) находит применение метод задерж ки начала измерения, а при малой скважности (режимы ВЧПИ, СЧПИ) исполнительное устройство изменяет период следования импульсов [3].
Суть первого способа поясним на примере измерения дально сти по экрану ЭЛТ. Зондирующий импульс и линейная развёртка ЭЛТ запускаются одновременно. При известной скорости развёрт ки дальность определяется по положению на развёртке импульса отражённого сигнала, подаваемого на вертикальную отклоняющую систему ЭЛТ. Что произойдёт, если моменты зондирования и за пуска развёртки развязать во времени, т.е. запускать развёртку до или после излучения через произвольные временные промежутки? Нетрудно видеть, что, при постоянной дальности до цели, отра жённый импульс можно разместить в любой точке на линии раз вёртки. И наоборот, при изменении дальности до цели удерживать отражённый импульс в определённой заранее заданной зоне. В этом и заключается принцип задержки начала измерения.
В §3.5 были введены понятия матрицы сигналов и матрицы стробов. Последняя использовалась для построения частотных и временных дискриминаторов. Матрица стробов строго фиксирова на по координатам частоты и времени вадорлски. Как удержать отметку цели внутри этой матрицы? По каналу частоты это вы полняется с помощью перестройки цифрового гетеродина. Удер жание сигнала цели в матрице стробов по координате дальности достигается задержкой начала измерения. По известной оценке экстраполированной дальности Д8, размеру матрицы сигналов РД) которая выполняет роль ЭЛТ в приведённом ранее поясняющем примере, определяется время задержки начала измерения тзни, ко торое засылается в синхронизатор для введения указанной за держки.
Простейший алгоритм имеет вид
|
(3.7.10) |
Множитель 150 м/мкс и длительность строба |
необходимы |
для приведения используемых параметров к одной размерности. В режиме ВЧП желаемое перемещение принятого импульса
внутри зоны приёма (рис. 3.3.14), что входит в задачу исполни тельного устройства, достигается изменением периода повторения Тп зондирующего импульса [3]. Алгоритм исполнительного уст ройства должен быть составлен так, чтобы выбором величины Тп размещать принимаемые сигналы приблизительно в середине зоны приёма. Функционирование исполнительного устройства начина ется с получением оценки экстраполированной дальности Д,, ко торая переводится в величину задержки сигнала тдэ = 2 ДЭ/ с0.
Далее вычисляется относительная задержка
(3.7.11)
где NKp - кратность неоднозначности; 0=тэн/Т п - относительная неоднозначная задержка; тэн - абсолютное значение неоднозначной задержки.
На рис 3.3.14 заштрихованным прямоугольником условно по казано положение принятого импульса. На этом же рисунке изо бражена шкала относительных неоднозначных задержек. По шка ле можно определить центр зоны приёма 0 о=О,5б.
Алгоритм вычисления требуемой величины Тп начинается с определения модуля разности
Д © = 10-0о|. |
(3.7.12) |
Впамяти системы хранится массив дискретных значений Tn(i)
сдовольно мелким шагом. Дальнейшая процедура состоит в пере боре этих значений Tn(i) с подстановкой их в формулу (3.7.11). После перебора используется то значение Тп, которое доставляет минимум соотношению (3.7.12). Благодаря этому вновь принятые сигналы оказываются вблизи центра зоны приёма, т.е. попадают в апертуру дискриминационной характеристики временного дис криминатора. Более подробно процедура вычисления Тп будет рас смотрена в §4.3.
3.8.ДАТЧИКИ КОРРЕКТИРУЮЩИХ СИГНАЛОВ
3.8.1. Д а т ч и к и в о зд у ш н о й с к о ро сти
Скорость полета самолета, измеренная относительно воздуш ной среды, принято называть воздушной скоростью полета. Раз личают две воздушной скорости: истинную и приборную.
Истинной воздушной скоростью называется скорость движе ния самолета относительно воздуха. Приборной скоростью называ ется истинная воздушная скорость, приведенная к нормальной плотности воздуха. Если полет совершается при нормальной плот ности воздуха (р=1 ,2 2 б кг-м-8), то приборная скорость совпадает с истинной. Информация о величине приборной скорости, как пра вило, используется только в задачах пилотирования самолета. По этому принцип действия датчика приборной скорости и его мате матическая модель здесь не рассматривается.
В настоящее время приборы для измерения истинной воздуш ной скорости (в дальнейшем просто воздушной скорости) делятся на два больших класса: механические или электрические указате ли воздушной скорости и системы воздушных сигналов. Первая группа измерителей представляет собой манометрические указате ли динамического давления встречного потока воздуха с коррек цией на изменение плотности и температуры воздуха. Вторая группа измерителей отличается от первой только тем, что все пре образования измеренных первичных параметров полета (темпера тура, полное и статическое давления) в воздушную скорость вы полняются электронными системами.
Рассмотрим кратко принцип работы измерителей воздушной скорости и их математические модели. Вычисление воздушной скорости ЛА относительно невозмущенной воздушной среды осно
вано на использовании функциональной зависимости между дина мическим и статическим давлениями и температурой заторможен ного потока воздуха
г |
7216848 |
(3.8.1) |
|
|
VNK(1+0.2M2)
где NKкоэффициент качества приемника температуры торможе ния; Т* - температура торможения, измеренная в градусах Кель
у(Р,Р^+1)2 -1
вина (К); М = V 0.2 - число Маха; Pg, Рст динамиче
ское и статическое давления в мм рт. ст. на высоте полета. Для определения значения VH(t) в выражении (3.8.1) используются из меренные значения давлений Pg, Рст и температуры Т**, которые связаны с истинными значениями выражением
х? = Xj + Axj5
где Xj - значение измеряемой величины на выходе j-ro «датчика»; Axj - случайная ошибка.
Исследуем влияние случайных ошибок измерителей Ах на ста тистические характеристики воздушной скорости. Диапазон воз можных отклонений случайных величин Ах сравнительно невелик по отношению к истинным значениям, поэтому для решения по ставленной задачи воспользуемся методом линеаризации. При ли неаризации выражения (3.8.1) будем учитывать только линейные члены разложения. Тогда значение дисперсии воздушной скорости определяется выражением (3.8.1)
з |
gV ,(x)' |
2 |
(3.8.2) |
|
D Xj’ |
||||
DVH = S |
||||
i=i |
3Xj у |
|
|
|
где x = £pg PCTT“ | , Dxj |
- дисперсия ошибок измерений j-м датчи |
ком. Заметим, что выражение (3.8.2) справедливо, если отсутству ет корреляция между Xj.
На рис. 3.8.1-3.8.3 представлены зависимости от диспер сии измерителей для различных значений высоты и скорости по лета. При этом предполагалось, что зависит только от диспер сии j-ro измерителя. На рис. 3.8.1-3.8.2 изображено изменение Dy,, от высоты при различной скорости (динамического давления)
70
Dyl t км /ч 60
40
30
20
SI4V=1400 км /ч
N 'V -1200 км /ч
V=1000 км/ч
40 80 120 160 гООНхЮ'мгвО
Рис. 3.8.3.
для штатных датчиков, среднеквадратические значения ошибок которых равны 0 ^ = 0 ,22 мм рт. ст., apg= l мм рт. ст., 0 ^ = 2 К.
Вдальнейшем для простоты представления выражения (8.8.2)
взависимости от условий полета будем полагать, что
DVH=f(H,VH). |
(3.8.3) |
Степень и коэффициенты полинома f(H,VH) (3.8.3) определя ются из условия минимума функционала
I = i? ( D i - т Vi))2dH |
(3.8.4) |
J=1H0
где HQ, Нк - начальная и конечная высоты полета; п - число рас четных зависимостей Djv при фиксированных значениях Уд.
На рис. 3.8.4 показано изменение дисперсии ошибки измере ния воздушной скорости, полученной согласно выражению (3.8.3). Из результатов расчета видно, что максимальная ошибка аппрок симации для полинома третьего порядка не превышает 4,5% ис тинного значения дисперсии D^. Аналитическую зависимость дисперсии ошибки воздушной скорости от условий полета будем представлять в виде
Arc=a0+alH+a2H2, |
(3.8.5) |
где ао==23,6-0,035бУи+0,0213Уи2; |
а^ОДЭ-Ю^+0,105 10 7УИ; |
а2=0,316-10’6-0,48810'9Уи+0Д8-10’12Уи2.
В выражении (3.8.5) значение приведено в км2/ч2.
Ошибка измерителя воздушной скорости представлена в виде суммы постоянной и флуктуационной составляющих Ax=Axx+l;v, причем D[Ax1]=D^[^v]* Корреляционную функцию высокочастотной