CC BY
41
УДК 623.419
ОБОСНОВАНИЕ СТРУКТУРЫ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВ КОНТУРА УПРАВЛЕНИЯ ЗЕНИТНОЙ РАКЕТЫ БЛИЖНЕГО РАДИУСА ДЕЙСТВИЯ
Ю.И. Вареница, А.В. Хомяков, А.В. Петешов
Проведен анализ недостатков системы управления зенитной ракеты и способов их устранения на основе применения специализированных вычислительных устройств и алгоритмов. Предложены способы уменьшения влияния таких недостатков как: наличие эффекта скручивания; опасность поступления на борт ракеты большого значения команды управления; зависимость функционирования ракеты от помеховой обстановки.
Ключевые слова: вычислительное устройство, алгоритм, контур управления, рулевые приводы, нелинейный фильтр, дешифратор сигналов, управляющий автомат.
По результатам анализа общей структуры бортового контура управления зенитной управляемой ракеты (ЗУР) с использованием специализированного вычислительного устройства можно сформулировать основные характерные особенности информационно-вычислительной системы [1 - 3]:
- работа в реальном масштабе времени;
- ограничение реализации алгоритмов по времени;
- повышенная надежность;
- малое энергопотребление;
- малые массогабаритные характеристики.
Перечисленные выше особенности можно проиллюстрировать на примере обобщенной структуры бортовой информационно-вычислительной системы зенитной ракеты (ЗР) ближнего радиуса действия (рис. 1).
Основным элементом данной структуры является центральное решающее устройство, которое в совокупности с блоками ПЗУ и ОЗУ представляет собой цифровую вычислительную машину (ЦВМ), управляющую работой всех блоков и реализующую функциональные алгоритмы. Связь элементов структуры осуществляется через коммутатор, алгоритмы функционирования которого определяют порядок обмена информацией. Рулевые приводы (РП) - это основные исполнительные устройства, непрерывно работающие с момента запуска ракеты. Для управления РП используются сигналы с широтно-импульсной модуляцией (ШИМ), а для формирования замкнутого контура управления - сигналы обратных связей (ОС). Информация о величине ОС, как правило, заключена в напряжении, снимаемом с подвижного контакта датчика.
157
Рис. 1. Обобщенная структура информационно-вычислительной системы на примере ЗР ближнего радиуса действия
При работе с подобными системами замечен ряд недостатков:
- наличие эффекта скручивания;
- опасность поступления на борт ракеты большого значения команды управления;
- зависимость функционирования ракеты от помеховой обстановки. Рассмотрим структуру автопилота, изображенную на рис. 2.
Рис. 2. Типовая структура контура управления
Входной сигнал ) с выхода приемного модуля поступает на вход дешифратора команд (ДК), где из закодированного сигнала формируются команды управления полетом по каналу курса и к и высоты ив.
Формирование команды управления осуществляется наземными системами, но в процессе полета ракета совершает вращательные движения по продольной оси. Для учета вращения ракеты необходимо выпол-
158
нить следующее аналитическое выражение, для преобразования систем координат:
где а - угол поворота ракеты; их, иу - команда управления на борту.
Наиболее эффективным, с точки зрения аппаратных затрат, для управления рулевым приводом являются сигналы с ШИМ. К достоинствам данного подхода можно отнести: меньшую энергетику, высокие скорости переключения, простоту реализации.
При этом для обеспечения ракетой устойчивости необходимо применение обратной связи [1]. Т.о. результирующая команда управления на борту будет выражаться следующим аналитическим выражением:
где и^х, и^у - составляющие результирующей команды управления; иох, иоу - сигналы с датчиков обратной связи; к - коэффициент суммирования.
Формирование ШИМ сигнала, для управления рулевыми машинками происходит по следующему правилу:
где и^х, и^у - ШИМ сигнал управления рулевыми машинками; + и -напряжение питания.
Проанализируем недостатки в системе управления ракетой. Задержка отработки команды выражается следующим аналитическим выражением:
где tдк - время дешифрации команды; tм - время преобразования системы координат; ^ - время суммирования; ty - время реакции усилительного элемента; tрп - время реакции рулевого привода.
Т.к. в ходе полета ракета совершает вращательные движения [2], то при высоких скоростях полета сильно сказывается наличие фазового запаздывания при отрабатывании команды управления, что приводит к появлению явления эффекта скручивания, влияющего на точность управления ракетой для удержания ее на требуемой траектории к цели.
Кроме того, характеристики реальных рулевых приводов имеют разброс параметров, доходящих до 20 %.
их = и к • вш а + и в • сов а, иу = -и в ■ §т а + и к ■ сов а,
и ъх = киох + и х,
и ъу = ки оу + иу,
tз = t ДК + tМ + Ь + У + tРП,
Для борьбы с этими проблемами были использованы фазовращаю-щие цепи. Рассмотрим вариант реализации (рис. 3), использующий компенсацию фазы и амплитуды (доворот вектора управления)
Рис. 3. Структурная схема фазового компенсатора (компенсация угла)
Сигнал управления с выхода дешифратора поступает на нелинейный фильтр (НФ) и далее на ограничитель модуля, вычисляющий следующие аналитические выражения:
М
К
иу о =
иу, если Мо > МК,
М 0 ■ иу
М
-, если М0 £ МК,
^ 0 =
К
иу, если Мо > МК, М о ■ и2
М
если Мо £ МК,
К
где Мк - модуль вектора управления; Мо - пороговое значение модуля вектора управления; иу о, и1 о - команды управления с выхода ограничителя.
После ограничителя модуля сигнал поступает на блок суммирования с сигналом обратной связи и далее поступает на вход интегратора-ограничителя. Рассмотрим алгоритм интегрирования с ограничением поподробнее. Аналитические выражения работы интегратора следующие:
т ( ) т ( ШУ (п) + Аиу (п -1) 1у (п ) = 1у (п -1) + аТ---—--,
2
¡I (п)=Н (п -1)+ат
Шг (п) + Шх (п -1)
2
Аиу = Ко ■ иуо - К2 иДМУ, = Ко ■ и1 о - К2 иДМ1,
где 1у, ¡I - выходной сигнал канала интегрирования; идщ , идм1 -демодулированное значение сигнала обратной связи; Ко, К2 - коэффициенты суммирования.
1бо
С выхода интегратора сигнал поступает на рекурсивный фильтр, работающий по следующим аналитическим выражениям:
1п п)=. ^ (п)+'Г (п -1+4• ,1Г (п -1),
hz (n ) = d0 ■Iz (n)+2Z (n '1) + ■ hz (n -1),
dTi _ 2 ■ Тф - dTi
do —-, di — ■
2 • Тф + йТ\ 2 • Тф + '
где 4Т1 - шаг решения алгоритма (1000 ... 2500 Гц).
С выход интегратора сигнал поступает на ограничитель, работающий по следующим аналитическим выражениям:
, если 1ц < 1^01
jIY 0
IjY, если Iiy < СО , Co, если Ijy > Co I,
JIZ 0
Co, если Ijz > |Co|
где Ijy o, Ijz o - сигнал с выхода ограничителя.
Далее сигнал поступает на модулятор, реализующий следующие выражения:
YjUy — sin a■ Ijy o + cos a■ Ijz o, YUz — sin a Ijz o - cos a■ Ijy o.
Сигнал обратной связи, снимаемый с рулевого привода, демодули-руется для дальнейшей обработки по следующим аналитическим выражениям:
UДЖ — sin a ■UnocY - cos a ■Unocz, Umz — sin a ■Unocz + cos a ■UnocY.
При пропадании на время команды управления, либо попадание на вход помехи вычислительное устройство может выработать большое значение команды управления, что резко уменьшает управляемость ракеты и может привести к нежелательному изменению траектории [3]. Одним из вариантов исключения данного явления является применение нелинейных фильтров (НФ) [1-3].
Возможная реализация нелинейного фильтра приведена на рис. 4.
Рис. 4. Функциональная схема нелинейного фильтра
Он состоит из рекурсивного фильтра, описываемого следующим аналитическим выражением:
^ (п) = а0 • ип + а1 •ип-1 + а2 • ип-2 + Ь • ^ (п - 2) + Ь' • (п -1),
161
где
а0 =
йТ2
а\ = 2 • ао, «2 = «о, = -
2 • йТ 2 - 8 • Тф 2
с1Т2 + 4• Тф -4■£• с1Т• Тф
Ъ2 =-
, ^ = 4• Тф + 2• Тф ■£• dT ;
йТ - шаг поступления команды управления (1...50 мс); Тф - постоянная фильтра,
и логического устройства, описываемого следующими аналитическими выражениями:
* + (п) = ^ (п) + Со,
* -(п ) = К^ (п)-Со,
где К+ (п), К- (п) - пороговые значения команды управления; Со - пороговый уровень ограничения; К^, (п) - текущее значение команды управления,
~п)
и, если и<К+(п) и и>К-(п)
* +(п),
если
и > К + (п )
К-(п), если и < К-(п),
где и (п) - команда управления с выхода НФ.
Для успешного выполнения боевого задания необходимо обеспечить работоспособность в условиях помех. Для выполнения этого условия существуют следующие способы решения:
- использование помехозащищенных методов передачи информации;
- увеличение мощности излучаемого сигнала;
- более полное использование структуры входного сигнала. Обобщенная структура дешифратора сигналов управления с время-
или кодоимпульсной модуляцией представлена на рис. 5 и состоит из устройств синхронизации и управления, преобразователя временных интервалов в код и регистров команд.
Рис. 5. Обобщенная структура дешифратора сигналов с время-или кодоимпульсной модуляцией
162
Устройство синхронизации выделяет синхронизирующую структуру и поддерживает синхронную работу шифратора на пункте управления и бортового дешифратора. Как правило, задача поиска (или входа в синхронизацию) в системах командного радиоуправления решается однократно на начальном этапе работы бортовой аппаратуры, когда ракета находится на направляющих в непосредственной близости передатчика и влияние помех минимально. Учитывая постоянный период следования командных посылок, задача синхронизации сводится к точной установке меж и внут-рипериодных временных интервалов.
Устройство управления принимает сигналы синхронизации и организует работу преобразователя временных интервалов в код. По мере накопления необходимого количества команд в регистрах формируется сигнал готовности для решающего устройства.
На рис. 6 приведена предлагаемая структура дешифратора на основе конечного автомата и памяти событий. Устройство синхронизации запускает управляющий автомат, который инициирует работу памяти событий и формирователя опорного сигнала. В памяти событий хранятся относительные временные интервалы между импульсами в структуре управляющего сигнала [1 - 3]. Формирователь опорного сигнала стробирует потенциальные места с учетом допусков на временные интервалы в пределах посылки. Управляющий автомат контролирует совпадение наличия входного поднесущего колебания и текущего строба. Для изменения временных интервалов необходимо изменить только содержимое памяти событий. В случае существенного изменения структуры сигнала может потребоваться коррекция количества состояний управляющего автомата.
Рис. 6. Структура дешифратора на основе конечного автомата
и памяти событий
На рис. 7 приведен пример управляющего автомата, реализующего обработку части управляющего сигнала с кодоимпульсной модуляцией, состоящей из трех импульсов, задающих адрес объекта управления и команду начала такта.
Рис. 7. Пример фрагмента управляющего автомата
Автомат имеет 4 состояния: Idle - состояние покоя, Address Check -проверка адреса ракеты, Start Command Wait - ожидание команды такта, Restart Wait - ожидание перезапуска. В состоянии покоя автомат находится пока от устройства синхронизации не поступит сигнал Start, сообщающий о начале передачи очередной пачки импульсов. До конца опорного импульса, задающего адресный интервал, автомат находится в состоянии проверки адреса объекта управления. Если на интервале опорного импульса было зафиксировано поднесущее колебание, то считается, что адрес передан корректно и автомат переходит в состояние ожидания команды начала такта. В противном случае автомат возвращается в состояние покоя. Аналогичным образом проверяется наличие команды начала такта. При успешном приеме команды начала такта автомат переходит в состояние ожидания перезапуска и выставляет сигнал готовности данных, по которому решающее устройство принимает очередную порцию команд управления.
Количество состояний управляющего автомата равно количеству импульсов в пачке плюс один. Заметим, что количество состояний можно сократить за счет приема многоразрядных команд в одном состоянии с использованием счетчика, отсчитывающем количество принятых разрядов. В этом случае количество состояний сокращается до g + 1, где g - максимальное количество команд, передаваемых за такт управления.
Введение в структуру управляющего сигнала импульсов для передачи дополнительных команд требует незначительных изменений аппаратной части: увеличение количества состояний автомата, регистры команд.
Структура позволяет реализовывать память событий как в виде ПЗУ, так и ОЗУ, что дает возможность динамического изменения внутри-периодных временных интервалов без изменения аппаратной части дешифратора.
Список литературы
1. Бархоткин В.А., Вернер В.Д., Мельников П.Н. Проблемы роботизации зенитного комплекса ближнего рубежа обороны. Постановка задачи. Принципы построения вычислительной системы // Вопросы оборонной техники. Сер. 5. 1989. Вып. 2 (134). С. 22 - 27.
2. Рулевой привод со стабилизацией фазового запаздывания / Ю.Л. Парфенов [и др.] // Оборонная техника. 1983. № 6. С. 57 - 59.
3. Радиолокационные методы и устройства измерения координат протяженных целей при малых углах места / Н.С. Акиншин, В. Д. Дудка, В.Л. Румянцев, К.А. Анкудинов. Тула: Изд-во ТулГУ, 2006. 375 с.
Вареница Юрий Иванович, нач. отдела, wuiv@yandex. ru, Россия, Московская обл., Железнодорожный, АО «НИТИ»,
Хомяков Александр Викторович, первый заместитель генерального директора - главный конструктор РТС, cdhaeacdhae.ru, Россия, Тула, АО «ЦКБА»,
Петешов Андрей Викторович, начальник кафедры, alina julia pamail.ru, Россия, Череповец, ЧВВИУР
SUBSTANTIATION OF STRUCTURE OF THE COMPUTING DEVICES OF THE CONTROL LOOP ANTI-AIRCRAFT MISSILES SHORT RANGE
Yu.I. Varenitsa, A. V. Khomyakov, A. V. Peteshov
The analysis of the shortcomings of the system control of anti-aircraft missiles and their solutions through the application of specialized computing devices and algorithms. The proposed ways of reducing the impact of such insufficient Cove as availability of torque effect; the risk of receipt on Board the rocket the importance of team management; the dependence of the functioning of the rocket from space-Hawai situation.
Key words: computing device, algorithm, control loop, control actuators, nonlinear filter, the decoder signals that control the machine.
Varenitsa Yuriy Ivanovich, head of department, wuiv'a yandex.ru, Russia, Moscow Region, Zheleznodorozhny, JSC "NITI",
Khomyakov Aleksandr Viktorovich, deputy director-cheaf designer, cdhae a cdhae.ru, Russia, Tula, JSC "Central Design Bureau of Apparatus Engineering",
Peteshov Andrey Viktorovich, head of department, alina julia p a mail. ru, Russia, Cherepovets, CUVIER
