автореферат диссертации по информатике, вычислительной технике и управлению, 05.13.01, диссертация на тему:Терминальное управление аэробаллистическим высокоскоростным ЛА

л

и, \

/

На правах рукописи

Кузнецов Максим Николаевич

ТЕРМИНАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ АЭРОБАЛЛИСТИЧЕСКИМ ВЫСОКОСКОРОСТНЫМ ЛА

Специальность 05.13.01 Системный анализ, управление и обработка информации (Авиационная и ракетно-космическая техника)

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

2 6 ДЕК 2013

Москва, 2013 г

005544556

005544556

Работа выполнена на кафедре 704 «Информационно-управляющие комплексы летательных аппаратов» Московского авиационного института (национального исследовательского университета, МАИ).

Научный руководитель: Сыпало Кирилл Иванович, доктор технических наук, доцент, начальник комплекса перспективного развития Федерального государственного унитарного предприятия «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е.Жуковского».

Официальные оппоненты: Бобронников Владимир Тимофеевич, доктор

технических наук, профессор кафедры 604 «Системный анализ и управление» Московского авиационного института (национального исследовательского университета, МАИ); Янова Ольга Васильевна, кандидат технических наук, старший научный сотрудник, Федерального государственного унитарного предприятия «Центральный аэрогидродинамический институт» (ФГУП «ЦАГИ», Россия, 140180, г.Жуковский, ул.Жуковского д.1).

Ведущая организация: Федеральное государственное унитарное

предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП «ГосНИИАС», Россия, 125319, г.Москва, ул. Викторенко, 7).

Защита состоится «26» декабря 2013 года в 15:00 часов на заседании диссертационного Совета Д 212.125.12 в Московском авиационном институте (национального исследовательского университета, МАИ) по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института (национального исследовательского университета, МАИ) по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4..

Автореферат разослан «25» ноября 2013 года.

Отзывы, заверенные печатью, просьба направлять по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4.,Ученый совет МАИ

Ученый секретарь диссертационного совета Д212.125.12, к.т.н. доц.

В.В. Дарнопых

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность задачи

Одним из наиболее актуальных направлений совершенствования летательных аппаратов, в первую очередь, беспилотных, является увеличение скорости полета. Анализ существующих проектов высокоскоростных беспилотных ЛА демонстрирует развитие в ближайшей перспективе так называемых аэробаллистических высокоскоростных ЛА (АВСЛА), т.е. ЛА с большим и средним значением аэродинамического качества (К>3), имеющих выраженный пассивный участок полета в атмосфере. Основной задачей терминального управления таких ЛА на аэробаллистическом участке траектории является обеспечение требуемой высокой терминальной точности выведения АВСЛА в заданную точку пространства не только по плановым координатам и высоте (с.к.о. промаха около 1 м), но и по условиям подхода, т.е. по углам наклона и курса траектории (с.к.о. промаха 1 °) при соблюдении ограничений на управление и минимальную терминальную скорость. Динамические особенности АВСЛА на пассивном участке, заключающиеся в относительно низкой эффективности аэродинамических управляющих органов, большом запаздывании траекторного движения (постоянная времени около 10-15 с), существенном изменении скоростного потока, определяют, в свою очередь, актуальность научно-технической задачи разработки новых алгоритмов управления движением центра масс АВСЛА на терминальном участке полёта. Подобные задачи решаются в настоящее время для дозвуковых БЛА типа ПТУР путем модификации метода пропорционального наведения, однако их применение с учетом динамических особенностей АВСЛА не дает требуемых результатов.

Цель работы заключается в обеспечении требуемых характеристик терминального промаха аэробаллистического высокоскоростного беспилотного ЛА с учетом влияния неопределенности начальных условий, неточности знания аэродинамической модели АВСЛА и возмущений атмосферы, при ограничениях на управление и условия подхода к терминальной точке путем разработки методов и алгоритмов терминального управления движением центра масс АВСЛА.

Объект исследования - система управления движением центра масс АВСЛА на терминальном участке полёта.

Предмет исследования - методы и алгоритмы терминального управления, обеспечивающие минимизацию функционала смешанного типа (взвешенное математическое ожидание энергозатрат на управление и терминального промаха) с учётом ограничений на управление и условия подхода к терминальной точке.

Методы исследования - системный анализ, методы динамики полёта, теории оптимального управления нелинейными стохастическими динамическими системами по неполным данным, математического программирования и математического моделирования управляемого полета ЛА.

Научная новизна состоит в предложенном подходе к решению задачи высокоточного терминального управления АВСЛА, основанном на концепции

возмущенно-невозмущенного движения и обеспечивающем требуемые характеристики терминального промаха с учетом случайных возмущающих факторов, при ограничениях на управление и условия подхода к терминальной точке. В рамках предложенного подхода:

1. развита методика формирования оптимального, в смысле минимизации взвешенного математического ожидания энергозатрат на управление и терминального промаха, программного управления на терминальном участке полета АВСЛА на основе методов математического программирования;

2. предложена методика формирования т.н. «рационального» программного управления, основанная на поиске попадающей программной траектории с постоянными значениями компонент вектора управления (угла атаки и угла крена) при частично закрепленном левом конце траектории. Данная методика дополнена процедурой формирования области достижимости для АВСЛА с учетом располагаемой перегрузки и разрешающей способности БРЛС;

3. предложены алгоритмы пространственного самонаведения на неподвижную терминальную точку на основе обновляемых попадающих траекторий, формируемых в классе классических сплайнов и кривых Безье и обеспечивающих учёт ограничений по скорости и углам подхода к цели.

Практическая значимость результатов диссертационной работы:

1. предложенный способ формирования программного управления АВСЛА на терминальном участке полета и построения области достижимости может использоваться в процессе подготовки полетных заданий;

2. предложенный алгоритм пространственного самонаведения ЛА в окрестности программных траекторий обеспечивает достижение требуемой точности выведения с учетом требований к условиям подхода к цели и минимальной терминальной скорости при наличии ошибок навигации, ошибок реализации управляющих воздействий, воздействия ветровых возмущений и неопределенности аэродинамических характеристик ЛА.

Достоверность и обоснованность результатов работы подтверждается полнотой и корректностью использованных математических моделей движения АВСЛА, возмущающих факторов, функционирования информационно-измерительных и управляющих средств, а также результатами математического моделирования процесса управляемого движения АВСЛА.

Внедрение результатов диссертационной работы использованы в НИР «Дымоход», выполненной 2009-2011 гт по заказу МО РФ, в практической и научной деятельности ФГУП «ГосНИИАС», научной и учебной деятельности Московского авиационного института (национального исследовательского института)

Апробация работы. Основные результаты работы обсуждались на трех всероссийских конференциях.

Публикации. Автор имеет 3 статьи опубликованные в журналах, входящих в рекомендованный ВАКом Минобрнауки России перечень изданий, из них [12] по теме диссертации; также результаты диссертационной работы обсуждались на 3 всероссийских научно-технических конференциях по [4,5] результаты отражены в сборнике тезисов докладов.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, трех глав, списка литературы и двух приложений. Объем работы 145 страниц, в том числе 81 рисунок, 4 таблицы, 1 схема. Список литературы включает 22 библиографических источника.

Основные положения диссертационной работы, выносимые на защиту:

1. Редукция исходной задачи оптимизации управления движением центра масс АВСЛА на терминальном участке полёта к частной задаче управления по полным данным с критерием Больца при ограничениях на фазовые координаты и управление, основанная на концепции возмущенно-невозмущенного движения;

2. Алгоритм формирования оптимального программного управления с использованием методов математического программирования;

3. Методика формирования «рационального» программного управления;

4. Алгоритмы пространственного самонаведения на основе обновляемых попадающих траекторий;

5. Программно-математическое обеспечение для моделирования управляемого полета аэробаллистического высокоскоростного ЛА, созданное с использованием технологии объектно-ориентированного анализа и проектирования.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Введение посвящено обоснованию актуальности и новизны задачи разработки методов и алгоритмов терминального управления АВСЛА.

В первой главе диссертационной работы формулируется постановка технической задачи, заключающаяся в разработке методов и алгоритмов формирования траектории АВСЛА, обеспечивающей перевод из точки, соответствующей концу активного участка движения (горизонтальный полет на маршевой высоте с маршевой скоростью) в заданную терминальную точку с требуемыми статистическими характеристиками плановых компонент терминального промаха и терминальных значений углов наклона и курса траектории (т.е. ориентации линии падения - касательной к траектории ЛА в терминальный момент времени) при ограничениях на допустимое управление (т.е. углы атаки, скольжения, отклонения рулей) и минимальную терминальную скорость с учетом неопределенности начальных условий, неточности знания аэродинамической модели АВСЛА и возмущений атмосферы. При решении данной задачи необходимо учитывать:

1. Влияние системы управления угловым движением статически неустойчивого АВСЛА, обладающей существенной инерционностью;

2. Влияние неопределенности в знании аэродинамических характеристик (до 20-30% от номинальных значений);

3. Необходимость использования практически на всем интервале терминального наведения бортовой РЛС дм и см-диапазона, обеспечивающей в режиме синтезированной апертуры возможность сопровождения априори определённой точки прицеливания, посредством измерения ее линейных абсолютных (т.е. привязанных к цифровой карте местности) или угловых относительных координат;

4. Влияние ошибок системы навигации;

5. Влияние ошибок реализации управления угловым движением. Расчетная математическая модель движения JIA может быть представлена в

виде следующей группы соотношений (1), описывающих движение ц.м. JIA в траекторной СК, а угловое движение — в связанной и скоростной: „ г A" cos (ar)cos (/?) - Ksin (a) cos (0) -Zún(0) s!n© cosacos©

v=Nr+gg.'x-—————^—^---м-—-3—;

* m r r

N V

¥ ---2—+-ígneos©sinT+2£/, (eosФeos44gQ-sinф) •

Feos© r

ô = +lcosQ_2U^C0s(ísin4,.

L = V^-cosBcos^; B = V^-cosÔsinH'; h = Hsin(Ô);à = eo:-Ô; P = ay-yF ; (¿ = -Пг; /cos(íí)' '

• 2Ж-(./,-■/,>,», .

(У --1-- д) = ■ ■ ■

Jy J,

Расчетная математическая модель (I) В этих уравнениях используются следующие обозначения: x,y,z- продольная, нормальная и поперечная аэродинамические силы соответственно; a, fi,у - углы атаки, скольжения и крена соответственно; геоцентрическая широта и долгота соответственно; J„M, • моменты инерции и моменты сил по связанным осям JIA; h,L,B - высота над земной поверхностью, дальность до цели и боковое отклонение АВСЛА от линии дальности; 6,4* -угол наклона траектории, угол пути (угол курса траектории) ; V - земная скорость ABCJIA; Q=(o, j ¡ Ù,)T - вектор угловой скорости вращения

трехгранника нормальной СК относительно Земли 11^=(uf*1 ¡ U^ ¡ uf*)1 -вектор угЛовой скорости вращения Земли; n =(n ; n \ n f - вектор

if \ Л* I КУ i Л" /

кажущегося ускорения JIA в нормальной СК; о> = (а>х ¡ е»у | сог^ - абсолютной

угловой скорости J1A в связанной СК.

Таким образом, вектор состояния ЛА состоит из 13 компо-

Модель движения ЛА (1) дополнена моделью системы угловой стабилизации (2а), реализующая т.н. интегральный закон управления с учетом наличия руля направления в АВСЛА и обеспечении координированного разворота:

«' = к. ■'(«„„ -a), a=i/g«(a) min(|a|,am") Г = «г ■ '(Г„ -Г). Г = i«i(y)-min(H,y"")

8," =(а' + А-„ -(а„„-а) + о>,)-Кш -(у'+К, -(Гат + о," = -min)

где

Г саг,)1 - вектор управления, формируемый системой наведения; 5",5",8" - углы отклонения левого и правого элерона и руля направления; Ка>.кшу.- коэффициенты усиления обратных связей

__с шах с max

системы управления угловым движением; о,.. ,о„ - максимальные углы

шах шах

отклонения левого и правого элерона и руля направления; or ,у - максимальные углы атаки и крена.

Помимо полной модели системы управления угловым движением в работе для расчета зон достижимости используется ее упрощенная модель (26), соответствующий полету на балансировочных углах атаки и скольжения, при этом из модели движения JIA исключаются уравнения для углов атаки и скольжения, а также для компонент вектора абсолютной угловой скорости.

d)x =0 <by = 0 а). = 0

Как уже упоминалось, движение ABCJIA осуществляется в соответствии с моделью (1), при этом учитываются следующие случайные факторы:

1. Разброс начальных условий движения, т.е. X(r0) = X0 eS, при этом область достижимости Н характеризуется возможным диапазоном высот, скоростей, углов атаки, скольжения, курса и наклона траектории.

2. Случайная вариация плотности атмосферы, рассматриваемая как нормальная случайная величина с математическим ожиданием и дисперсией, соответствующих моделям (ГОСТ 4401-81., «Атмосфера стандартная». Параметры. М.:ИПК Издательство стандартов, 1982 г.)

3. Ветровые возмущения, рассматриваемые как стационарный случайный

процесс с корреляционной функциейК(т) = а3(1.

4. Неопределенность в значении аэродинамических коэффициентов, рассматриваемая как равномерно распределенная случайная величина с диапазоном ±30% от номинального значения коэффициента.

Очевидно, что для сформулированной задачи целевым критерием эффективности применения АВСЛА будет являться обеспечение требуемой вероятности события, состоящего в том, что в терминальный момент времени Т величина промаха по точке с априори заданными плановыми координатами не превысит заданных значений, при выполнении сформулированных ранее ограничений на управление и фазовые координаты. Ввиду сложности получения конструктивного решения задачи с приведенным целевым критерием, последний может быть декомпозирован на ряд традиционных подкритериев, среди которых выделим критерий минимума затрат на управление

•г

1тппМ(/„),/„ =|и(<)гли(<)л и максимальной точности

к,

ттМ(Г(Г)), Р(Т) = с,Ь1+сгЬа+суЬн+с4Ал+с1Ьг-ъ(Гт-ГпЛ,), (3)

где Д,,Д„,Д„- абсолютное значение терминального промаха в терминах (дальность, боковое отклонение, высота) траекторной СК,

Д« =

о®™-6»-

_ * Я1Д пь

- промах по условиям подхода.

Нормировка множителей Лагранжа, учитывающих влияние отдельных компонент / функции Р(Т) может быть осуществлена эмпирически, например, на основе проведения имитационного моделирования с использованием следующего соотношения:

Исходя из Сформулированной выше технической задачи, основным для рассматриваемого класса ЛА является критерий (3), во многом определяющий факт успешного решения целевой задачи. Однако, вследствие влияния случайных неконтролируемых факторов и необходимости решения целевой задачи в условиях отсутствия силы тяги на терминальном участке, также важным становится минимизация затрат на управление, что обеспечивает большую терминальную скорость и возможность парирования возмущений, особенно, в непосредственной близости к терминальной точке. В этой связи, сформулированная задача может быть сведена к частной задаче стохастической оптимизации с критерием Больца вида:

V =ггёттм{/(1,и(1,х(1)),х(т)))(**х/ = с0)ь{1)т лv(t)dt +г(т) (5)

'о

Таким образом, формулируется цель работы как формирование метода и синтез алгоритмов терминального управления АВСЛА, минимизирующих стохастический критерий Больца (5) при ограничениях на фазовые координаты и

управление. Приведем перечень основных допущений, используемых далее при решении сформулированной задачи:

1. в начале терминального участка траектории значения компонентов фазового вектора ЛА принадлежат области достижимости;

2. бортовая система навигации формирует несмещенные и эффективные оценки с приемлемой (для целей управления) точностью вектора состояния ЛА, а также вектора неопределенных параметров модели объекта;

3. подсистема управления угловым движением и система приводов обеспечивает устойчивость ЛА в угловом движении, парируя всевозможные возмущения с требуемым качеством переходных процессов, при этом остается запас управления для реализации задачи траекторного управления.

Принимая во внимание сделанные допущения, исходная задача сводится к задаче оптимального детерминированного управления и задаче наведения в окрестности полученной программной траектории.

Таким образом, основные результаты первой главы состоят в следующем:

1. осуществлена постановка задачи исследования, определена ее актуальность и значимость;

2. осуществлен переход от целевого критерия эффективности к частной задаче стохастической оптимизации с критерием типа Больца;

3. проанализированы существующие подходы к решению;

4. произведена математическая формализация и декомпозиция исходной задачи.

Вторая глава посвящена решению задачи детерминированного программного управления по полным данным. Рассмотрим реализацию метода динамического программирования, или т.н. кусочно-линейного синтеза, описываемого дискретной схемой Беллмана (рис.1), заключающейся в выполнении следующей процедуры:

1. для заданной терминальной точки <р,г Л А, ^, [0™ • -©^ ], , ] и начальной точки траектории ^>о,ЛоА,Ко,0о,Ч'о осуществляется разбиение терминальной части траектории протяженностью Ь (отрезок в горизонтальной плоскости соединяющий горизонтальные проекции точек начала и окончания терминального участка) на N частей. При этом на каждом из участков задаем набор управлений в классе постоянных управляющих воздействий аож ~ У сот = сот* из Диапазона допустимых с учетом необходимости парирования возмущений;

2. в соответствии с сформированным управлением, начиная с терминальной точки в обратном времени интегрируются уравнения движения (1) совместно с уравнениями упрощенной системы управления (26). При этом формируется набор траекторий приводящих в начало последнего (ближайшего к терминальной точке) участка;

3. шаг 2 повторяется для каждого последующего интервала, до выполнения условий достижения области достижимости (т.е. горизонтального полета);

4. вычисляется стоимостная функция / = <?„/, + с, где

'г |

для каждой сформированной траектории, при этом

множители Лагранжа определяются в соответствии с (4). Оптимальное управление будет соответствовать минимальному значению стоимостной функции.

Рис 1. Формирование траекторий ЛА в продольном движении в соответствии с дискретной реализации метода динамического программирования Как показывают результаты исследований, требуемые значения терминального промаха, особенно по условиям подхода к терминальной точке, достигаются при очень большом числе разбиений (N>50000), что требует огромных вычислительных затрат и не дает возможности использования этого метода в бортовой реализации. Более перспективным оказалась реализация метода математического программирования (ММП), схема решения которого представлена на Рис 2.

Генетический алгоритм : с градиентным

-Ц-

ПНИ

Определяем значение целевой функции

Ч/<)

Рис.2 Реализация ММП

ю

Согласно приведенной схеме методика решения запишется следующим образом:

1. Задаются терминальная ^ Л А Л. [®,ш • ™ ] > > ] и начальная точка траектории рд.^^ед,.

2. Задается закон изменения командных значений угла атаки и крена на терминальном участке полета в виде полиномов по степени дальности I до цели:

Гсот(1)= Ь0+Ь^+

с соответствующими значениями коэффициентов а, и Ь, (в первом приближении можно принять нулевыми).

3. Задается стоимостная функция

т

/с=Со/и(/),ли(/)л«,г(7')+Сг(г(г)-1„)+с3(А(г)-й,г) -с4{Г(Т)-У,г)+ф(Т)-в1г)+ф(Т)-Ч',г)+с,](А(1)-А'(1))Л

где множители Лагранжа, определяемые соотношениями (4) имеют следующий смысл:

с0 учитывает суммарный расход потребного управления; с 1 учитывает промах в боковом канале; с2 учитывает промах по дальности; с3 учитывает промах в вертикальном канале; с4 учитывает требования по минимальной терминальной скорости; с5 учитывает требования по терминальному углу наклона траектории; с6 учитывает требования по терминальному углу курса траектории; Су учитывает требования по разрешению бортовой РЛС.

4. В соответствии с сформированным управлением, начиная с терминальной точки в обратном времени интегрируются уравнения движения (1) совместно с уравнениями упрощенной системы управления (26) до момента времени достижения горизонтального полета ( &= 0) или требуемого диапазона высот области достижимости (['и-Л»х]).

5. Начиная с полученной начальной точки траектории, осуществляется интегрирование в прямом времени уравнений движения (1) совместно с уравнениями полной системы управления угловым движением (2а) до момента времени, соответствующему достижению высоты полета Ь1Г.

6. На полученной траектории рассчитывается значение функционала п.З

7. Далее, в соответствии с методом случайного поиска с размножением в наилучшей точке (генетический алгоритм) изменяются значения коэффициентов а, и 6/ и повторяется процедура по шагам 4-7. В комбинации с генетическим алгоритмом использовался градиентный поиск оптимального вектора коэффициентов. Оптимальным является управление, соответствующее наименьшему значению стоимостной функции п.З.

п

На графиках (Рис.3-6) приведен, в качестве примера, вид полученной программной траектории, эволюция абсолютной величины скорости и соответствующее программное управление для следующих начальных условий: ©, = -Юград= -10град, V, = Шм / с,Н, = Ом ©0 = 0 град, = Оград, У0 = 1350 м / с, £0 = 1.5 км, Н0 = ЗОюи,£0 = 80 км

Алгоритмом в качестве оптимального, был определен следующий вектор коэффициентов управления:

<%= - 0.03794,^= 0.678 10" 13,а2= 0.883 10" 15,а3 = 0.5 10" м Ь0= - 0.16585, Ц = 0.34 -10" в,Ь2= 0.77 10"11

8мж«М о™**»«»» ,

0 ---- . ....... ......... .........

птпч. ■I—•

V N ; >

..............г-"-'—г™......4-............ 1 Ч : .....\

; 1 Ч ..........

\ .......... "II ...

\ Г

г « « ......... I

Рис.3

Траектория АВСЛА

в продольном движении

Рис. 4 Траектория АВСЛА в боковом движении

... -

—""

| ...............

г............• .............•«............■ - •1

—1___

\ ■"•V 1

1

Рис.5 Рис. 6

Эволюция сигналов управления Эволюция скорости АВСЛА

Кроме того, в процессе моделирования с помощью вышеизложенного алгоритма исследовалось формирование оптимальных траектории при воздействии перечисленных выше случайных факторах и с учетом разброса начальных условий движений на терминальном участке:

ДВ„ е [-2000..2000],и, ДН0 е [-3000..3000]л(, ДТ0 е [-2.5..2.5]град ДО0 е[-3..3]гряд, АУ0 е [-Ю0..100]л(/с

На рис. 7 приведено рассеивание конечной точки в картинной плоскости и по углу курса и наклона траектории АВСЛА.

1 я

i

* V.

■ШШФ ?

-'ft-

" i

Fjli pw ffRJ TpJ« ГГЭРЯИ, fp«

Рис. 7 Рассеивание терминальной точки В целях уменьшения вычислительных затрат был предложен приближенный, но эффективный в вычислительном отношении алгоритм формирования «рациональных» попадающих траекторий.

Идея алгоритма заключается в нахождении программной попадающей траектории путем подбора постоянных значений компонент вектора управления при частично закрепленном левом конце траектории (горизонтальный полет в диапазоне высот с заданной скоростью). Такой класс управлений наиболее просто реализуем на борту, не требует дополнительных расходов управления на перекладку рулей и приводит к траекториям, наиболее близким к баллистическим, что для данного класса аппаратов приводит к наименьшим потерям в терминальной скорости.

Последовательность шагов алгоритма:

1. для заданных условий &(ta) = 0,x¥(to) = 0,h(io) = hm,V(io) = Vm и терминальных значений задаются начальные значения компонент управления а = const, у = const;

2. интегрируются уравнения движения ЛА (1) совместно с уравнениями системы управления угловым движением (2а) в прямом времени до выполнения условия h(T) = Hlr, вычисляется вектор состояния системы в терминальный момент Х(Т);

3. находим требуемое управление на следующем шаге посредством решения методом Ньютона следующей системы уравнений:

\Se(a,y) = 0

I Sv (а, у) = 0

) где 5в=®(Т)-®1г, й,, = vF(r)-4/Ir

Последовательные приближения находятся путем решения системы уравнений:

где у-номер итерации. При этом для численного нахождения частных производных приходится на каждом шаге выполнять два дополнительных прогона п.З;

4. шаги 3-4 повторяется до выполнения условия

0 — О ^ — ¥

где £-0=—а»«——тш. ^ =——ш. требуемая точность выдерживания углов

в терминальный момент времени.

5. сравнивается значение терминальной скорости АВСЛА. Если У(Т)>У1Г -траектория сформирована, в противном случае уменьшается начальная высота полета АВСЛА на заранее заданное приращение кт - й,„ - ДА и шаги 3-5 повторяются.

Если в результате описанной процедуры не удалось достичь требуемых значений угла курса или наклона траектории или минимально требуемой терминальной скорости АВСЛА, делается вывод о невозможности применения данного АВСЛА для наведения по данной терминальной точке. Изложенный подход предполагает частичную фиксацию левого конца траектории, вследствие чего дальность между терминальной точкой и началом терминального участка, а также высота в начальный момент времени определяются в результате приведенной процедуры. Поэтому алгоритм расчета попадающей траектории дополняется процедурой формирования зон достижимости, т.е. определения области фазового пространства, из которой возможно приведение АВСЛА в точку цели при выполнении условий подхода к терминальной точке.

Процедура формирования зоны достижимости:

1. Конечный вектор состояния АВСЛА принимается как начальный при движении в обратном времени.

2. Задается управление в виде а* = асот ± Да; у± = Ушт ± Ду, где Ау,Аа-максимально допустимые приращения согласно располагаемой перегрузке.

3. Соотношения (1) в предположении об идеальной работе СУ УД интегрируется в обратном времени до выполнения условия горизонтального полета

4. На полученной траектории разрешающая способность БРЛС определяется

согласно соотношению

д КХ

" ~2Кзт(5)со8(л)'

если она больше допустимой Дм > Д* , то необходимый (для достижения субметрового уровня точности решения целевых задач) угол курса траектории в начале терминального участка может быть получен так

МП (у )= —- , где Ям,Ум,®и - радиус-вектор АВСЛА (дальность до

^ и' Дсс«(0м)2Гм

цели), земная скорость ЛА и угол наклона траектории в момент начала терминального участка; Д' - требуемое разрешение РЛС в момент начала терминального участка; X - длина волны РЛС; 5 - угол азимута цели в связанной с РЛС системой координат;Л - угол склонения цели в связанной с РЛС системой координат.

Как показывают результаты математического моделирования, предложенная процедура формирования «рациональной» программной пространственной траектории на терминальном участке позволяет формировать траектории, близкие к оптимальным за 4-5 итераций, при этом потери в терминальной скорости

Рис 8 Границы области достижимости

Основные результаты второй главы состоят в следующем:

1. решена задача формирования программного оптимального управления на терминальном участке полета АВСЛА двумя способами (динамическое и математическое программирование)

2. решена задача формирования программного «рационального» управления, на терминальном участке, дополненная формированием областей достижимости

3. проведено имитационное математическое моделирование подтверждающее состоятельность разработанных подходов.

В третьей главе рассматривается задача наведения в окрестности полученной (методами предыдущей главы) программной траектории. Алгоритм самонаведения заключается в периодическом перестроении попадающих траектории на основе текущих данных о состоянии АВСЛА, поставляемых бортовой системой наблюдения, без учёта влияния неконтролируемых факторов на оставшейся части траектории движения ЛА.

Вследствие необходимости формирования обновляемой траектории на борту АВСЛА в реальном времени полёта, наиболее простым и естественным спо-

собом является использование аналитического представления траектории движения АВСЛА. В силу своей природы наилучшим образом подходят такие типы кривых как Сплайн и Безье (частный случай многочлена Бернштейна). Формируемая попадающая траектория для классических сплайнов представляется в виде: к (¿) = а0 + а^и + аг1} + В(1) = Ьа + Ь,Ь + Ь2Ь2 +ЬгЬъ '

[£(/),£„.] где значение высоты полета, как функция продольной координаты ЛА; В(Ь)- значение бокового отклонения, как функция продольной координаты ЛА; «„.а,,^,«,,^,^,^,^ , коэффициенты сплайна в продольном и боковом движении соответственно; , //„, В1г, &1г, 1г) -терминальная точка. Подставляя значения компонент вектора начальной и терминальной точки, решаем следующую систему уравнений для определения коэффициентов сплайна.

В продольном движении:

a0+a,L(t)+a2L(t) +a,L(t) =h(t) а0 + аЛ + а2 V + а,43 =/г„. dh(L)

Ы

dh(L)

8L

щ

= а,+2я21(0+За3£(<)2 =#(©('))

=»(вг)

®c™{t) = arctg{at +2a2L + 3a3L2)

&„„ (/) =-I-r x

l+(a,+2a2I + 3a3i2) ( 2а2 К cos © cos Y + 6a3Z. • С cos ©cos 4*) В боковом аналогично: Yam(t) = arctg(bl+2b2L+3b3L2)

*_(') = - 1

l + (b,+2b2L + 3b3L2) (2b2V cos 0 cos T + 6b3L ■ V cos © cos Y) Из (1) и соотношения для подъемной силы компоненты вектора управления могут быть представлены в виде

= arctg

cos©

©„,„+ — cos©--cos©

V г

С" \pV'S

-c°-cfs =

[2 -4" „„cos©

1 pr's COS (Гсш)

-c's

(6) (7)

Формирование управлений на основе кривых Безье как второго, так и третьего порядка происходит с использованием тех же соотношений (6) и (7), углы ©,4*и соответствующие угловые скорости©,^ определяются формой выбранных кривых.

В процессе математического моделирования при учёте описанных выше возмущающих факторов были выявлены следующие ограничения (рис. 10):

1. Алгоритм с использованием сплайнов при наведении в продольном канале формирует нереализуемые аппроксимирующие траектории при терминальных углах наклона траектории свыше 60°.

2. Алгоритмы с использованием кривых Безье при наведении в продольном канале формируют нереализуемые аппроксимирующие траектории для опорных траекторий, имеющих низкую начальную высоту и терминальный угол наклона траектории меньше 30°.

3. Алгоритм с использованием кривых Безье второго порядка при наведении в боковом канале формирует нереализуемые аппроксимирующие траектории для опорных траекторий с начальным и конечным углом курса разных знаков.

Угол курса траектории

-ЗО] -201......:10|...........о]......10........2СН........30;

Рис. 9 Зоны применимости алгоритмов наведения (синий - сплайн, серый - кривые Безье (3+3), черный — Безье 2+3) Таким образом, основные результаты третьей главы состоят в следующем:

1. решена задача самонаведения в предположении о решении задачи информационного обеспечения с использованием классических сплайнов и кривых Безье 2-го и 3-го порядка,

2. проведено математическое моделирование, подтверждающее состоятельность разработанных подходов и выявляющее особенности их применения для различных начальных условий.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

В рамках данной работы были получены следующие результаты

1. Предложен научно обоснованный подход к формированию методов и алгоритмов терминального управления движением центра масс аэробаллистического высокоскоростного беспилотного ЛА (АВСЛА) обеспечивающих требуемые характеристики терминального промаха с учетом возмущающих факторов, при ограничениях на управление и условия подхода к терминальной точке;

2. Осуществлен переход от целевого критерия эффективности к частной задаче стохастической оптимизации с критерием типа Больца, проанализированы существующие подходы к решению и произведена математическая формализация исходной задачи путем декомпозиции задачи стохастического управления по неполным данным с критерием Больца к совокупности задач оптимального управления по полным данным и разработке метода терминального наведения в окрестности найденной программной траектории в предположении о решении задачи информационного обеспечения;

3. Решена задача формирования программного оптимального управления по полным данным на терминальном участке полета АВСЛА;

4. Предложено решение задачи формирования программного «рационального» (данное управление формально не является оптимальным, в рамках сформулированного критерия, однако обладает простотой реализации и допустимыми погрешностями) управления, на терминальном участке, дополненное формированием областей достижимости, т.е. области пространства фазового вектора системы, из которой возможно приведение АВСЛА в терминальную точку данным способом;

5. Решена задача самонаведения на терминальном участке полета АВСЛА с использованием классических сплайнов и кривых Безье 2-го и 3-го порядка, в предположении о решении задачи информационного обеспечения;

6. Проведено комплексное математическое моделирование процесса терминального наведения, подтверждающее состоятельность разработанных методик формирования программного управления и методов самонаведения, и позволяющие высказать рекомендации к их использованию.

Полученные результаты, позволяют сделать вывод о возможности использования рассматриваемого в работе подхода к формированию процесса наведения АВСЛА на терминальном пассивном участке полета.

СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ

Публикации в изданиях из рекомендованного ВАК Минобрнауки России перечня:

1. М.Н.Кузнецов, К.И.Сыпало «Самонаведение аэробаллистического высокоскоростного беспилотного летательного аппарата на терминальном участке полета», Труды МАИ, №48, 2011 г.

2. М.Н.Кузнецов, К.И.Сыпало «Самонаведение аэробаллистического высокоскоростного беспилотного летательного аппарата на терминальном участке полета с учётом неопределённости его аэродинамических характеристик и влияния неконтролируемых факторов», Труды МАИ, №48, 2011 г.

3. М.Н.Кузнецов, Акимов Е.В. «Вероятностные математические модели для оценки надежности беспроводных сенсорных сетей (БСС)», Труды МАИ, №40, 2010 г.

Другие публикации

4. М.Н.Красилыциков, К.И.Сыпало, Д.А.Козорез, М.Н.Кузнецов Терминальное наведение высокоскоростных ЛА с высоким аэродинамическим качеством. Тезисы доклада на Всероссийской научно-технической конференции «Перспективы развития РЛС дальнего обнаружения и интегрированных систем и комплексов информационного обеспечения Воздушно-космической обороны РФ» (Радиотехнические информационные системы ВКО-2013)., М., ОАО «РТИ», 2013

5. М.Н.Кузнецов, «Алгоритм оптимального управления аэробаллистическим ЛА на терминальном участке полета». Тезисы доклада на Московской молодёжной научно-практической конференции «Инновации в авиации и космонавтике», 2013 г.

6. М.Н.Кузнецов, А.М.Осипов,К.И.Сыпало, "Методология формирования облика интегрированных систем управления и наведения высокоскоростных ЛА". Пленарный доклад на 9ой Всероссийской научно-технической конференции "Проблемы совершенствования робототехнических и интеллектуальных систем ЛА", М. МАИ, 25-26 июня 2012 года.

Бумага офсетная. Формат 60x84 1/16 Печать офсетная.Усл печ.л. 1,1 Уч изд.л. 1,1.Тираж 80 экз. Заказ 1060. Отпечатано в типографии «Реглет» г. Москва, Ленинградский проспект д.74 (495)790-47-77 www.reglet.ru

Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)

042014 53246 На правах рукописи

Кузнецов Максим Николаевич

Терминальное управление аэробаллистическим высокоскоростным ЛА

Специальность 05.13.01 «Системный анализ, управление и обработка

информации»

ДИССЕРТАЦИЯ

на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель: д.т.н. доцент К.И.Сыпало

Москва 2013

Содержание

Содержание..................................................................................................2

Введение.......................................................................................................4

1. Глава. Постановка технической задачи исследования. Подходы к решению...................................................................................16

1.1 Возможные сценарии и типы траекторий АВСЛА...............16

1.2 Постановка задачи управления центром масс АВСЛА на терминальном участке.................................................................................22

1.3 Требования и ограничения, влияющие на управление АВСЛА на терминальном участке..............................................................23

1.4 Математическая формализация задачи..................................26

1.4.1 Координатный базис...............................................................26

1.4.2 Расчётная математическая модель управляемого движения АВСЛА на терминальном участке полёта..................................................27

1.5 Формализация целевого критерия.................................................35

1.6 Принятые допущения.....................................................................40

1.7 Подходы к решению.......................................................................41

1.8 Выводы по главе.............................................................................46

2. Глава Программное управление аэробаллистическим АВСЛА на терминальном участке.........................................................................47

2.1 Дискретная схема метода динамического программирования.... 48

2.2 Методы математического программирования..............................52

2.2.1 Методика формирования оптимальных программных траекторий на терминальном участке.........................................................54

2.2.2 Методика формирования рациональных программных траекторий на терминальном участке.........................................................64

2.3 Выводы по главе.............................................................................92

3. Глава Наведение АВСЛА на терминальном участке полета в атмосфере .........................................................................................................93

3.1 Алгоритм наведения на основе компенсации отклонения от программной траектории.......................................................................................96

3.2 Модификации метода пропорционального наведения.................98

3.3 Алгоритмы формирования рациональных обновляемых попадающих траекторий......................................................................................101

3.3.1 Формирование обновляемых попадающих траекторий на основе классических сплайнов............................................................................101

3.3.2 Формирования обновляемых попадающих траекторий на основе кривых Безье............................................................................................107

3.4 Выводы по главе...........................................................................140

Заключение...............................................................................................140

Список использованных источников...................................................143

Введение

Исследования по созданию новых образцов авиационной и космической техники являются характерной чертой деятельности ведущих государств в последние годы. Важнейшим направлением в создании перспективных образцов авиационно-космической техники являются разработки, цель которых заключается в увеличении скорости ЛА. В США в последние годы активно развиваются технологии гиперзвуковых летательных аппаратов, использующих гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД). Первоочередной причиной исследований в этой области является реализация так называемой схемы ББТО (8^1е-51аяе4о-огЬк), т.е. одноэгапного выхода в космическое пространство с горизонтальным взлетом и посадкой на обычные взлетно-посадочные полосы, что обеспечит уверенный и недорогой доступ в космическое пространство практически из любой точки планеты. Реализация такой схемы выведения, дает массу преимуществ, как коммерческих, гак и военных. С учетом больших скоростей такие Л А в военной авиации будут трудно уязвимы, что значительно повышает их боевую эффективность. В гражданском применении преимущества подобных аппаратов не менее значительны в силу предоставляемых возможностей как по преодолеваемому расстоянию, так и по скорости, например, в случае экстренной доставки грузов или пассажиров. В связи с этим исследования в области создания высокоскоростных летательных аппаратов являются, безусловно, актуальными. Таким образом, принимая во внимание перспективу развития высокоскоростной авиации и с учетом направленности последних проектов ведущих авиационных и ракетных держав, можно представить следующую возможную классификацию гиперзвуковой авиационной техники (Таб.1).

Характеристика Орбитальные авиационно-космические системы Квазибаллистичес кие авиационно-космические системы Управляемые боеголовки БР Крылатые ракеты Аэробаллистические Л А

Тип траектории Вывод на космическую орбиту, орбитальный участок, участок спуска Вывод в верхнюю точку, баллистический спуск Управляемый спуск с низким аэродинамическ им качеством и использованием ду Полет по маршруту на заданной высоте, управляемый терминальный участок с использованием ДУ Полет по маршруту на заданной высоте, управляемый аэробаллистический терминальный участок со средним значением аэродинам ического качества

Высота использования 250-20000 км 170-0 км 120 - 0 км Маршевый участок: 9000-50 м Маршевый участок: 25 00030 000 м

Скорость полета 7000-3000 м/с 4000- 1500 м/с 4000 - 300 м/с 2.5-0.6 М 8-2.5М

Дальность полета Неограниченна 3000- 15000 км 250-600 км 150-2500 км 1500-6000 км

Двигательная установка ЖРД, РДТТ, комбинированные ду ЖРД, РДТТ РДТТ, комбинированы ые ДУ ЖРД, РДТГ, ПВРД, комбинированные ДУ СПВРД, ГПВРД, комбинированные ДУ

Таб.В.1 Классификация гиперзвуковых летательных аппаратов

Как следует из приведенной классификации, можно выделить две основные группы гиперзвуковой техники : авиационно-космические системы (АКС) и авиационно-ракетные системы (АРС).

Группа АКС разделяется, в свою очередь, на подгруппы беспилотных и пилотируемых АКС, первая из которых имеет два принципиально различных сценария применения:

• орбитальные АКС, когда ДА выводится на какую-либо круговую орбиту и может находиться на ней долгое время до принятия решения о боевом применении;

• квазибаллистические АКС, когда ДА после разгона движется по баллистической траектории, на которой может изменять с помощью двигателей коррекции свою орбиту, а затем осуществляет управляемый, как правило, рикошетирующий спуск (пассивный или активный).

Вторая подгруппа, т.е. пилотируемые АКС, тоже могла бы иметь похожее деление, но, вследствие закрытия программ многоразовых космических кораблей «Буран» и «Space Shuttle», фактически представлена в настоящий момент только JIA, лишь частично выходящими на космическую орбиту. В краткосрочной перспективе (до 2015 года) именно развитие этой подгруппы видимо будет происходить наиболее быстрыми темпами, что обусловлено большим интересом к коммерческим гражданским проектам (вывод наноспутников, космический туризм и т.п.). Однако, при возможном уменьшении стоимости вывода на орбиту в долгосрочной перспективе (до 2020-2030 гг) наибольший интерес будет сосредоточен в области орбитальных беспилотных АКС. Стоит здесь отметить, что квазибаллистические (или одноразовые) беспилотные АКС видимо не будут создаваться как в краткосрочной (вследствие высокой стоимости решения), так и в долгосрочной (вследствие развития орбитальных АКС) перспективе, при этом задачи, традиционно возлагаемые

на данную группу ЛА будут возложены на т.н. аэробаллистические ракеты из группы авиационно-ракетных систем, установленные на орбитальные АКС.

Традиционно в группе авиационно-ракетных систем различия в основном определяются дальностью применения, и, как следствие, основной целевой задачей. Наибольший интерес представляет подгруппа ракет большой дальности, состоящая из традиционных крылатых ракет и аэробаллистических ракет и являющаяся наиболее развивающейся как в ближайшем будущем, так и в отдаленной перспективе. Основные тенденции проектирования данных ЛА связаны с созданием универсальных многорежимных ПВРД на углеводородном топливе, интегрированных в конструкцию ЛА, разработку многоспектральных средств наблюдения, обеспечивающих субметровый уровень точности привязки цели, а также алгоритмов управления, позволяющих выполнять пространственное наведение на цель. Особенности конструкции данного типа ЛА позволяют сделать вывод о смещении акцептов с традиционных крылатых ракет на аэробаллистические, при этом оптимальная скорость этих АВСЛА составляет М=5.5-6.5, оптимальная высота применения 25 - 35 км и дальность порядка 2500-4000 км. Также как и для ракет средней дальности приоритетным будет являться обеспечение универсальности применения данных средств с различных носителей (воздушных, наземных, морских).

Логическим продолжением этих проектов является использование схожих по конструкции маневрирующих боеголовок баллистических ракет. Именно с этими средствами поражения связаны надежды создания т.н. «неперехватываемого» оружия, обеспечивающего высокоточное поражение цели в условиях преодоления ПРО противника за счет высокой скорости и маневра поражающих элементов, что делает практически невозможным их перехват. Этот класс гиперзвуковых ракет (ГЗР) получил название

«полубаллистических ракет», и, видимо будет активно развиваться в долгосрочной перспективе, наряду с ГЗР большой данности.

Из приведенного выше обзора гиперзвуковых проектов и возможных перспектив развития, становится очевидно, что наиболее развиваемым направлением будет создание аэробаллистических JIA, являющихся объектом исследования данной диссертационной работы.

Выполненные на сегодняшний день широкие научно-исследовательские работы позволили решить многие проблемы в области гиперзвуковой аэродинамики, теплозащиты, материаловедения и создания прямоточных двигателей. Полученные принципиальные результаты явились основой для проектирования высокоскоростных ДА, подобные проекты завершились созданием ряда изделий. Полеты этих JIA и исследования по их созданию выявили множество проблем в области динамики и управления, без решения которых невозможно успешное целевое применение этой техники.

Наиболее известной программой развития подобных JLA является программа «Hyper-Х» (1994-н.в), развиваемая NASA, целыо которой явилось создание и испытание демонстратора ГЛА с ПВРД, работающего, так же как и Х-30 на водороде. В результате программы был создан вариант ГЛА Х-43А (Рис. В.1), использующего воздушный старт (носитель -разгонный блок ракеты Пегас). По данной программе было выполнено свыше 600 стендовых запусков, подготовлено три аппарата Х-43А. Запуск первого из них, состоявшийся летом 2001 г., окончился неудачей из-за отказа носителя, во втором пуске при комбинированном режиме работы ПВРД достигнута скорость М=7 при 10 сек включении ГПВРД, третий (16 ноября 2004 года) стал рекордным, позволив достичь скорости М=9.6 сразу в сверхзвуком режиме горения. Развитием демонстрационного проекта должен стать экспериментальный аппарат X-43D с максимальной скоростью полета до М=15 с использованием охлаждаемого ГПВРД.

Х-43А Hyper-X ^'7]

Рис. B.l. ПроектX-43 В отличие от NASA, заинтересованной в ГПВРД на водородном топливе, Министерство обороны США активно развивает программы по созданию ГЛА с ПВРД на углеводородном топливе (керосин), значительно более распространенном и более безопасном при хранении и транспортировке. Так, в 1995 году после исследовательской программы Hydrocarbon Scramjet Engine Technology (HySET) ВВС США анонсировали программу HyTech (Hypersonic Technology Program) в рамках которой должен быть создан типовой углеводородной СПВРД для различных боевых ракет и перспективных высокоскоростных самолетов. Основным исполнителем по СПВРД была компания Pratt and Whitney, проведшая в 1997-2001 году большой объем стендовых испытаний экспериментального неохлаждаемого образца СПВРД с неизменяемой геометрией проточной части, продемонстрировавших устойчивые рабочие характеристики в широком диапазоне скоростей (М=4,5-6,5). Затем в 2002-2006 гг проведены работы по усовершенствованному охлаждаемому СПВРД с изменяемой геометрией воздухозаборника, штатной системой подачи топлива через

«рубашку» охлаждения, а также автоматизированной системой управления работой установки Fadec (Full Authority Digital Engine Control). Штатный образец данного типового СПВРД планируется устанавливать на экспериментальную ракету EFSEFD (Endothermically Fueled, Scramjet Engine Flight Demonstrator - «Летный демонстратор с СПВРД на подогретом горючем»), гиперзвуковую ракету ARRMD, а также на экспериментальном аппарате Х-43С, продолжающем программу NASA «Нурег-Х».

В качестве прототипа исследуемого аэробаллистического аппарата был выбран именно этот проект. Приведем основные характеристики ЛА (ЛТХ):

• Размах крыла 1.5 м

• Длина 3.66 м

• Высота 0.6 м

• Максимальная взлетная масса 1270 кг

• Тип двигателя 1 ГПВРД

• Практический потолок 30000 м

• Максимальная скорость 7-10 М

Из приведенных характеристик и Рис.В.1 следует ряд особенностей подобных ЛА как объекта управления:

• одна из ключевых особенностей состоит в том, что любые изменения угла атаки в результате исполнения управляющих команд приводят к одновременному изменению тяги ГПВРД (вследствие интегрированной компоновки планера) и, следовательно, скоростного напора, т.е., в конечном счете, динамических свойств ЛА;

• характеристики ЛА даже без учета отмеченной выше особенности обладают существенной неопределенностью, как вследствие отсутствия соответствующего опыта проектирования, так и вследствие условий полета (гиперзвуковая скорость и большая высота маршевого участка);

• сценарий применения ЛА включает несколько принципиально отличных участков: программное выведение под действием ускорителей, маршевый участок с работающим ГПВРД и пассивный терминальный участок;

• подобные ЛА является «плохими» с точки зрения статической и динамической устойчивости, а также качества переходных процессов в угловом движении объектом управления, причем динамические свойства ЛА в угловом движении таковы, что лишь путем введения глубоких отрицательных связей по составляющим угловой скорости и нормальной перегрузки, достигнуть требуемого качества переходных процессов не удается.

К тому же, для подобных ЛА, очевидно будут предъявляться повышенные требования к точности решения задачи навигации и наведения. Помимо традиционных требований к точности доставки по координатам, для рассматриваемого типа ЛА, в силу ряда особенностей, предъявляются дополнительные требования к углам наклона и курса траектории в терминальный момент времени, т.е. задания диапазонов [®П11П,01ШХ] и

ГН* . 4х 1

I. 1Т11П' 1ШХ J •

Таким образом, очевидна актуальность и перспективность проектов направленных на устранение возникших проблем. Настоящая работа посвящена вопросам управления высокоскоростными аппаратами на конечном этапе полета в условиях ряда особенностей и специфических ограничений подробно рассмотренных далее. Сценарии применения подобных ЛА на траектории полета явно выделяют три участка, обладающих собственной спецификой: маршевый участок, участок программного разворота маневр для обеспечения синтезирования апертуры АФАР, терминальный участок. Именно этот конечный (терминальный) этап полета представляет наибольший интерес, как ключевой для обеспечения

вышеописанных терминальных ограничений, что обуславливается с л ед у ю щи м и пр и ч и н ам и:

1) Достижение требуемой терминальной точности возможно только с использованием средств наблюдения, обеспечивающих т.п. субпиксельную точность определения положения цели, что возможно только относительно па небольших удалениях - до 50-100 км от терминальной точки. Это означает, что именно терминальный участок является основным с точки зрения решения целевой задачи, а маршевый участок следует рассматривать как участок доставки ЛА в требуемую область пространства (область достижимости).

2) Решение задачи информационного обеспечения на терминальном участке представляет собой самостоятельную задачу, так как навигационные средства, используемые ЛА на маршевом участке позволяют лишь вывести ЛА в требуемую для наведения область, а для прецизионного наведения требуется наличие в составе бортовой системы многоспектральной акгивно/пассивной станции наблюдения (головки самонаведения - ГСН). Условия применения высокоскоростных ЛА практически исключает возможность использования головок самонаведения в видимом и инфракрасном спектральных диапазонах в виду высоких температур на поверхности ЛА, оставляя возможность построения системы терминального наведения только на базе комбиниров