Терминальное управление аэробаллистическим высокоскоростным ЛА тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.13.01, кандидат наук Кузнецов, Максим Николаевич

• Кузнецов, Максим Николаевич
• кандидат наук
• 2013

Оглавление диссертации кандидат наук Кузнецов, Максим Николаевич

Содержание

Содержание

Введение

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

1.1 Возможные сценарии и типы траекторий АВСЛА

1.2 Постановка задачи управления центром масс АВСЛА на терминальном участке

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

1.4 Математическая формализация задачи

1.4.1 Координатный базис

1.4.2 Расчётная математическая модель управляемого движения АВСЛА на терминальном участке полёта

1.5 Формализация целевого критерия

1.6 Принятые допущения

1.7 Подходы к решению

1.8 Выводы по главе

2. Глава Программное управление аэробаллистическим АВСЛА на терминальном участке

2.1 Дискретная схема метода динамического программирования

2.2 Методы математического программирования

2.2.1 Методика формирования оптимальных программных траекторий на терминальном участке

2.2.2 Методика формирования рациональных программных траекторий на терминальном участке

2.3 Выводы по главе

3. Глава Наведение АВСЛА на терминальном участке полета в атмосфере

3.1 Алгоритм наведения на основе компенсации отклонения от программной траектории

3.2 Модификации метода пропорционального наведения

3.3 Алгоритмы формирования рациональных обновляемых попадающих траекторий

3.3.1 Формирование обновляемых попадающих траекторий на основе классических сплайнов

3.3.2 Формирования обновляемых попадающих траекторий на основе кривых Безье

3.4 Выводы по главе

Заключение

Список использованных источников

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Терминальное управление аэробаллистическим высокоскоростным ЛА»

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 комбинированных активно-пассивных головок самонаведения различных спектральных диапазонов (см. и мм.). Основная проблема здесь заключается не только в отсутствии реально существующих образцов таких ГСН, но и отсутствии эталонов целей, методов анализа видовой обстановки, алгоритмов определения точки прицеливания. Вследствие сказанного, в процессе разработки алгоритмов наведения требуегся учесть необходимые

параметры для функционирования ГСН.

12

3) Терминальный участок, в отличие от маршевого, является пассивным, т.е. формируется только под воздействием аэродинамических управляющих сил и моментов в условиях изменяющегося скоростного напора (снижение ЛА с потерей скорости), что предполагает разработку специальных методов определения областей достижимости, заблаговременное и оперативное формирование полетных заданий с реализацией режимов перенацеливания в процессе полета, формирования попадающих траекторий с учетом ограничений на терминальную точность и ограничений на возможности управления, и реализации алгоритмов наведения в реальном масштабе времени.

Рассмотрим существующие подходы к решению задач наведения: автономное наведение, самонаведение и теленаведение.

Системы автономного наведения отличаются тем, что координаты цели определяются заранее и в процессе наведения для компенсации начальных ошибок и текущих возмущений используются только измерения абсолютных координат ЛА. В системах самонаведения относительные координаты цели измеряются головкой самонаведения непосредственно на борту. Системы самонаведения обычно делят по типу датчика головки самонаведения ракеты:

• Радиолокационные активные (на ракете расположен радар);

• Радиолокационные пассивные (ракета наводится на радиосигнал, излучаемый целью или отражающийся от цели сигнал наземного радара);

• Инфракрасный;

• Тепловизионные и телевизонные (на изображение цели);

• Лазерный (зайчик лазера на цели);

Существует масса экзотических головок самонаведения, работающих на различных физических принципах - магнитная, акустическая, электростатическая и т.п.

В системах теленаведения абсолютные или относительные координаты JIA и цели измеряются с некоторой вынесенной точки (наземной установки, борта самолёта, корабля и т. д.), по ним оценивается текущий пролёт и формируется сигнал, который передаётся через канал связи в качестве заданного управления на ДА. Методы теленаведения можно условно разделить следующим образом:

• Ручное наведение на цель (с помощью «джойстика» оператор производит управление);

• Полуавтоматическое ручное наведение (цель - удержание прицела на цели, вычислитель рассчитывает нужную траекторию для наведения ракеты);

• Автоматическое командное наведение (вычислительному устройству указывается цель, далее в автоматическом программном режиме определяются управляющие воздействия).

Принципы автономного наведения применяются в баллистических и крылатых ракетах, предназначенных для поражения заранее выбранных целей. Здесь для измерения координат используются следующие методы:

• Наведение по рельефу местности (с помощью радара или фотокамеры);

• Инерциальное наведение (с помощью инерциальных датчиков и датчиков инерциальных направлений);

• Спутниковое наведение по GPS, ГЛОНАСС и т.п.;

• Астрокоррекция;

• Радионавигация.

Также для увеличения точности и надежности наведения обычно применяется комплексирование данных вышеперечисленных систем.

Объектом исследования диссертационной работы является аэробаллистический высокоскоростной ЛА (АВСЛА) на терминальном участке полета, а предмет исследования включает разработку методов его траекторного управления в условиях неопределенностей параметров модели движения ЛА и действия неконтролируемых факторов.

В связи с вышесказанным, задача, поставленная в настоящей диссертационной работе, входит в ряд важнейших применительно к проблеме формирования облика бортовых интегрированных систем управления высокоскоростных ЛА рассмотренного класса. Данное обстоятельство позволяет считать сформулированную тему актуальной. Полученное в данной работе решение, как надеется автор, внесет посильный теоретический и практический вклад в продвижение подобных авиационных автономных систем.

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

Цель настоящего исследования заключается в разработке методов, алгоритмов и программно - математического обеспечения терминального управления движением центра масс АВСЛА, обеспечивающих требуемые характеристики терминального промаха с учетом случайных неконтролируемых факторов, при ограничениях на управление и условия подхода к терминальной точке.

1.1 Возможные сценарии и типы траекторий АВСЛА

Рассмотрим возможные типы траекторий АВСЛА, которые могут быть проиллюстрированы с помощью Рис 1.1., т.е. мы полагаем, что АВСЛА выводится на маршевый участок с помощью внешней системы (носителя) - этап №1 (кривая 05) па Рис 1.1. При этом в точке 8 — начале маршевого участка достигается высота в 13000-28000 м, а скорость АВСЛА составляет 6М. Как уже отмечалось, вопросы динамики АВСЛА и алгоритмы управления на этом участке выходят за рамки рассматриваемой задачи. Кривая БВ на Рис 1.1. соответствует маршевому участку траектории полета АВСЛА, т.е. активному участку траектории с работающим ГПВРД. Продолжительность этого участка составляет 10-20 минут, в течение которых АВСЛА поддерживает заданную скорость полета М=6-ь8 и достигает дальности полета 1000+2600 км. Также на данном участке могут предусматриваться программные маневры по рысканью (выведение на требуемый курс). В точке В (Рис 1.1) происходит выключение ДУ, после чего на траектории можно выделить участок Вй, соответствующий этапу программного разворота на терминальную точку, данный этап необходим

из-за невозможности обеспечения непрерывного наблюдения терминальной точки в течение всего терминального участка вследствие высоких температур на поверхности АВСЛА при прохождении плотных слоев атмосферы. При достижении дальности до терминальной точки, соответствующей возможности ее наблюдений с борта АВСЛА (ориентира, привязанного к терминальной точке), траектория АВСЛА будет формироваться в соответствии с используемым законом наведения (участок ОТ траектории). Как следует из представленного сценария применения АВСЛА, на траектории полета явно выделяются три участка, обладающих собственной спецификой (маршевый участок, участок программного разворота, участок наведения). Сценарий использования АВСЛА предполагает точное задание координат терминальной точки еще до пуска, что позволяет на основе изложенных выше соображений рассчитать в соответствии с информацией о располагаемом ресурсе управления на участке спуска координаты расчетной точки выключения двигателя, т.е. априорное положение терминальной точки активного участка В. Информация о координатах терминальной точки активного участка позволяет сформировать требования к траектории АВСЛА на маршевом участке По аналогии с баллистическими ракетами и ракетами-

носителями исходя из энергетических соображений траектория полета АВСЛА на этом участке должна лежать в плоскости стрельбы (Рис 1.1), образованной центром Земли и точками 5 и В (как вариант 5), и в идеальном случае представлять собой так называемую попадающую траекторию, оптимальную в смысле минимума суммарных энергетических затрат и требуемой терминальной точности выведения в точке В. Влияние неконтролируемых факторов различной природы определяет здесь наличие системы, обеспечивающей минимизацию отклонения ц.м. АВСЛА относительно плоскости стрельбы на маршевом участке полета. Работа системы угловой стабилизации должна сводиться к парированию

возмущений в боковом канале, т.е. удержанию заданного значения угла рысканья и обеспечения требуемой точности и качества переходных процессов в продольном канале (минимизации отклонений от расчетной траектории на всем участке).

Опираясь на указанное выше предположение о схожести способа применения ABCJ1A с управляемыми головными частями баллистических ракет, можно считать, что траектория полета ABCJIA на участках программного разворота и наведения на цель (III и IV на Рис 1.1) соответствует способу наведения ABCJIA на цель, близкие к тем, которые используются для наведения управляемых головных частей БР. Основное отличие ABCJIA от управляемой головной части заключается в большем значении аэродинамического качества (К>3 для ABCJIA, 0.1+0.5 у головной части). Кроме того, как уже указывалось выше, необходимо обеспечить принципиально иной уровень терминального промаха при соблюдении требований на условия подхода к цели (Рис 1.1).

Рис 1.1 Общая схема участков траектории АВСЛА

На (Рис 1.1), приведена обобщенная схема терминального участка (ОТ) траектории АВСЛА по неподвижной терминальной точке. Введены следующие обозначения:

Т - терминальная точка;

М - точка, соответствующая текущему положению ц.м. АВСЛА,

N - направление на север;

Агр - азимут падения - угол между направлением на север и проекцией требуемой линии падения АВСЛА на плоскость местного горизонта;

сИ- склонение падения - угол между требуемой линии падения АВСЛА и ее проекцией на плоскость местного горизонта;

Ь - высота над земной поверхностью;

Ь - линия горизонтальной дальности - между горизонтальной проекцией текущего положения ц.м. АВСЛА и терминальной точкой, представляет собой дугу большого круга планеты, проведенного через указанные точки;

V - вектор скорости АВСЛА;

Ах - азимут АВСЛА - угол между направлением на север и проекцией вектора скорости АВСЛА на плоскость местного горизонта.

Приведенный сценарий и введенные обозначения относятся к следующим системам координат (СК), традиционно используемым при описании движения ЛА в атмосфере:

• земная связанная (географическая) СК ОоХоУ^о, которая описывает положение ц.м. ЛА посредством понятий геодезической широты (ф), географической долготы (л) и превышения над общим земным эллипсоидом (к);

• нормальная СК (горизонтный сопровождающий трехгранник, ориентированный по сторонам света) OXgYgZg, которая применяется для решения основного уравнения инерциальной навигации;

• связанная система координат ОХУ2, используемая для определения аэродинамических сил и моментов и записи уравнений углового движения ЛА;

• траекторная система координат ОсХ^Ун^г, в которой движение ц.м. ЛА выражается в терминах высоты над земной поверхностью (И), дальности до цели (Ь), бокового отклонения (В), а также угла наклона траектории (0) и угла пути (Ц1), характеризующих ориентацию вектора полной (земной) скорости ЛА относительно осей нормальной СК.

Рассмотрим требования к системе навигации и управления АВСЛА на участке терминального наведения:

1. Высокоточное определение координат терминальной точки и собственного относительного положения на основе оценок вектора состояния ЛА, оценок неопределенностей моделей и параметров действующих возмущений;

2. Расчет потребных, для используемого метода наведения, значений перегрузок;

3. Выполнение маневра наведения и обеспечение требуемой величины конечного промаха, с учетом ограничений на условия подхода к терминальной точке и характеристик приводов.

Настоящая работа в своей основе направлена на обеспечение выполнения требований представленных в последних двух пунктах.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Кузнецов, Максим Николаевич, 2013 год

Список использованных источников

1. Под редакцией академика Федосова Е.А. Сборник докладов Юбилейной научно-технической конференции «Авиационные системы в XXI веке». Том I. Москва. Научно-информационный центр ГосНИИАС. 2006.

2. Красильщиков М.Н., Себряков Г.Г., Сыпало К.И., Веремеенко К.К. и др. Современные информационные технологии в задачах навигации и наведения беспилотных маневренных летательных аппаратов. Москва. ФИЗМАТЛИТ. 2009.

3. Красильщиков М.Н., Себряков Г.Г., Сыпало К.И., Веремеенко К.К. и др. Навигация и наведение беспилотных маневренных летательных аппаратов на основе современных информационных технологий. Москва. ФИЗМАТЛИТ. 2005.

4. The National Military Strategy of the United States of America. A Strategy for Today; A Vision for Tomorrow. Department of Defense USA. 2009.

5. Сыпало К.И., Кузнецов M.H. «Самонаведение аэробаллистического высокоскоростного беспилотного летательного аппарата на терминальном участке полета с учетом неопределенности его аэродинамических характеристик и влияния неконтролируемых факторов», «Труды МАИ» Выпуск №43, Москва, 2011

6. Сыпало К.И., Кузнецов М.Н. «Самонаведение аэробаллистического высокоскоростного беспилотного Летательного аппарата на терминальном участке полета», «Труды МАИ» Выпуск №43, Москва, 2011

7. Лебедев A.A., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. Москва. Машиностроение 1965.

8. Н.С. Гамынин, В.И. Карев, A.M. Потапов, A.M. Селиванов. Гидравлические приводы летательных аппаратов: Уч. для авиац. спец.

вузов/ Под общ. Ред. В.И. Кареева. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.; Машиностроение, 1992.-368 с.;.

9. Breivik М., Fossen T.I. Principles of Guidance-Based Path Following in 2D-3D // Proc. 44th IEEE Control and Decision Conf. Inst, of Electronic Engineers. Piscataway, NJ, 2005. P.627-634.

10. Lu Ping, Doman D. D., Schiennan J. D. Adaptive Termainal Guidance for Hypervelocity Impact in Specified Direction // J. of Guidance, Control and Dynamics. March-April, 2006. V.29. №2. P.269-278.

П.Инсаров В.В. Структурно-лингвистический алгоритм обработки изображений и распознавания образов наземных сцен в системе наведения летательного аппарата//Изв. РАН. ТиСУ. 2004. № 1.

12.ГОСТ 24728-81. Ветер. Пространственное и временное распределение характеристик. Москва. Издательство стандартов, 1982

13.The National Military Strategy of the United States of America. A Strategy for Today; A Vision for Tomorrow // Department of Defense USA. 2009

14.. Farooq A., Limebber David D. «Optimal Trajectory Regulation for Imaging Giudance» // Journal of Guidance, Control and Dynamics. July-August 2008. V.31,4. P. 1076J092.

15.Farooq A., Limebber David D. « Missile Guidance with Radar Imaging Constraints» // Journal of Guidance, Control and Dynamics. November-December 2005. V. 28, 6. P. 1157_1170.22

16. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И., Богачев А.С., Забелин И.В., Лепин В.Н., Самарин О.Ф., Сарычев В.А., Соловьев А.А., Турнецкий Л.С., Чернов B.C., Шуклин А.И. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения. Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: «Радиотехника», 2003.

17. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И., Богачев А.С., Забелин И.В., Лепин В.Н., Самарин О.Ф., Сарычев В.А., Соловьев А.А., Турнецкий Л.С., Чернов B.C., Шуклин А.И. Авиационные системы радиоуправления.

Т. 1. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа. Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: «Радиотехника», 2003.

18. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И., Богачев A.C., Забелин И.В., Лепин В.Н., Самарин О.Ф., Сарычев В.А., Соловьев A.A., Турнецкий Л.С., Чернов B.C., Шуклин А.И. Авиационные системы радиоуправления. Т. 3. Системы командного радиоуправления. Автономные и комбинированные системы наведения. Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: «Радиотехника», 2003.

19.A.A. Рамазов, Ю.Г. Сихарулидзе. «Модель сезонно-широтных вариаций плотности атмосферы Земли на высотах 0-150 км». Космические исследования, Вып. 2, 1980.

20.Аржаников Н.С., Садекова Г.С. «Аэродинамика летательных аппаратов». Высшая школа 1983

21.«Статистическая динамика и оптимизация управления летательных аппаратов» В.Т.Бобронников, М.Н.Красильщиков, Д.А. Козорез, A.A. Лебедев, В.В.Малышев, К.И.Сыпало, А.В.Федоров. Москва «Альянс» 2013.

22.ГОСТ 4401-81. «Атмосфера стандартная.» Параметры. М.:~ИПК Издательство стандартов, 1982.