Универсальный способ наведения самолетов на наземные цели

 

Изобретение относится к системам наведения, в частности к системам самонаведения самолетов на наземные цели. Сущность изобретения заключается в том, что требуемые значения бортового пеленга и угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости определяют по определенным соотношениям в зависимости от режима работы бортовой радиолокационной системы (БРЛС) от момента обнаружения цели до применения средств поражения. Сигнал управления в горизонтальной плоскости формируют в виде алгебраической суммы значения поперечного ускорения наводимого самолета и взвешенных на соответствующие коэффициенты усиления значений ошибок наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости по приведенному в формуле изобретения закону. Реализация изобретения позволяет использовать один закон управления самолетом, обеспечивающий вывод самолета в точку, расположенную на заданной дальности, под заданным бортовым пеленгом и с требуемым значением угловой скорости линии визирования цели, что позволяет применять разнообразные средства поражения при любом режиме работы БРЛС. Кроме того, обеспечивается требуемая линейная разрешающая способность, точность наведения, экономичность и хорошее сопряжение различных режимов работы БРЛС. 14 ил.

Текст описания в факсимильном виде (см. чертежи) Тж

Формула изобретения

Универсальный способ наведения самолетов на наземные цели, заключающийся в том, что одновременно измеряют значения бортового пеленга наземной цели, угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости, дальности от наводимого самолета до наземной цели и скорости их сближения, путевой скорости и угла сноса наводимого самолета, а также поперечного ускорения наводимого самолета в горизонтальной плоскости, потом определяют требуемые значения бортового пеленга и угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости, отличающийся тем, что требуемые значения бортового пеленга и угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости определяют по нижеприведенным соотношениям в зависимости от режима работы бортовой радиолокационной системы (БРЛС) от момента обнаружения цели до применения средств поражения, и формируют сигнал управления в горизонтальной плоскости в виде алгебраической суммы значения поперечного ускорения наводимого самолета и взвешенных на соответствующие коэффициенты усиления значений ошибок наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости по закону в котором Δ_г - сигнал управления самолетом в горизонтальной плоскости; q_ϕг, q_ωг - коэффициенты, определяющие точность наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости; k_jг - коэффициент, определяющий экономичность наведения в горизонтальной плоскости; Д - значение дальности от наводимого самолета до наземной цели; V_СБ - значение скорости сближения наводимого самолета с наземной целью; j_Г - значение поперечного ускорения наводимого самолета в горизонтальной плоскости; ϕ_г - значение бортового пеленга цели в горизонтальной плоскости;
ω_г - значение угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости;
ϕ_гт - требуемые значения бортового пеленга цели в горизонтальной плоскости, зависящие от режимов работы БРЛС;
ω_гт - требуемые значения угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости, зависящие от режимов работы БРЛС и типа применяемого средства поражения, причем в режиме обычного луча (ОЛ) требуемые значения бортового пеленга и угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости при выводе самолета на цель определяют как
ϕ_гт = ϕ_сн, ω_гт = 0,
а при выводе самолета в точку переключения бортовой радиолокационной системы (БРЛС) в режим доплеровского "обужения" луча (ДОЛ), либо фокусированного синтезирования апертуры (ФСА) антенны - как

далее в режиме ДОЛ (ФСА) при выводе самолета на цель - как

при выводе самолета в точку захвата цели радиолокационной головкой самонаведения (РГС) ракеты, функционирующей в режиме ДОЛ (ФСА), - как


а при дальнейшем полете самолета от момента захвата цели РГС, функционирующей в режиме ДОЛ (ФСА), до момента пуска ракеты - как


где ϕ_cн - угол сноса наводимого самолета за счет ветра;
Д - значение дальности от наводимого самолета до наземной цели;
V - значение путевой скорости наводимого самолета;
Д_з и ϕ_з - значения дальности до цели и бортового пеленга цели в горизонтальной плоскости на момент вывода самолета в точку перехода БРЛС в режим ДОЛ (ФСА);
λ - длина волны БРЛС;
λ_p - длина волны РГС;
ΔF - полоса пропускания доплеровского фильтра БРЛС:
ΔF_p - полоса пропускания доплеровского фильтра РГС;
Δl_т - требуемое значение линейного разрешения по углу в горизонтальной плоскости БРЛС;
Δl_тр - требуемое значение линейного разрешения по углу в горизонтальной плоскости РГС.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15, Рисунок 16, Рисунок 17, Рисунок 18, Рисунок 19, Рисунок 20, Рисунок 21, Рисунок 22, Рисунок 23, Рисунок 24, Рисунок 25, Рисунок 26, Рисунок 27, Рисунок 28, Рисунок 29, Рисунок 30, Рисунок 31, Рисунок 32, Рисунок 33, Рисунок 34, Рисунок 35, Рисунок 36, Рисунок 37, Рисунок 38, Рисунок 39, Рисунок 40, Рисунок 41, Рисунок 42, Рисунок 43, Рисунок 44, Рисунок 45, Рисунок 46, Рисунок 47, Рисунок 48