Способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах наведения, в частности в системах самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые воздушные цели (ГЗЦ). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата дополнительно измеряют и оценивают угловую скорость линии визирования ГЗЦ, поперечные ускорения ГЗЦ и наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, на основе функционального преобразования которых формируют сигнал управления ЛА. 3 ил.

 

Изобретение относится к системам наведения, в частности к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые цели (ГЗЦ).

В передовых странах ведется интенсивная разработка гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЗЛА), применение которых в военном деле позволяет получить ряд тактических преимуществ [1]:

- значительное уменьшение подлетного времени к цели, а соответственно, и уменьшение лимита времени, которым располагает противоборствующая сторона на подготовку противодействия;

- необходимость иметь ЛА аналогичного класса, способные осуществлять перехват ГЗЛА;

- невозможность эффективного применения существующих методов наведения;

- увеличение ошибок сопровождения, а также его срыв в существующих измерителях;

- ухудшение показателей обнаружения ГЗЛА радиолокационными обнаружителями [2].

Одним из направлений, позволяющих снизить влияние этих преимуществ, является разработка новых всеракурсных методов наведения на ГЗЦ, обеспечивающих их перехват в упрежденной точке встречи при полете по траектории с малой кривизной.

Известен метод наведения ЛА, основанный на использовании разновидностей методов наведения в наивыгоднейшую точку встречи с ГЗЦ, при котором параметр рассогласования ΔГВ пропорционален разности требуемого и фактического углов упреждения [1]:

ΔBН(qB-qBT), где

Здесь индексы «г» и «в» обозначают принадлежность к горизонтальной и вертикальной плоскостям;

q, qT - соответственно текущий и требуемый углы упреждения;

φ, α, γ - бортовой пеленг, угол атаки, угол крена;

Д и - дальность до цели и скорость ее изменения;

ω - угловая скорость линии визирования (УСЛВ);

ДР - баллистическая дальность полета ракеты;

KH - коэффициент усиления параметра рассогласования;

KДV - коэффициент, учитывающий расстояние до цели и скорость его изменения.

Следует отметить, что алгоритмы траекторного управления (1)-(3), использованные в качестве прототипа, получены в предположении, что цель и перехватчик движутся с постоянной скоростью, поэтому не обеспечивают высокую точность наведения на интенсивно маневрирующую ГЗЦ.

Другой метод, основанный на применении разновидностей метода пропорционального наведения, в котором параметр рассогласования определяется как:

в котором N0 - навигационная постоянная;

jГ, В - поперечные ускорения наводимого ЛА,

обеспечивает достаточно высокую конечную точность, но обладает плохой управляемостью на больших расстояниях [1], необходимых для уверенного перехвата ГЗЦ.

Технический результат, который достигается с помощью заявляемого изобретения, состоит в обеспечении всеракурсного высокоточного самонаведения ЛА на интенсивно маневрирующие ГЗЦ как на больших, так и малых расстояниях по траекториям с малой кривизной и перегрузками, не превышающими допустимое значение.

Для достижения технического результата предлагается способ, полученный на основе математического аппарата статистической теории оптимального управления [3], при котором параметр рассогласования для наводимого ЛА вычисляется по правилу:

где qφ, qω, kj - коэффициенты передачи устройства формирования параметра рассогласования, отображающие штраф за точность управления по углу, угловой скорости и за величину управляющего сигнала;

φГ, ВТ - требуемое значение бортовых пеленгов;

jЦГ, В - поперечные ускорения ГЗЦ в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Геометрические соотношения в системе «ГЗЛА - наводимый ЛА» для горизонтальной плоскости иллюстрируются фиг.1, на которой: УТВ - упрежденная точка встречи; VГЗЛА и VЛА - векторы скорости ГЗЛА и наводимого ЛА, φГ и φГТ - текущее и требуемое значение бортового пеленга соответственно

Анализ выражения (5) позволяет сделать следующие выводы.

На больших расстояниях до цели, когда Д велика и ωГ,В≈0, закон (5) вырождается в разновидность прямого метода, называемую иногда путевым методом. При неизменной скорости полета значение весового коэффициента , учитывающего влияние ошибок по углам φГ,ВТГ,В, остается неизменным. В то же время по мере уменьшения дальности Д возрастает влияние второго компонента сигнала управления. Это возрастание, обусловленное не только увеличением ωГ,В с уменьшением дальности, но и увеличением весового множителя, становится особенно значительным на малых расстояниях до цели. Следовательно, в процессе полета по мере приближения к цели в законе управления происходит перераспределение влияния ошибок управления от φГ,ВТГ, В на начальных участках в пользу ошибки по φГ, В на конечных участках траектории, обеспечивая минимизацию промаха [1]. Расчет требуемого угла упреждения φГТ=qГТ, φВТ=qBT может быть выполнен по формуле (2).

Спецификой полученных алгоритмов является учет в них маневра цели, интенсивность которого определяется величиной jЦГ, В, что дает возможность снизить систематическую ошибку наведения и повысить его точность при наведении на интенсивно маневрирующие цели. При этом учет маневра осуществляется не только путем учета оценки jЦГ, но и путем изменения веса первого слагаемого при изменении .

Сигнал управления зависит не от абсолютных значений коэффициентов штрафов qφ, qω и kj, а от их отношений qφ/kj и qω/kj, что существенно облегчает их выбор. Отношения qφ/kj и qω/kj должны быть такими, чтобы при максимально возможных значениях ошибок управления φГ,ВТГ,В для минимальных значений и Д требуемые поперечные перегрузки не превышали допустимые значения. Методика выбора отношений коэффициентов штрафов, обеспечивающих минимальную динамическую ошибку в установившемся режиме при заданной длительности переходных процессов, рассмотрена в [3].

В состав информационно-вычислительной системы наводимого ЛА, реализующей алгоритм управления (5), должны входить устройства формирования оценок дальности Д, скорости , бортовых пеленгов φГ и φB, угловых скоростей ωГ и ωB в линии визирования (ЛВ), собственных ускорений jГ и jB и ускорений цели jЦГ и jЦВ.

Сущность изобретения заключается в том, что сигнал управления в каждой плоскости формируют в виде алгебраической суммы оценок поперечных ускорений ГЗЦ и наводимого на нее ЛА и взвешенных ошибок наведения по бортовым пеленгам цели и угловым скоростям линии визирования цели. Переменные коэффициенты при первом и втором слагаемых (5) учитывают условия функционирования, определяемые значениями скорости сближения и дальности Д. Кроме того, в способе наведения (5) напрямую учитываются как маневр ГЗЦ jЦГ,В, так и маневр наведения ЛА jГ,В.

На фиг.2 представлена упрощенная схема возможного варианта системы самонаведения на ГЗЦ, реализующей предлагаемый способ, где:

1 - антенная система бортовой РЛС наводимого ЛА;

2 - приемо-передающая часть бортовой РЛС наводимого ЛА;

3 - дальномерный канал БРЛС;

4 - угломерный канал БРЛС;

5 - бортовая вычислительная система (БВС);

6 - акселерометр;

7 - система автоматического управления (САУ) наводимого ЛА;

8 - наводимый ЛА;

9 - перехватываемая ГЗЦ.

Принципы построения антенной системы, приемо-передающей части бортовой РЛС и ее дальномерного и угломерного каналов известны и подробно описаны в литературе [1, 4]. Функционирование системы наведения происходит в следующем порядке.

Передатчик 2 РЛС формирует импульсы сверхвысокой частоты, которые излучаются антенной системой 1 в пространство и после отражения от ГЗЦ 9 принимаются антенной системой, осуществляющей пространственную селекцию сигналов, после чего они селектируются по частоте и усиливаются в приемной части 2. На основании сигналов с выхода приемника в дальномерном канале 3 формируются измерения (оценки) дальности Д и скорости сближения , а в угломерном канале - измерения (оценки) бортовых пеленгов φГ, φВ, угловых скоростей линии визирования ωГ, ωB и поперечных ускорений ГЗЦ jЦВ, jЦВ, которые поступают в бортовую вычислительную систему 5, куда одновременно из акселерометра 6 поступают измерения собственных поперечных ускорений jГ, jB. На основе поступивших измерений (оценок) в БВС по закону (5) формируются параметры рассогласования ΔГ, ΔВ для горизонтальной и вертикальной плоскостей, поступающие в САУ 7 наводимого самолета 8.

Эти параметры рассогласования преобразуются в отклонения рулей, которые вызывают соответствующие пространственные перемещения наводимого ЛА 8, обеспечивающие его встречу с ГЗЦ 9 в упрежденной точке (фиг.1).

Техническим результатом изобретения является реализация возможности перехвата интенсивно маневрирующих ГЗЦ в упрежденной точке встречи по траекториям с малой кривизной с перегрузками, не превышающими допустимых значений.

Предложенный способ отличается от прототипа (1)-(3) тем, что кроме ошибок управления по углу в законе управления (5) учитываются еще ошибки по угловой скорости, минимизирующие промах, поперечные ускорения, учитывающие маневр цели и наводимого ЛА.

Фиг.3 иллюстрирует предлагаемый способ наведения ЛА на ГЗЦ в горизонтальной плоскости. Сплошной линией обозначена траектория полета гиперзвукового летательного аппарата, движущегося со скоростью 1300 м/с, пунктирной линией обозначена траектория движущегося со скоростью 300 м/с наводимого ЛА при условии Д(0), равного 300 км.

Проведенные исследования свидетельствуют о том, что этот способ обеспечивает всеракурсное наведение ЛА на гиперзвуковые цели.

ЛИТЕРАТУРА

1. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2003.

2. Канащенков А.И., Меркулов В.И., Самарин О.Ф. Облик перспективных бортовых радиолокационных систем. Возможности и ограничения. - М.: ИПРЖР, 2002.

3. Меркулов В.И., Дрогалин В.В, Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.1. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2003.

4. Канащенков А.И., Меркулов В.И., Герасимов А.А. и др. Радиолокационные системы многофункциональных самолетов. Т.1. РЛС - информационная основа боевых действий многофункциональных самолетов. Системы и алгоритмы первичной обработки радиолокационных сигналов. / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2006.

Способ самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые цели (ГЗЦ), при котором параметр рассогласования пропорционален разности требуемого и фактического углов упреждения, заключающийся в одновременном измерении и оценки значений бортовых пеленгов ГЗЦ, дальности от наводимого ЛА до ГЗЦ и скорости их сближения, при этом измеряют и оценивают угловую скорость линии визирования ГЗЦ (УСЛВ), поперечные ускорения ГЗЦ и наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, и формируют сигнал управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях по правилу:

в котором

qφ, qω - коэффициенты, определяющие точность управления ЛА по бортовому пеленгу и УСЛВ;
kj - коэффициент, определяющий максимально допустимую величину сигнала управления;
Д, - измерения дальности от наводимого ЛА до цели и скорости ее изменения;
φГ,В, ωГ,В - текущие измерения бортового пеленга и УСЛВ;
ДР - баллистическая дальность полета ракеты, используемой на наводимом ЛА;
jцг,в - поперечное ускорение ГЗЦ в горизонтальных и вертикальных плоскостях;
jг,в - поперечное ускорение наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах командного наведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты, использующих для картографирования земной поверхности бортовые радиолокационные станции (БРЛС), а в качестве средств поражения - ракеты воздух-поверхность (В-П) различного назначения.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах самонаведения летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение при разработке, изготовлении и эксплуатации самоориентирующихся гироскопических систем курсоуказания и курсокреноуказания.

Изобретение относится к области судовождения и может быть использовано в системах автоматического управления продольным движением судна. .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в различных системах локации, предназначенных для определения местоположения движущихся объектов (ДО).

Изобретение относится к способам регистрации пакетов навигационных данных, характеризующих местоположение движущегося объекта и полученных от глобальной системы навигации.

Изобретение относится к навигации транспортных средств. .

Изобретение относится к области судовождения и может быть использовано для автоматического подхода судна к причалу. .

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах определения позиции контролируемого объекта на основе использования нескольких разнесенных источников излучения

Изобретение относится к оптико-электронному приборостроению и может быть использовано в оптико-электронных приборах (ОЭП) ориентации по звездам, содержащих матричный фотоприемник с накоплением заряда

Изобретение относится к области судового приборостроения и может быть использовано для определения курса, угловой скорости поворота, местоположения носа и кормы судна относительно оси и кромок судового хода при прохождении сложных участков (изгибов) реки со свальными течениями

Изобретение относится к технике экологического контроля

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в навигационных системах, в которых инструкции по навигации приспосабливаются к предпочтениям водителя

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения углового положения морских, воздушных и наземных объектов в пространстве

Изобретение относится к управляемым гиростабилизаторам линии визирования, работающим на подвижных объектах и предназначенным для стабилизации оптического изображения

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при создании инерциальных систем управления для определения навигационных параметров ракеты-носителя и космического аппарата, выводимого на орбиту ракетой-носителем

Изобретение относится к области космического приборостроения и может найти применение в системах эфемеридно-временного обеспечения космических аппаратов (КА) спутниковой навигации ГЛОНАСС, GPS, Галилео и т.п
Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в гидрометеорологии при определении дрейфа морских ледяных полей

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах наведения, в частности в системах самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые воздушные цели

Наверх