Способ формирования управления ракет при наведении на группу маневрирующих целей



Способ формирования управления ракет при наведении на группу маневрирующих целей

 


Владельцы патента RU 2464520:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") (RU)

Изобретение относится к системам высокоточного вооружения и может быть использовано для управления ракетами при их наведении на маневрирующие воздушные цели в составе множественной группы целей. В основе распределения целей между ракетами и наведения ракет на заданные цели положен расчет будущего гипотетического промаха. Согласно заявленному решению осуществляется пуск группы противоракет (ПР) и их целераспределение по конкретным воздушным целям (ВЦ) из группы с образованием условных пар «ракета-цель». Для формирования сигнала управления определяют все возможные варианты пар «ракета-цель», вычисляют для каждой пары оптимальный будущий гипотетический момент встречи и минимаксный гипотетический промах. Рассчитывают суммарный гипотетический промах в данный момент времени. Решают задачу оптимизации суммарного гипотетического промаха и передают ракетам команду нацеливания на другие цели. Технический результат: повышение точности наведения группы ракет на группу скоростных маневрирующих целей. 1 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к системам высокоточного вооружения, а конкретно к системам наведения ракет для поражения воздушных целей. Преимущественное применение данного способа для отражения нападения группы воздушных целей.

Известно достаточно большое количество работ, описывающих способы управления ракетами при их наведении на воздушные цели (ВЦ). Основной алгоритм способов наведения противоракет (ПР) на ВЦ изложен в работах коллектива авторов, опубликованных в журнале «Техническая кибернетика» №6, стр.116, 1992 г. и №6, стр.186, 1993 г. Способ состоит в последовательности действий после обнаружения ВЦ на дальних подступах. Осуществляется непрерывное автосопровождение и выдача целеуказаний ПР для точного наведения с помощью станций РЛС. По измеренным РЛС угловым координатам и дальности ПР определяли отклонения от траектории. Осуществлялась передача на борт ПР команда управления и подрыв боевой части. Учитывая скоротечность процессов перехвата и невозможность вмешательства человека в эти процессы, а также большую требуемую точность наведения, весь процесс наведения осуществляют только с использованием ЭВМ. Этим объясняется, что большинство способов наведения ракет на ВЦ основывается на действиях, обеспечивающих с помощью ЭВМ выработку сигнала управляющего воздействия на ПР на основе анализа динамических характеристик системы наведения, с использованием численных методов и моделирования. Такие способы наведения путем формирования сигнала для управления ПР не позволяют переориентировать нацеленную на конкретную цель ракету в случае увеличения промаха при ее сближении с ВЦ.

Известен способ наведения противоракет (ПР) на отдельные ВЦ в составе целой группы целей - патент RU №2253082 (опубл. 2005 г.). Сущность этого способа в том, что измеряют дальность ПР до центра группы ВЦ, измеряют скорость сближения с ВЦ, а также угловые скорости линии визирования (ЛВ) и поперечные ускорения ПР и формируют сигналы управления с учетом значения коэффициентов, установленных для полученных измерений.

Способ не пригоден для поражения группы целей, т.к. приборы слежения будут фиксировать только единичные цели, а при множественности ВЦ упускается контроль за маневрами других целей из группы.

Способ не эффективен для поражения группы целей.

Другим способом наведения на маневрирующую цель является способ, изложенный в патенте RU №2254542 (опубл. 2005 г.), основанный на формировании сигнала наведения ПР, путем измерения поперечного ускорения ВЦ, появляющегося в момент начала маневра. Сущность способа в том, что в паре «ПР-ВЦ» измеряют расстояние между ними, текущую скорость сближения, угловые скорости ЛВ и поперечные ускорения каждого и формируют сигналы управления по соотношениям, выбранным из установленных параметров.

Тем не менее, из-за низкой чувствительности приборов слежения не всегда удается зафиксировать момент начала маневра ВЦ, что приводит к промаху. Кроме того, способ не реализуется при налете ВЦ в виде целой группы. В этом случае из-за множественности целей трудно уловить момент маневра отдельных единиц из группы целей.

По большинству признаков и характеру выполняемых действий в качестве ближайшего аналога может быть принят способ, изложенный в патенте RU №2229086 (опубл. 2004 г.). В изобретении применяется минимаксный алгоритм наведения и делается акцент, что метод особенно хорош для маневренных целей.

Способ заключается в формировании команд наведения ракеты на цель с учетом измерений для пары «ракета-цель» факторов их расположения, скоростей сближения, дальности, путем суммирования оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели для двух оценок дальности этой пары. По соотношении величин, полученных для двух оценок измеренных параметров, для управления ракетой выбирают большую по модулю из полученных команд.

Однако данный способ использует расширенную пропорциональную навигацию, а выбор управления осуществляют на основе задания программы будущего движения маневрирующей цели, которая является неизвестной, что ведет к увеличению промаха.

Целью предлагаемого способа является управление группой ракет для их наведения на ВЦ в составе множественной группы целей, а также повышение точности при их наведении на группу маневрирующих целей с возможностью, в случаях увеличения промаха, перенацеливания на ближайшую цель.

Решение поставленной задачи осуществляют путем постоянного слежения за траекториями всех воздушных целей из группы известными способами, распределением целей на условные пары «ракета-цель», определения местоположения обоих участников во всех парах и выявления будущего гипотетического промаха для каждой пары, формирования команды управления на новое распределение ВЦ между ПР (перенацеливание) на основе вычисленных гипотетических промахов для всех пар.

Достигаемый технический результат от реализации предлагаемого способа заключается в оперативном перенацеливании ПР в случае увеличения гипотетического промаха, а также в точности наведения и возможности поражения всех ВЦ, входящих в множественную группу целей.

Сущность предлагаемого способа заключается в пуске группы ракет и их наведении на группу маневрирующих целей по командам с КПУ на основе информации, получаемой в результате постоянного слежения за параметрами движения всех ракет и всех целей (любым известным способом). Образуют условные пары «ракета-цель», нацеливанием конкретной ракеты на конкретную цель. Проводят постоянное вычисление для каждой пары в дискретные моменты времени будущего гипотетического промаха в гипотетический момент времени встречи и осуществляют перераспределение целей между ракетами исходя из минимума суммы гипотетических промахов всех пар. Передают сигналы управляющих воздействий на борт ракет для их перенацеливания на новые цели в случае увеличенного гипотетического промаха. Осуществляют дальнейший постоянный контроль и формирование команд управления ракетами по результатам вычисления суммарного гипотетического промаха до достижения его оптимального значения для всех пар.

Предлагаемый способ поясняется рисунком. На фиг.1 приведен график измерения суммарного гипотетического промаха.

Способ осуществляют следующим образом. Управление противоракетами (ПР), наводимыми на воздушные цели (ВЦ), осуществляют с наземного командного пункта (КПУ). Выявление ВЦ и их наблюдение осуществляют с помощью радиолинейных средств (РЛС). Алгоритм действий для формирования сигналов управления ракет при наведении на группу маневрирующих целей в момент времени {t*} проводится в последовательности:

1. С помощью измерительных средств определяются параметры движения ПР и ВЦ;

xi, yi - координаты центра масс i-го ПР;

xöj, yöj - координаты центра масс j-той ВЦ;

Vi - скорость i-го ПР; Vöj - скорость j-ой ВЦ;

θi - угол наклона вектора скорости i-го ПР;

θöj - угол наклона вектора скорости j-ой ВЦ.

2. Для каждой пары (ПРi-ВЦj) в вертикальной плоскости вычисляются треугольные области достижимости (ТОД) ПРi и ВЦj для ряда будущих гипотетических моментов времени встречи и определяют:

- оптимальный гипотетический момент времени встречи ϑij, соответствующий минимальному расстоянию между ТОД ПРi и ТОД ВЦj;

- гипотетический промах , соответствующий наибольшему расстоянию между ТОД ПРi и ТОД ВЦj в момент времени ϑij;

- оптимальное управление ПРi - αij(t*), если после распределения целей, начиная с момента времени t*, ПРi будет наводиться на ВЦj.

3. В результате расчета гипотетических промахов для всех возможных пар (ПРi-ВЦj) формируется матрица гипотетических промахов

(i=1,…m), (j=1,…n),

и матрица оптимальных управлений

А(t*)=[αij(t*)] (i=1,…m), (j=1,…n).

4. Решается задача о минимуме суммы гипотетических промахов

где ℵij - числа, принимающие значение 1, если с момента времени t* ПРi будет наводиться на ВЦj, и 0 в противном случае. Эта задача является задачей целочисленного программирования, для которой используется венгерский метод [Романовский И.В. Алгоритмы решения экстремальных задач. М.: Наука, 1977].

В результате решения задачи на действии 4 получаем матрицу ℵ(t*)=[ℵij(t*)], состоящую из нулей и единиц.

5. На основании вычисления матрицы ℵ(t*)=[ℵij(t*)] КПУ для каждого ПРi назначает номер ВЦj, на которую ПРi будет наводиться с данного момента времени t*, если ℵij(t*)=1.

6. Из матрицы оптимальных управлений A(t*)=[αij(t*)] для i-го ПР выбирается управление αij(t*), и это управление передается на борт ПРi.

7. В течение времени от t=t* до t=t*+Δt каждый ПР идет с заданным постоянным управлением αij(t*) и переходит в новое положение, соответствующее моменту времени t=t*+Δt.

8. В момент времени t=t*+Δt вновь начинают вычислять управления всех ПР, то есть переходят к действию 1.

Прослеживание движения всех ПР и всех ВЦ во вновь образованных условных парах осуществляют постоянно, фиксируя момент времени, когда происходит увеличение гипотетического промаха и вновь проведенным расчетом и анализом матриц промахов и команд управления, осуществляют команду на перенацеливание ПР на ВЦ другой пары.

Наведение продолжается до тех пор, пока все или часть ПР поразят указанные ВЦ (расстояние между ПРi и ВЦj станет меньше радиуса поражения боевой части), или все ВЦ, которые не были поражены, прошли мимо оставшихся ПР.

Результативность способа формирования управления ракетами для поражения ВЦ из множественной группы целей поясняется следующим примером.

Рассмотрим наведение трех ПР на группу из трех ВЦ. Моделирование проводилось для гипотетических летательных аппаратов, имеющих коническую форму с углом полураствора для ВЦ 10° и 25° для ПР. Отношение mi/Si для ВЦ равно 750 кг/м2, а для ПР - 800 кг/м2. Управления ПР и ВЦ удовлетворяли ограничениям: αid=25°, nyid=30.

Моделирование проводилось при следующих начальных условиях:

t0=0, V1=V2=V3=1700 м/с; θ123=1,3; y1=y2=y3=8000 м; x1=2000 м; x2=3000 м; x3=4000 м; Vц1=Vц2=Vц3=1600 м/с; θц1ц2ц3=4,14; yц1=yц2=yц3=20000 м; xц1=7000 м; xц2=8000 м; xц3=9000 м.

Уравнения движения ПР и ВЦ интегрировались методом Рунге-Кутта четвертого порядка с постоянным шагом h=0,01 с. Управления ПР выбирались в дискретные моменты времени с шагом дискретизации Δt=h.

Для решения задачи целераспределения применялся венгерский метод.

При моделировании программы управления ВЦ задавались в следующем виде:

На фиг.1 показано изменение суммарного гипотетического промаха КПУ в процессе наведения.

Из приведенных данных, обобщенных на фиг.1 следует, что в рассматриваемом примере - уменьшается до нуля и остается равным нулю до 2с, а затем суммарный гипотетический промах начинает медленно возрастать до первого момента перераспределения (это отмечено пунктирной линией 1), после чего уменьшается и вновь возрастает до второго момента перераспределения целей (пунктир 2).

Возрастание суммарного гипотетического промаха после 2с наведения связано с уменьшением скоростных и маневренных возможностей ПР на заключительном этапе наведения.

Следует отметить, что после каждого перераспределения целей суммарный промах в течение некоторого времени уменьшается.

В результате наведения группы с использованием рассмотренного алгоритма получены следующие промахи: r12=8 м; r23=14 м; r31=11 м.

В процессе наведения данного примера было проведено два перераспределения целей. Следует отметить, что если перераспределение ВЦ не производить, то для данного примера получаются следующие промахи: r11=160 м; r22=10 м; r33=66 м.

Таким образом, предлагаемый способ формирования сигналов управления ракетами на ВЦ из множественной группы целей работоспособен. Он позволяет улучшить результаты наведения и поражения множественных целей.

Исследования заявляемого способа, проведенные с помощью имитационного моделирования, подтвердили его высокую эффективность и работоспособность. Заявляемый способ обеспечивает наведение ПР на ВЦ в составе целой группы целей. Использование способа не требует применения нового дополнительного оборудования, а проведение расчетов осуществляется по обычным методикам.

Способ формирования управления ракет при наведении на группу маневрирующих целей, заключающийся в пуске группы ракет и их наведении на группу маневрирующих целей командами с КПУ на основе информации, получаемой в результате постоянного слежения за параметрами движения всех ракет и всех целей известными способами, передачей сигналов управления на борт ракет для нацеливания конкретной ракеты на конкретную цель и образованием условных пар «ракета-цель», отличающийся тем, что сигналы управления формируют путем постоянного вычисления для каждой пары будущего гипотетического момента встречи и минимаксного гипотетического промаха в дискретные моменты времени, определяют суммарный гипотетический промах всех пар при оптимальном распределении ракет между целями и осуществляют их перераспределение с образованием новых пар для достижения минимального значения суммарного промаха.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к цифровой вычислительной технике, а именно к цифровым вычислительным системам для обработки входной информации о характеристиках боевых средств, ее преобразовании, выбора необходимой стратегии, формировании критериев противоборства с выявлением результатов боя, оценки своих потерь и нанесенного противнику ущерба, может быть использовано командным составом Вооруженных Сил в процессе его обучения и переучивания, проведения командно-штабных учений и непосредственно для планирования группового боя (ГБ).

Изобретение относится к области ракетной техники, авиационным управляемым ракетам класса «воздух-воздух». .

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами и может быть использовано для решения задач маневрирования на заданной траектории движения. .

Изобретение относится к области управления наведением летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для формирования в процессе наведения спускаемого аэробаллистического ЛА в заданную точку земной поверхности (точку цели) различных траекторий спуска заданной конфигурации.

Изобретение относится к области авиационных управляемых ракет и может использоваться для решения задачи наведения ракеты на воздушную цель и для информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения АУР.

Изобретение относится к способам целеуказания по направлению системам наведения (СН) управляемых объектов (УО) класса "воздух - поверхность". .

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет

Изобретение относится к системам управления ракетами и может быть использовано в противотанковых ракетных комплексах (ПТРК). Согласно способу производят запуск управляемой ракеты с бортовым источником излучения, с помощью телевизионной системы принимают от источника световой поток. Формируют последовательность видеокадров фоноцелевой обстановки вместе с изображением источника излучения и цели. Определяют засвеченное бортовым источником излучения пространство и координаты его центра. Определяют координаты управляемой ракеты и формируют команды управления. На каждом кадре в пределах поля зрения фотоприемника ракеты по дополнительно формируемой последовательности видеокадров или по текущей последовательности видеокадров определяют область пространства изображения цели. Вычисляют координаты центра выделенной области цели и формируют координаты ракеты относительно координат цели. Формирование команд управления осуществляют по координатам ракеты относительно координат цели. Технический результат - повышение точности системы управления за счет формирования команд управления ракеты по координатам ракеты относительно цели и исключение наводчика из процесса наведения ракеты. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх