Способ и устройство автономной радиолокационной самокоррекции промаха при встрече малоразмерного летательного аппарата с объектом на заключительном участке траектории полета

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено для решения проблемы повышения точности встречи при кратковременном взаимодействии двух летательных объектов на малых расстояниях. Достигаемый технический результат - упрощение определения текущего промаха между траекториями полета двух объектов и минимизация промаха между летательным аппаратом и объектом сближения. Указанный результат достигается тем, заявленный способ и устройство для его реализации обеспечивают самокоррекцию промаха при встрече малоразмерного летательного аппарата с объектом на заключительном участке траектории полета без применения гироскопического прибора и за счет использования упрощенной слабонаправленной антенны. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

 

Предлагаемые способ и устройство автономной радиолокационной самокоррекции промаха при встрече малоразмерного летательного аппарата (ЛА) с объектом на заключительном участке траектории полета относятся к навигационной технике и предназначены, главным образом, для решения проблемы повышения точности встречи при кратковременном взаимодействии двух летательных объектов на малых расстояниях (под "малым" расстоянием понимается дальность, соизмеримая с геометрическими размерами встречного объекта).

При сближении взаимодействующих объектов на малых расстояниях часто возникает проблема необходимости снижения между ними промаха - минимального расстояния между траекториями полета двух встречных объектов. Подобная проблема "точного" сближения объектов возникает во многих случаях, например в авиакосмической навигации на заключительных стадиях стыковки космических аппаратов; при аварийной помощи или управлении механизмом самого объекта для достижения конечной цели - приведения в рабочее состояние стыковочных устройств; при выдаче команд в систему телеметрии; при радиоуправляемом сближении ракеты и цели на заключительном участке траектории полета и т.п. Несмотря на то что точность встречи двух объектов, определяемая промахом между ними, может управляться на любом участке траектории полета летательного аппарата, проблема самокоррекции, необходимой для снижения величины промаха, возникает чаще всего при сближении летательного аппарата с объектом на заключительном участке траектории полета.

Известны способы и устройства, обеспечивающие самокоррекцию (самонаведение) летательных аппаратов, см., например:

1. Гуткин Л.С., Борисов Ю.П., Валуев А.А. и др. Радиоуправление реактивными снарядами и космическими аппаратами. Под общ. ред. Л.С. Гуткина. М.: Сов. радио. 1968.

2. Березин Л.В., Вейцель В.А., Волковский С.А. и др. Основы радиоуправления. Учебное пособие для вузов. Под редакцией В.А. Вейцеля, В.Н. Типугина. М.: Сов. радио. 1973.

3. Петров В.П., Сочивко А.А.. Управление ракетами. / М.: Военное издательство министерства обороны СССР, 1963 год, 263 с.

4. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоуправление ракетами. Сов. радио. М.: 1964, 644 с.

5. Волковский С.А., Оноприенко Е.И., Савинов В.А. Радиоустройства систем управления летательными аппаратами. М.: Машиностроение. 1972, 408 с.

6. Патент №1301041 (Англия). Устройство самонаведения. МКИ F41G.

7. Патент №2325897 (Франция). Система наведения ракет. Заявл. 24.09.75. опубл.27.05.77. МКИ F41G.

8. Патент №2292562. Устройство для измерения угла встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью. Заявка №2005106725 от 21.05.2005. Авт. Б.М. Климашов и др. (прототип).

Несмотря на то что поиск способов самокоррекции (самонаведения) малоразмерных ЛА на малых расстояниях ведется уже десятилетиями, тем не менее, до настоящего времени они не решены из-за существенных недостатков, главные из которых:

а) существующие способы самокоррекции реализуются эффектами гироскопических координаторов, обладающих повышенной инерционностью, чем ограничивается возможность их применения в условиях кратковременного управлении объектом на малых расстояниях;

б) существующие способы реализуются относительно сложными и крупногабаритными антеннами, большие размеры которых обуславливаются необходимостью формирования острой диаграммы направленности, чем исключается их применение в малоразмерных ЛА.

Предлагаемый способ самокоррекции промаха лишен этих недостатков, т.к., во-первых, отсутствует гироскопический координатор и, во-вторых, используется упрощенная слабонаправленная антенна.

Основной целью предлагаемого способа является упрощение процесса минимизации траекторного промаха на малых расстояниях.

Наиболее близким способом является способ измерения угла встречи летательного аппарата со встречным объектом путем формирования в пространстве двух постоянных дальностей (стробов дальностей), на которых при появлении объекта регистрируется значение доплеровских частот и вычисляется текущее значение угла встречи (см. патент №2292562. Устройство для измерения угла встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью. Заявка №2005106725 от 21.05.2005. Авт. Б.М. Климашов и др.) (прототип).

В качестве прототипа принято описание работы устройства для измерения угла встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью, патент №2292562.

Недостатком прототипа является невозможность оценки величины текущего промаха и его минимизации при встрече летательного аппарата с воздушным объектом на малых расстояниях.

Имеются устройства, обеспечивающие автономную радиолокационную самокоррекцию промаха, но обладающие недостатками, ограничивающими их применение при необходимости кратковременного управления ЛА при встрече с объектом на малых расстояниях.

К таким недостаткам относятся:

а) используются сложные гироскопические координаторы, чем ограничивается возможность их применения в малоразмерных ЛА;

б) применяются сложные большеразмерные антенны, размеры которых обуславливаются необходимостью формирования острой диаграммы направленности, в результате чего их применение в малоразмерных ЛА исключается.

Предлагаемое изобретение лишено этих недостатков, т.к., во-первых, отсутствует гироскопический координатор и, во-вторых, используется упрощенная слабонаправленная антенна.

Наиболее близким к изобретению устройством является устройство для измерения угла встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью, изложенное в патенте №2292562 "Устройство для измерения угла встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью. Заявка №2005106725 от 21.05.2005. Авт. Б.М. Климашов и др.) (прототип), содержащее генератор, модулятор, первый усилитель мощности, сумматор, циркулятор, приемопередающую антенну, второй усилитель мощности, смеситель, фильтр доплеровской частоты, преобразователь частоты, детектор, регистратор скорости, регистратор дальности, тактовый генератор, первый регистр, второй регистр, третий регистр, четвертый регистр, счетчик импульсов, логический элемент «И-НЕ», логический элемент «НЕ», первый вычислитель.

Недостатком прототипа является невозможность измерения текущего промаха и его минимизации при встрече летательного аппарата с объектом на малых расстояниях.

Техническим результатом реализации предлагаемого изобретения является упрощение устройства, определяющее текущий промах между траекториями полета двух объектов и минимизирующее промах между летательным аппаратом и объектом сближения.

Технический результат достигается тем, что в способе автономной радиолокационной самокоррекции промаха при встрече малоразмерного летательного аппарата с объектом на заключительном участке траектории полета выполняются операции: устанавливается слабонаправленная антенна автономного бортового радиолокатора в сторону передней полусферы летательного аппарата; излучается сложный широкополосный радиосигнал; принимается отраженный от объекта радиосигнал; регистрируется появление отраженного сигнала на первой фиксированной дальности R₁; измеряется частота Доплера F_∂1 в момент времени появления отраженного сигнала от объекта на первой фиксированной дальности R₁; регистрируется появление отраженного сигнала от объекта на второй фиксированной дальности R₂; измеряется частота Доплера F_∂2 в момент времени появления отраженного сигнала от объекта на второй фиксированной дальности R₂; определяется коэффициент пропорциональности дальностей Z как отношение выбранных постоянных величин первой R₁ и второй R₂ дальностей; определяется текущее значение угла встречи активного радиолокатора летательного аппарата с воздушной целью α_i, образующегося текущим направлением вектора скорости движения летательного аппарата $${\overline{V}}_{ла}$$ и направлением от летательного аппарата на объект по формуле:

,

где: α_i - с воздушной целью;

F_∂1 - частота Доплера на первой фиксированной дальности,

F_∂2 - частота Доплера на второй фиксированной дальности,

- коэффициент пропорциональности дальностей;

определяют величину текущего промаха h_i по формуле

;

устанавливается допустимый промах h_доп;

определяется отношение значения текущего промаха h_i, к выбранному допустимому h_доп по формуле:

;

ставится условие самокоррекции летательного аппарата:

а) при А>1 процесс самокоррекции осуществляется перемещением направления вектора скорости движения летательного аппарата $${\overline{V}}_{ла}$$ в сторону, на которой происходит увеличение доплеровской частоты, что сопровождается изменением направления полета летательного аппарата и уменьшением угла α_i;

б) при А≤1 процесс самокоррекции прекращается;

определяется направление вектора скорости движения летательного аппарата $${\overline{V}}_{ла}$$ , приводящее к уменьшением угла α_i:

а) определяется частотный коэффициент В как отношение частоты Доплера F_∂1 на первой фиксированной дальности к текущему значению частоты Доплера F_∂2 на второй фиксированной дальности по формуле:

;

б) при В<1 изменяется направление вектора скорости движения летательного аппарата в сторону, в которой величина В увеличивается,

в) при В≥1 процесс самокоррекции прекращается,

устройство для автономной радиолокационной самокоррекции промаха при встрече малоразмерного летательного аппарата с объектом на заключительном участке траектории полета содержит: генератор, модулятор, первый усилитель мощности, сумматор, циркулятор, приемопередающую антенну, второй усилитель мощности, смеситель, фильтр доплеровской частоты, преобразователь частоты, детектор, регистратор скорости, регистратор дальности, тактовый генератор, первый регистр, второй регистр, третий регистр, четвертый регистр, счетчик импульсов, логический элемент «И-НЕ», логический элемент «НЕ», первый вычислитель, причем выход генератора соединен со входами модулятора, второго усилителя мощности, смесителем, выход модулятора соединен со входом первого усилителя мощности, выход которого соединен с первым входом сумматора, второй вход которого соединен с выходом второго усилителя мощности, выход сумматора соединен со входом циркулятора, с которого сигнал поступает на приемопередающую антенну, выход циркулятора соединен с первым сигнальным входом смесителя, третий вход которого соединен с выходом первого усилителя мощности, выход смесителя соединен со входами фильтра доплеровских частот и преобразователя частоты, выход фильтра доплеровских частот соединен с сигнальным входом регистратора скорости, выход преобразователя частоты соединен со входом детектора, выход которого соединен с первым входом регистратора дальности, выход которого соединен с информационными входами первого и второго регистров, выход регистратора скорости соединен с информационными входами третьего и четвертого регистров, выход тактового генератора соединен с управляющими входами регистратора скорости, регистратора дальности и счетным входом счетчика импульсов, первый разрядный выход счетчика импульсов соединен с первым входом логического элемента «И-НЕ», с первым входом разрешения записи второго регистра и первым входом разрешения записи третьего регистра, второй разрядный выход счетчика импульсов соединен со вторым входом логического элемента «И-НЕ», с первым входом разрешения записи первого регистра и первым входом разрешения записи четвертого регистра, выход логического элемента «И-НЕ» соединен со вторыми входами разрешения чтения первого, второго, третьего и четвертого регистров, а информационные выходы первого, второго, третьего и четвертого регистров соответственно соединены с первым, вторым, третьим и четвертым входами первого вычислителя, на выходе которого сигнал пропорционален углу встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью, причем в него введены второй вычислитель, третий вычислитель, источник нормированного сигнала, компаратор, логическое устройство "И", выключатель питания бортовой сети, при этом первый вход второго вычислителя соединен с выходом первого вычислителя, а второй вход второго вычислителя соединен с выходом первого регистра, первый вход компаратора соединен с выходом второго вычислителя, а второй вход компаратора соединен с выходом источника нормированного сигнала, первый и второй входы третьего вычислителя соединены соответственно с выходами третьего и четвертого регистров, первый выход третьего вычислителя соединен со вторым входом логического устройства "И", а второй выход третьего вычислителя соединен со вторым входом выключателя питания бортовой сети, первый вход логического устройства "И" соединен с первым выходом компаратора, на первый вход выключателя питания бортовой сети подается напряжение питания устройства от бортовой сети, с выхода этого выключателя на генератор подается напряжение питания от бортовой сети, с выхода логического устройства "И" сигнал поступает на третий вход третьего вычислителя в виде обратной связи и, одновременно с этим, он поступает на элемент управления поворотом направления полета летательного аппарата.

При встрече малоразмерного ЛА с воздушным объектом на заключительном участке траектории полета (фиг.1) выполняются операции:

1. устанавливается слабонаправленная диаграмма антенны автономного бортового радиолокатора в сторону передней полусферы летательного аппарата;

2. излучается сложный широкополосный радиосигнал;

3. принимается отраженный радиосигнал от воздушного объекта;

4. регистрируется сигнал при появлении объекта на первой фиксированной дальности R₁;

5. измеряется частота Доплера F_∂1 в момент времени появления сигнала от объекта на первой фиксированной дальности R₁;

6. регистрируется сигнал при появлении объекта на второй фиксированной дальности R₂;

7. измеряется частота Доплера F_∂2 в момент времени появления сигнала от объекта на второй фиксированной дальности R₂;

8. определяется коэффициент пропорциональности дальностей Z как отношение выбранных постоянных величин первой R₁ и второй R₂ дальности;

9. определяется текущий угол встречи активного радиолокатора летательного аппарата с воздушной целью α_i по формуле:

,

где: F_∂1 - частота Доплера на первой фиксированной дальности,

F_∂2 - частота Доплера на второй фиксированной дальности,

- коэффициент пропорциональности дальностей;

10. устанавливается допустимый промах h_доп;

11. определяется текущий промах h_i по формуле:

;

12. определяется отношение значение текущего промаха h_i к выбранному допустимому h_доп по формуле:

;

13. устанавливаются условия самокоррекции летательного аппарата:

а) при А>1 процесс самокоррекции осуществляется перемещением направления вектора скорости движения летательного аппарата $${\overline{V}}_{ла}$$ в сторону, на которой происходит увеличение доплеровской частоты, что сопровождается изменением направления полета летательного аппарата и уменьшением угла α_i;

б) при A≤1 процесс самокоррекции прекращается, при неизмененном направлении полета летательного аппарата;

14. определяются направления вектора скорости движения летательного аппарата $${\overline{V}}_{ла}$$ , приводящие к уменьшением угла α_i;

а) определяется частотный коэффициент В как отношение частоты Доплера F_∂1 на первой фиксированной дальности к текущему значению частоты Доплера F_∂2 на второй фиксированной дальности по формуле:

;

б) при В<1 изменяется направление вектора скорости движения летательного аппарата в сторону, в которой величина В увеличивается,

в) при В≥1 процесс самокоррекции прекращается.

Процесс уменьшения промаха до заданной минимальной величины (самокоррекция), осуществляется изменением направления вектора скорости полета ЛА $${\overline{V}}_{ла}$$ (фиг.1), начиная от исходного направления траектории (в начале измерений), например, от направления ох₁ до последующих направления, например, ox₂,…,ox_i. Определение угла встречи α_i осуществляется бортовым радиолокатором ближнего действия со слабонаправленной антенной, направленной в сторону передней полусферы летательного аппарата.

На фиг.2 показаны: две блок-сферы 1, сформированные автономным радиолокатором 2, каждая блок-сфера имеет разрешение по дальности ΔR, антенна 3 имеет слабонаправленную диаграмму направленности. Здесь, в качестве примера, приводится взаимное положение ЛА 2, движущегося со скоростью $${\overline{V}}_{ла}$$ , и объекта 4, движущегося со скоростью V_об.

Блок-сферы характеризуются двумя фиксированными дальностями R₁ и R₂, каждая имеет разрешение по дальности ΔR. Выбор расстояния R₁ производится из выбранного условия дальности начала самокоррекции промаха (это расстояние может быть выбрано, например, в пределах 3…5 размеров объекта).

Расстояние R₂ выбирается из условий: во-первых, разность между расстояниями фиксированных блок-сфер R₁ и R₂ должна быть не меньшей максимальных геометрических размеров ожидаемых встречных объектов и, во-вторых, расстояние R₂ должно быть достаточным для проведения процесса самокоррекции промаха при ожидаемой максимальной скорости встреч с объектом.

В рассматриваемом автономном радиолокаторе используется сложный (шумоподобный) широкополосный сигнал с шириной спектра Δf, обладающий свойством однозначного измерения дальности при разрешающей способности по дальности ΔR определяемой выражением (см. Варакин Л.Е. Теория сложных сигналов. М.: Сов. радио. 1970)

.

Обнаружение объекта на фиксированных дальностях блок-сфер (в пределах элементов разрешения по дальности ΔR) происходит последовательно, сначала в первый момент времени t₁, когда объект находится на дальности R₁, а затем в следующий момент времени t₂, когда объект находится на дальности R₂, и в эти же соответствующие моменты времени на каждой дальности производится измерение частоты Доплера F_∂.

Таким образом, в первый дискретный период времени t₁ регистрируются появление объекта на первой дальности R₁ и определяется первая частота Доплера F_∂1, а во второй дискретный момент времени t₂ регистрируются появление объекта на второй дальности R₂ и определяется вторая частота Доплера F_∂2.

По полученным двум частотам Доплера и отношению постоянных значений установленных двух фиксированных дальностей определяется угол встречи ЛА с объектом по формуле (см. патент №2292562. Устройство для измерения угла встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью. Заявка №2005106725 от 21.05.2005. Авт. Б.М. Климашов и др.):

,

где: F_∂1 - первая частота Доплера, регистрируемая на первой дальности до объекта R₁,

F_∂2 - вторая частота Доплера, регистрируемая на второй дальности до объекта R₂,

- постоянный коэффициент.

При априори установленных значениях дальностей до цели R₁ и R₂ величина текущего промаха h_i определяется по формуле

Если величина текущего промаха h_i превосходит заранее установленное допустимое значение h_доп, тогда уменьшение промаха обеспечивается проведением процесса самокоррекции значения текущего промаха h_i.

Снижение величины текущего промаха h_i достигается изменением направления вектора скорости движения ЛА в сторону уменьшения угла α_i встречи ЛА и объекта (фиг.1), что сопровождается увеличением частоты Доплера (см. Коган И.М. Ближняя радиолокация (теоретические основы). М.: Сов. радио, 1973):

,

где V_ла - суммарная скорость сближения ЛА с объектом,

λ - длина волны излученного радиолокационного сигнала,

V_сбл - радиальная составляющая скорости сближения ЛА с объектом.

Снижение промаха изменением направления вектора скорости движения ЛА происходит по оценке значений частот Доплера F_∂1 и F_∂2 в два текущих момента времени t₁ и t₂ на соответствующих дальностях R₁ и R₂.

Способ автономной радиолокационной самокоррекции промаха при встрече малоразмерного летательного аппарата с объектом на заключительном участке траектории полета достигается тем, что выполняются операции:

- устанавливается слабонаправленная антенна автономного бортового радиолокатора в сторону передней полусферы летательного аппарата;

- излучается сложный широкополосный радиосигнал;

- принимается отраженный от объекта радиосигнал;

- регистрируется появление отраженного сигнала на первой фиксированной дальности R₁;

- измеряется частота Доплера F_∂1 в момент времени появления отраженного сигнала от объекта на первой фиксированной дальности R₁;

- регистрируется появление отраженного сигнала от объекта на второй фиксированной дальности R₂;

- измеряется частота Доплера F_∂2 в момент времени появления отраженного сигнала от объекта на второй фиксированной дальности R₂;

- определяется коэффициент пропорциональности дальностей Z как отношение выбранных постоянных величин первой R₁ и второй R₂ дальностей;

- определяется угол встречи активного радиолокатора летательного аппарата с воздушной целью α_i по формуле:

,

где: F_∂1 - частота Доплера на первой фиксированной дальности,

F_∂2 - частота Доплера на второй фиксированной дальности,

- коэффициент пропорциональности дальностей;

- определяется величина текущего промаха h_i по формуле

;

- устанавливается допустимый промах h_доп;

- определяется отношение значения текущего промаха h_i к выбранному допустимому h_доп по формуле:

;

- ставится условие самокоррекции летательного аппарата:

а) при А>1 процесс самокоррекции осуществляется перемещением направления вектора скорости движения летательного аппарата $${\overline{V}}_{ла}$$ в сторону, на которой происходит увеличение доплеровской частоты, что сопровождается изменением направления полета летательного аппарата уменьшением угла;

б) при А≤1 процесс самокоррекции прекращается;

определяется направление вектора скорости движения летательного аппарата $${\overline{V}}_{ла}$$ , приводящее к уменьшением угла α_i:

а) определяется частотный коэффициент В как отношение частоты Доплера F_∂1 на первой фиксированной дальности к текущему значению частоты Доплера F_∂2 на второй фиксированной дальности по формуле:

;

б) при В<1 изменяется направление вектора скорости движения летательного аппарата в сторону, в которой величина В увеличивается,

в) при В≥1 процесс самокоррекции прекращается.

На фиг.3 приведено устройство, реализующее автономную радиолокационную самокоррекцию промаха при встрече малоразмерного летательного аппарата с объектом на заключительном участке траектории полета, содержащее генератор 1, модулятор 2, первый усилитель мощности 3, сумматор 4, циркулятор 5, приемопередающую антенну 6, второй усилитель мощности 7, смеситель 8, фильтр доплеровской частоты 9, преобразователь частоты 10, детектор 11, регистратор скорости 12, регистратор дальности 13, тактовый генератор 14, первый регистр 15, второй регистр 16, третий регистр 17, четвертый регистр 18, счетчик импульсов 19, логический элемент «И-НЕ» 20, логический элемент «НЕ» 21, первый вычислитель 22, второй вычислитель 23, третий вычислитель 24, источник нормированного сигнала 25, компаратор 26, логическое устройство "И" 27, выключатель питания бортовой сети 28.

Технический результат предлагаемого изобретения достигается тем, что, что в устройство, содержащее генератор 1, модулятор 2, первый усилитель мощности 3, сумматор 4, циркулятор 5, приемопередающую антенну 6, второй усилитель мощности 7, смеситель 8, фильтр доплеровской частоты 9, преобразователь частоты 10, детектор 11, регистратор скорости 12, регистратор дальности 13, тактовый генератор 14, первый регистр 15, второй регистр 16, третий регистр 17, четвертый регистр 18, счетчик импульсов 19, логический элемент «И-НЕ» 20, логический элемент «НЕ» 21, первый вычислитель 22, причем выход генератора 1 соединен со входами модулятора 2, второго усилителя мощности 7, смесителя 8, выход модулятора 2 соединен со входом первого усилителя мощности 3, выход которого соединен с первым входом сумматора 4, второй вход которого соединен с выходом второго усилителя мощности 7, выход сумматора соединен со входом циркулятора 5, с которого сигнал поступает на приемопередающую антенну 6, выход циркулятора соединен с первым сигнальным входом смесителя 8, третий вход которого соединен с выходом первого усилителя мощности 3, выход смесителя 8 соединен со входами фильтра доплеровских частот 9 и преобразователя частоты 10, выход фильтра доплеровских частот 9 соединен с сигнальным входом регистратора скорости 12, выход преобразователя частоты 10 соединен со входом детектора 11, выход которого соединен с первым входом регистратора дальности 13, выход которого соединен с информационными входами первого 15 и второго 16 регистров, выход регистратора скорости 12 соединен информационными входами третьего 17 и четвертого 18 регистров, выход тактового генератора 14 соединен с управляющими входами регистратора скорости 12, регистратора дальности 13 и счетным входом счетчика импульсов 19, первый разрядный выход счетчика импульсов 19 соединен с первым входом логического элемента «И-НЕ» 20, с первым входом разрешения записи второго регистра 16 и первым входом разрешения записи третьего регистра 17, второй разрядный выход счетчика импульсов 19 соединен со вторым входом логического элемента «И-НЕ» 20, с первым входом разрешения записи первого регистра 15 и первым входом разрешения записи четвертого регистра 18, выход логического элемента «И-НЕ» 20 соединен со вторыми входами разрешения чтения первого 15, второго 16, третьего 17 и четвертого 18 регистров, а информационные выходы первого 15, второго 16, третьего 17 и четвертого регистров 18 соответственно соединены с первым, вторым, третьим, и четвертым входами первого вычислителя 22, на выходе которого сигнал пропорционален углу встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью, введены: второй вычислитель 23, третий вычислитель 24, источник нормированного сигнала 25, компаратор 26, логическое устройство "И" 27, выключатель питания бортовой сети 28 таким образом, что первый вход второго вычислителя 23 соединен с выходом первого вычислителя 22, а второй вход второго вычислителя 23 соединен с выходом первого регистра 15, первый вход компаратора 26 соединен с выходом второго вычислителя 23, а второй вход компаратора 26 соединен с выходом источника нормированного сигнала 25, первый и второй входы третьего вычислителя 24 соединены соответственно с выходами третьего 17 и четвертого регистров 18, а первый выход третьего вычислителя 24 соединен со вторым входом логического устройства "И" 27, а второй выход третьего вычислителя 24 соединен со вторым входом выключателя питания бортовой сети 28, первый вход логического устройства "И" 27 соединен с первым выходом компаратора 26, на третий вход выключателя питания бортовой сети 28 подается напряжение питания устройства от бортовой сети, а с выхода этого выключателя 28 на генератор 1 подается напряжение питания от бортовой сети, с выхода логического устройства "И" 27 поступает сигнал в виде обратной связи на третий вход третьего вычислителя 24 и на элемент управления поворотом направления полета летательного аппарата.

На фиг.3 представлена структурная схема предлагаемого устройства.

Предлагаемое устройство содержит: генератор 1, модулятор 2, первый усилитель мощности 3, сумматор 4, циркулятор 5, приемопередающую антенну 6, второй усилитель мощности 7, смеситель 8, фильтр доплеровской частоты 9, преобразователь частоты 10, детектор 11, регистратор скорости 12, регистратор дальности 13, тактовый генератор 14, первый регистр 15, второй регистр 16, третий регистр 17, четвертый регистр 18, счетчик импульсов 19, логический элемент «И-НЕ» 20, логический элемент «НЕ» 21, первый вычислитель 22, второй вычислитель 23, компаратор 24, источник нормированного сигнала 25, компаратор 26, логическое устройство "И" 27, выключатель питания бортовой сети 28.

Работа предлагаемого устройства заключается в следующем.

Генератор 1 формирует непрерывный сигнал, преобразовываемый в модуляторе 2 в импульсы, которые затем усиливаются в первом усилителе мощности 3 и поступают на первый вход сумматора 4, с выхода которого импульсный сигнал излучается в пространство слабонаправленной приемо-передающей антенной 6 через циркулятор 5. От генератора 1 непрерывный сигнал поступает также на второй усилитель мощности 7, с выхода которого сигнал поступает на второй вход сумматора 4, с выхода которого непрерывный сигнал так же излучается слабонаправленной приемопередающей антенной 6 через циркулятор 5.

Отраженный от объекта сигнал поступает через приемопередающую антенну 6 и циркулятор 5 на смеситель 8, имеющий два гетеродинных входа: на вход 2 смесителя 8 сигнал поступает с выхода генератора 1, а на вход 3 смесителя 8 сигнал поступает с выхода усилителя мощности 3, на сигнальный вход 1 смесителя 8 сигнал поступает с выхода циркулятора 5.

С выхода смесителя 8 сигнал поступает на фильтр доплеровских частот 9, откуда он поступает на информационный вход регистратора скорости 12, с выхода которого сигнал, пропорциональный частоте Доплера F_∂, поступает на информационные входы третьего регистра 17 и четвертого регистра 18. При измерениях, в первый дискретный момент времени t₁, определяемый тактовым генератором 14, информационный сигнал о первой текущей частоте Доплера F_∂1 появляется только на выходе третьего регистра 17, а затем, во второй момент времени, определяемый тем же тактовым генератором 14, информационный сигнал о второй текущей частоте Доплера F_∂2 появляется только на выходе четвертого регистра 18. С выхода смесителя 8 сигнал поступает также на преобразователь частоты 10, откуда преобразованный сигнал через детектор 11 поступает на информационный вход регистратора дальности 13, с выхода которого сигнал, пропорциональный дальности R, поступает на информационный вход первого регистра 15 и информационный вход второго регистра 16.

При измерениях, в первый дискретный момент времени t₁, определяемый тактовым генератором 14, информационный сигнал о первой текущей дальности до наблюдаемого объекта R₁ появляется только на выходе первого регистра 15, а затем, во второй момент времени t₂, определяемый тем же тактовым генератором 14, информационный сигнал о второй текущей дальности до наблюдаемого объекта R₂ появляется только на выходе четвертого регистра 18. Одновременное измерение в дискретные моменты времени частот Доплера и дальностей соответственно F_∂1, R₁ и F_∂2, R₂ осуществляется тем, что с тактового генератора 14 дискретный сигнал поступает на управляющие входы регистратора скорости 12, регистратора дальности 13 и первый счетный вход счетчика импульсов 19. Затем сигнал с первого разрядного выхода счетчика импульсов 19 поступает на первый вход разрешения записи второго регистра 16 и на первый вход разрешения записи третьего регистра 17. Сигнал со второго разрядного выхода счетчика импульсов 19 поступает на первый вход разрешения записи первого регистра 15 и на первый вход разрешения записи четвертого регистра 18. Сигнал с первого разрядного выхода счетчика импульсов 19 поступает на первый вход логического элемента «И-НЕ» 20, а сигнал со второго разрядного выхода счетчика импульсов 19 поступает на второй вход логического элемента «И-НЕ» 20. С выхода логического элемента «И-НЕ» 20 сигнал поступает на вход логического элемента «НЕ» 21 и вторые входы разрешения чтения первого регистра 15, второго регистра 16, третьего регистра 17 и четвертого регистра 18. Выход логического элемента «НЕ» 21 соединен с входом сброса счетчика импульсов 19. Информационные выходы первого регистра 15, второго регистра 16, третьего регистра 17, четвертого регистра 18 соответственно соединены с первым, вторым, третьим и четвертым входами вычислителя 22, на выходе которого сигнал пропорционален углу встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью.

На первый сигнальный вход второго вычислителя 23 поступает сигнал соответствующий текущему углу встречи активного радиолокатора с объектом α_i, а на его второй вход поступает сигнал с выхода первого регистра 15, соответствующий дальности R₁, а на выходе вычислителя 23 будет сигнал, пропорциональный промаху встречи ЛА с объектом h_i, численно определяемый выражением h_i=R₁·sin α_i и поступающий на первый вход компаратора 26, на второй вход которого поступает сигнал, пропорциональный величине допустимого траекторного промаха h_доп, в виде установленного напряжения источника опорного напряжения 25. На первом выходе компаратора 26 сигнал будет только при условии превышения текущего значения промаха h_i над допустимой величиной h_доп, так что , который поступает на первый вход логического устройства "И" 27, на второй вход которого поступает сигнал с первого выхода третьего вычислителя 24 при выполнении условия отношения частот Доплера F_∂1 и F_∂2, поступающих, соответственно, на его первый и второй входы .

С выхода логического устройства "И" 27 при условии и сигнал в виде обратной связи поступает на третий вход третьего вычислителя 24 и, одновременно - на элемент управления поворотом направления полета ЛА.

На втором выходе компаратора 26 сигнал будет только тогда, когда значения текущего промаха не превышают допустимых отклонений, т.е. , который поступает на первый вход выключателя источника питания устройства 28.

На третий вход выключателя источника питания устройства 28 поступает напряжение питания устройства от бортсети, а на его второй вход поступает сигнал от второго выхода третьего вычислителя 24 при превышении частот Доплера, измеренных на первой дальности R₁, над частотами Доплера, измеренных на второй дальности R₂, так что выполняется условие .

Появление на первом входе выключателя источника питания устройства 28 сигнала, пропорционального условию А≤1, и на его втором входе сигнала, пропорционального условию В≥1, соответствует условию, при котором промах траектории ЛА относительно объекта не превышает допустимого значения и при этом процесс самокоррекции прекращается отключением устройства от бортовой сети ЛА.

Как показала практика, реализация предлагаемого устройства не имеет принципиальных затруднений, в том числе и в микроэлектронном исполнении, т.к. в нем используются элементы, широко используемые в современной радиоэлектронной технике.

1. Способ автономной радиолокационной самокоррекции промаха при встрече малоразмерного летательного аппарата с объектом на заключительном участке траектории полета достигается тем, что устанавливают слабонаправленную антенну автономного бортового радиолокатора в сторону передней полусферы летательного аппарата; излучают сложный широкополосный радиосигнал; принимают отраженный от объекта радиосигнал; регистрируют появление отраженного сигнала на первой фиксированной дальности R₁; измеряют частоту Доплера F_∂1 в момент времени появления отраженного сигнала от объекта на первой фиксированной дальности R₁; регистрируют появление отраженного сигнала от объекта на второй фиксированной дальности R₂; измеряют частоту Доплера F_∂2 в момент времени появления отраженного сигнала от объекта на второй фиксированной дальности R₂; определяют коэффициент пропорциональности дальностей Z как отношение выбранных постоянных величин первой R₁ и второй R₂ дальностей; определяют угол встречи активного радиолокатора летательного аппарата с воздушной целью α_i, образованный текущим направлением вектора скорости движения летательного аппарата $${\overline{V}}_{ла}$$ и направлением от летательного аппарата на объект по формуле:

где: F_∂1 - частота Доплера на первой фиксированной дальности,
F_∂2 - частота Доплера на второй фиксированной дальности,
- коэффициент пропорциональности дальностей;
отличающийся тем, что определяют величину текущего промаха h_i по формуле

устанавливают допустимый промах h_доп;
определяют отношение значения текущего промаха h_i к выбранному допустимому h_доп по формуле:

ставится условие самокоррекции летательного аппарата:
а) при А>1 процесс самокоррекции осуществляют перемещением направления вектора скорости движения летательного аппарата $${\overline{V}}_{ла}$$ в сторону, на которой происходит увеличение доплеровской частоты, что сопровождается изменением направления полета летательного аппарата и уменьшением угла α_i;
б) при A≤1 процесс самокоррекции прекращается;
определяют направление вектора скорости движения летательного аппарата $${\overline{V}}_{ла}$$ , приводящее к уменьшению угла α_i:
а) определяют частотный коэффициент В как отношение частоты Доплера F_∂1 на первой фиксированной дальности к текущему значению частоты Доплера F_∂2 на второй фиксированной дальности по формуле:

б) при В<1 изменяется направление вектора скорости движения летательного аппарата в сторону, в которой величина В увеличивается,
в) при В≥1 процесс самокоррекции прекращается.

2. Устройство автономной радиолокационной самокоррекции промаха при встрече малоразмерного летательного аппарата с объектом на заключительном участке траектории полета, содержащее генератор, модулятор, первый усилитель мощности, сумматор, циркулятор, приемо-передающую антенну, второй усилитель мощности, смеситель, фильтр доплеровской частоты, преобразователь частоты, детектор, регистратор скорости, регистратор дальности, тактовый генератор, первый регистр, второй регистр, третий регистр, четвертый регистр, счетчик импульсов, логический элемент «И-НЕ», логический элемент «НЕ», первый вычислитель, причем выход генератора соединен с входами модулятора, второго усилителя мощности, смесителя; выход модулятора соединен с входом первого усилителя мощности, выход которого соединен с первым входом сумматора, второй вход которого соединен с выходом второго усилителя мощности, выход сумматора соединен с входом циркулятора, с которого сигнал поступает на приемо-передающую антенну, выход циркулятора соединен с первым сигнальным входом смесителя, третий вход которого соединен с выходом первого усилителя мощности, выход смесителя соединен с входами фильтра доплеровских частот и преобразователя частоты, выход фильтра доплеровских частот соединен с сигнальным входом регистратора скорости, выход преобразователя частоты соединен с входом детектора, выход которого соединен с первым входом регистратора дальности, выход которого соединен с информационными входами первого и второго регистров, выход регистратора скорости соединен с информационными входами третьего и четвертого регистров, выход тактового генератора соединен с управляющими входами регистратора скорости, регистратора дальности и счетным входом счетчика импульсов, первый разрядный выход счетчика импульсов соединен с первым входом логического элемента «И-НЕ», с первым входом разрешения записи второго регистра и первым входом разрешения записи третьего регистра, второй разрядный выход счетчика импульсов соединен с вторым входом логического элемента «И-НЕ», с первым входом разрешения записи первого регистра и первым входом разрешения записи четвертого регистра, выход логического элемента «И-НЕ» соединен с вторыми входами разрешения чтения первого, второго, третьего и четвертого регистров, а информационные выходы первого, второго, третьего и четвертого регистров соответственно соединены с первым, вторым, третьим и четвертым входами первого вычислителя, на выходе которого сигнал пропорционален углу встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью, отличающееся тем, что в него введены второй вычислитель, третий вычислитель, источник нормированного сигнала, компаратор, логическое устройство "И", выключатель питания бортовой сети, при этом первый вход второго вычислителя соединен с выходом первого вычислителя, а второй вход второго вычислителя соединен с выходом первого регистра, выходной сигнал второго вычислителя, определяемый дальностью и текущим значением угла встречи активного радиолокатора с сосредоточенной воздушной целью, поступает на первый вход компаратора, второй вход которого соединен с выходом источника нормированного сигнала, а второй выход компаратора соединен с первым входом выключателя питания бортовой сети, выходы третьего и четвертого регистров соединены соответственно с первым и вторым входами третьего вычислителя, которым формируется сигнал, пропорциональный относительным скоростям встречи активного радиолокатора с целью на двух фиксированных дальностях, первый выход третьего вычислителя соединен с вторым входом логического устройства "И", а второй выход третьего вычислителя соединен с вторым входом выключателя питания бортовой сети, первый вход логического устройства "И" соединен с первым выходом компаратора, на третий вход выключателя питания бортовой сети подается напряжение питания устройства от бортовой сети, с выхода этого выключателя подается напряжение питания от бортовой сети на генератор, с выхода логического устройства "И" сигнал поступает на третий вход третьего вычислителя в виде обратной связи и, одновременно с этим, он поступает на элемент управления поворотом направления полета летательного аппарата.