Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель

Изобретение относится к области противовоздушной обороны. Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель (ГСЦ) основан на использовании зависимости статистических характеристик угловых шумов радиолокационной цели от ее линейных размеров. Сущность способа состоит в том, что значения угловых координат цели подвергаются адаптивной фильтрации методом α-β-γ сглаживания и алгоритму коррекции. Полученные таким образом значения будут соответствовать угловым координатам реальной цели из состава групповой, а не кажущемуся центру, который может находиться за пределами геометрических размеров объектов локации. Технический результат заключается в повышении точности наведения ракеты в условиях негативного воздействия угловых шумов. 4 ил.

 

Изобретение относится к системам наведения зенитных управляемых ракет (ЗУР). Рассматриваемая ЗУР относится к классу ракет средней дальности с активной радиолокационной головкой самонаведения. Для таких ракет известен способ наведения [1, стр.28], основанный на выработке команд управления пропорционально рассогласованию между положением равносигнального направления антенны пеленгационного устройства и направлением на цель. Согласно этому способу [1] антенна головки самонаведения ЗУР направлена на воздушную цель (направление на цель совпадает с равносигнальным направлением антенны), а при отклонении цели от равносигнального направления антенны, в силу собственного движения и движения ЗУР, на выходе пеленгационного устройства появляется напряжение UД(t), зависящее от величины и знака этого отклонения. Напряжение UД(t) далее фильтруется, усиливается и передается на исполнительное устройство, для выработки команд управления полетом ЗУР, при этом исполнительное устройство изменяет положение антенны так, что равносигнальное направление смещается в пространстве и исходное угловое рассогласование между ним и направлением на цель уменьшается.

К недостаткам способа следует отнести незащищенность его от негативного влияния угловых шумов цели в случае наведения на групповую сосредоточенную цель (ГСЦ). ГСЦ - это групповая цель, элементы которой находятся в одном импульсном объеме следящего пеленгатора. В случае наведения ЗУР на групповую цель, состоящую из двух и более самолетов, кажущийся центр вторичного излучения всегда находится за пределами реальных объектов локации, а при изменении ракурса групповой цели относительно точки наблюдения этот центр будет блуждать [2].

Возникновение ошибок пеленга, обусловленных протяженностью цели, приводит к тому, что вероятность вывода ЗУР в трубку промаха существенно снижается. Максимальное снижение вероятности наблюдается при дистанции 150-200 м, характерной для сомкнутых боевых порядков.

Задачей изобретения является разработка способа управления ЗУР средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на ГСЦ, адаптивного к интенсивным угловым шумам, с целью повышения точности наведения ЗУР на один из элементов ГСЦ.

Для решения задачи изобретения предлагается структура системы управления зенитной управляемой ракеты, изображенная на фиг. 1. На чертеже обозначены: 1 - устройство оценки поперечного размера цели, 2 - пороговое устройство, 3 - пеленгационное устройство с антенной, 4 - фильтр низкой частоты, 5 - цифровой α-β-γ фильтр, 6 - усилитель, 7 - исполнительное устройство. Предлагаемая структурная схема отличается от исходной, реализующей способ-прототип, наличием дополнительных элементов 1, 2 и 5, наличием связи 4-5 и 5-6, кроме того, отсутствием связи 4-6.

Сущность предлагаемого способа заключается в том, что, в отличие от известного способа [1], для повышения точности наведения зенитной управляемой ракеты на групповую сосредоточенную цель принятый антенной пеленгационного устройства сигнал от цели параллельно поступает в устройство оценки поперечного размера цели. Это устройство, оценив поперечный размер цели двухмоментным способом [3], формирует индекс слежения, пропорциональный поперечному размеру цели, и выдает его на пороговое устройство. В пороговом устройстве, в случае превышения значением индекса слежения порогового значения признака групповой цели, формируется команда на включение рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра (канал сглаживания). Напряжение UД(t), пропорциональное величине отклонения направления на цель от равно-сигнального направления антенны εл, с выхода фильтра низкой частоты поступает в рекурсивный цифровой α-β-γ фильтр (фиг.2), где аналого-цифровой преобразователь преобразует напряжение UД(t) в цифровой код, который с помощью передаточных функций α-β-γ фильтра с определенными коэффициентами обрабатывается для получения сглаженного значения текущих координат цели с компенсированной флюктуационной составляющей.

Необходимость получения оценок координат цели и параметров ее движения εл, ε . л , ε .. л , приводит к следующему виду уравнений рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра:

εи[n]=εэ[n]+αΔε[n]; εи[0]=ε0;

ε . и [ n ] = ε . э [ n ] + β T т Δ ε [ n ] ;     ε . и [ 0 ] = ε . 0 ;

ε .. и [ n ] = ε .. э [ n 1 ] + γ T т 2 Δ ε [ n ] ;    ε .. и [ 0 ] = ε .. 0 ;                                          (1)

ε э [ n ] = ε и [ n 1 ] + T т ε . и [ n 1 ] + T т 2 2 ε .. и [ n 1 ] ;

ε . э [ n ] = ε . и [ n 1 ] + T т ε .. и [ n 1 ] ,

где εи[n] - измеренное значение текущей угловой координаты линии визирования цели;

εэ[n] - экстраполированное на n-й такт значение угловой координаты линии визирования цели

Тт - тактовый период ЦВМ ЗУР;

ε .. и [ n ] - вычисленное в n-ном такте угловое ускорение линии визирования;

ε . э [ n ] - экстраполированная величина скорости вращения линии визирования;

α, β, γ - коэффициенты корректирующего устройства.

Уравнения (1) отображают работу рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра и описывают процедуру формирования измеренных значений εл, ε . л , ε .. л по имеющимся данным и вновь принятым сигналам (Δε[n]). Результаты решения уравнений (1) в виде числовых кодов выдаются потребителям на каждом такте счета. По этим же данным формируются экстраполируемые значения угловых координат линии визирования цели εэ[n+1] и скорости вращения линии визирования цели ε . э [ n + 1 ] для следующего такта вычислений:

ε э [ n + 1 ] = ε и [ n 1 ] + T т ε . и [ n 1 ] + T т 2 2 ε .. и [ n ] ;

ε . э [ n + 1 ] = ε . и [ n ] + T т ε . и [ n ] .

Уравнение рассогласования на линейном участке дискриминационной характеристики может быть представлено в виде:

Δε[n]=ε[n]-εэ[n],

Структурная схема рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра (фиг. 2) подразумевает z-преобразование выражений (1):

Δε(z)=ε(z)-εэ(z);

ε и ( z ) = z 1 ( ε и ( z ) + T т ε . ( z ) + T т 2 2 ε .. ( z ) ) + α Δ ε ( z ) ;

ε . и ( z ) = z 1 ( ε . и ( z ) + T т ε .. ( z ) ) + β T т Δ ε ( z ) ;

ε .. и ( z ) = z 1 ε .. ( z ) + γ T т 2 Δ ε ( z ) ;                                                       (2)

ε э ( z ) = z 1 ( ε и ( z ) + T т ε . ( z ) + T т 2 2 ε .. ( z ) ) ;

ε . э ( z ) = z 1 ( ε . и ( z ) + T т ε .. ( z ) ) ,

и приведение их к виду:

ε и ( z ) = z z 1 ( z 1 T т ε . и ( z ) + z 1 T т 2 2 ε .. ( z ) + α Δ ε ( z ) ) ;

ε . и ( z ) = z z 1 ( z 1 T т ε .. и ( z ) + z 1 β T т Δ ε ( z ) ) ;

ε .. и ( z ) = z z 1 γ T т 2 Δ ε ( z ) .

Из уравнений (2) получают передаточные функции замкнутой следящей системы с рекурсивным цифровым α-β-γ фильтром:

Ф ε ( z ) = ε и ( z ) ε ( z ) = α z 3 ( 2 α β 0,5 γ ) z 2 + ( α β + 0,5 γ ) z z 3 B z 2 + C z D ;

Ф ε ( z ) = ε и ( z ) ε ( z ) = β z 3 ( α 2 β ) z 2 + ( β γ ) z ) z 3 B z 2 + C z D

Ф ε ( z ) = ε и ( z ) ε ( z ) = 1 T т 2 γ z ( z 1 ) 2 z 3 B z 2 + C z D ,

где B=3-α-β-0,5γ, С=3-2α-β+0,5γ, D=1-α.

Условия устойчивости следящей системы по угловым координатам выводятся на основе анализа коэффициентов характеристического полинома:

Λ(z)=λmzmm-1zm-1+…+λ1z+λ0,

Для полинома третьей степени (m=3) условия устойчивости фильтра имеют вид [4]:

{ λ 0 + λ 1 + λ 2 + λ 3 > 0 ; λ 3 + λ 2 + λ 1 + λ 0 > 0 ; λ 3 ( λ 3 λ 1 ) λ 0 ( λ 0 λ 2 ) > 0 ; 3 ( λ 0 λ 3 ) λ 2 λ 0 > 0, }

где λ3=1, λ2=-B, λ1=С, λ0=-D

Дальнейшие вычисления дают

α + β < 4 ; 2 α + 2 β + γ < 8 ; α β + α γ 2 γ > 0. }

Помимо этого, из принципа физической реализуемости следует, что коэффициенты должны отвечать условию [4]: α>0, β≥0, γ≥0.

При определении установившейся динамической ошибки необходимо учесть, что следящая система обладает астатизмом третьего порядка, следовательно, в качестве простейшего стандартного входного воздействия D ( t ) = a . 0 6 t 3 , вызывающего установившуюся динамическую ошибку, будет приниматься воздействие, содержащее производную третьего порядка, где a . 0 = ε ... , - производная углового ускорения линии визирования цели.

После проведения z-преобразования, входное воздействие имеет вид:

D ( Z ) = a . 0 T т 3 z ( z 2 + 4 z + 1 ) 6 ( z 1 ) 4 .

Дискретная передаточная функция по ошибке описывается выражением:

W о ш ( z ) = 1 Ф D ( z ) = ( 1 α ) ( z + 1 ) 3 z 3 B z 2 + C z D .

Установившаяся динамическая ошибка принимает вид:

Δ ε д у = lim z 1 z 1 z W о ш ( z ) D ( z ) = 1 α γ a . 0 T т 3 .

Уменьшение динамической ошибки достигается путем увеличения коэффициентов α и γ, при условии, что α<1.

Флюктуационная ошибка определяется по аналогичной методике. Выражения, описывающие дисперсии ошибок измерений, имеют вид:

D ε и = β ( 2 α 2 3 α β + 2 β ) + 0,5 α γ ( 2 α + β 4 ) ( α β + 0,5 α γ γ ) ( 4 2 α β ) D ε .

Основное противоречие состоит в том, что для снижения флюктуационных ошибок следует уменьшать указанные коэффициенты α, β, γ, однако, при нарушении условий устойчивости, значения дисперсий ошибок измерения становятся бесконечно большими или отрицательными.

Оптимальные значения коэффициентов α0, β0, γ0 должны удовлетворять следующей системе уравнений [4]:

γ 0 2 1 α 0 = I 2 , β 0 = 2 ( 2 α 0 ) 4 1 α 0 , γ 0 = β 0 2 2 α 0 . }                                                          (3)

В данной системе уравнений I - индекс слежения, характеризующий интенсивность углового шума групповой цели, описываемый выражением:

I = σ ε .. a T т 2 D ц M L ц ,

где Dц - дальность до цели;

М - коэффициент, характеризующий класс цели;

Lц - оценка поперечного размера цели.

Результаты численного решения системы уравнений (3) позволяют выбрать оптимальные значения коэффициентов рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра для конкретных условий работы следящей системы (фиг. 3).

Матрица дисперсий, характеризующая погрешности работы следящей системы с фильтром, имеет вид:

D α β γ = ( α 0               β 0 T т                    γ 0 T т 2 β 0 T т     4 α 0 β 0 + γ 0 ( β 0 2 α 0 4 ) 4 T т 2 ( 1 α 0 )     β 0 ( β 0 α 0 ) 2 T т 3 ( 1 α 0 ) γ 0 T т 2          β 0 ( β 0 γ 0 ) 2 T т 3 ( 1 α 0 )                 γ 0 ( β 0 - γ 0 ) T т 4 ( 1 α 0 ) ) D ε

Диагональные элементы матрицы характеризуют дисперсии ошибок измерения угловых координат, угловой скорости вращения линии визирования цели и углового ускорения, а остальные элементы - корреляционные моменты связи. Для среднеквадратических ошибок измерений будут корректны выражения:

σ ε и = α 0 σ D ;

σ ε . и = 4 α 0 β 0 = γ 0 ( β 0 2 α 0 4 ) 4 T т 2 ( 1 α 0 ) σ D ;

σ ε .. и = γ 0 ( β 0 α 0 ) T т 4 ( 1 α 0 ) σ D ,

где σ D = D ε - среднеквадратическое значение дискретного белого шума, характеризующего возмущающее воздействие (шум наблюдения).

В канале коррекции, по данным, полученным после измерения размера ГСЦ, формируется сигнал поправки, пропорциональный размеру цели. Величина поправки на истинное положение цели выбирается равной

Δ = ± k h L ц 2 ( 1 e a r c t g ( L ц 2 r л ) ) ,

где kh=0,337 1/м, а знак поправки определяется знаком ошибки слежения координатора и положением объекта наведения относительно КЦ.

С целью проверки работоспособности предложенного способа было проведено математическое моделирование с использованием имитационной математической модели системы управления зенитной управляемой ракеты с радиолокационной головкой самонаведения [5] и математических моделей реальных воздушных целей [4]. Результаты моделирования показали, что применение данного способа позволяет повысить точность наведения зенитной управляемой ракеты при стрельбе по групповой цели на 50-60 % (фиг.4). На фиг.4 показано уменьшение величины промаха ЗУР с α-β-γ фильтром при стрельбе по ГСЦ очередью из двух ракет по первой и второй цели (а - первой ракетой, б - второй ракетой).

Таким образом, предложенный способ дал возможность получить сглаженные значения угловых координат групповой сосредоточенной цели, снизив негативное влияние угловых шумов.

Источники информации

1. Первачев С.В. Радиоавтоматика. М.: Радио и связь, 1982. 175 с.

2. Островитянов Р.В., Басалов Ф.А. Статистическая теория радиолокации протяженных целей. М., Радио и связь, 1982. - 232 с.

3. Чертков Е.В. Анализ точностных характеристик двухмоментного способа оценки геометрических размеров воздушных объектов. Деп. рукопись в ЦСИФ. М.: ЦВНИ МО РФ, сер. Б, вып. 59, 2002. - 11 с.

4. Жарков С.В. Использование адаптивных цифровых фильтров в следящих пеленгаторах зенитных комплексов. // Науч. тр. академии. Смоленск, 1996. Вып. 5. С.63-69.

5. Свидетельство об официальной регистрации программы для ЭВМ. М., ОФЭРНиО № 16972. 2011. Система управления зенитной управляемой ракеты средней дальности / Жарков С.В., Кадученко И.В.

Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель (ГСЦ), заключающийся в том, что антенна головки самонаведения зенитной управляемой ракеты направлена на групповую сосредоточенную цель (направление на цель совпадает с равносигнальным направлением антенны), а при отклонении цели от равносигнального направления антенны (в силу собственного движения и движения зенитной управляемой ракеты), на выходе пеленгационного устройства появляется напряжение UД(t), зависящее от величины и знака этого отклонения, напряжение UД(t) фильтруется, усиливается и передается на исполнительное устройство, для выработки команд управления полетом зенитной управляемой ракеты, при этом исполнительное устройство изменяет положение антенны так, что равносигнальное направление смещается в пространстве и исходное угловое рассогласование между ним и направлением на цель уменьшается,
отличающийся тем, что принятый антенной пеленгационного устройства сигнал от цели параллельно поступает в устройство оценки поперечного размера цели, где двухмоментным способом осуществляется оценка поперечного размера цели и формируется индекс слежения (пропорциональный поперечному размеру цели), индекс слежения поступает на пороговое устройство, в котором, в случае превышения значения индекса слежения порогового значения признака групповой цели, формируется команда на включение рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра (канал сглаживания), значение UД(t) после фильтра низкой частоты поступает в рекурсивный цифровой α-β-γ фильтр, где аналого-цифровой преобразователь преобразует напряжение UД(t) в цифровой код, который с помощью передаточных функций фильтра с оптимальными коэффициентами обрабатывается для получения сглаженного значения текущих координат цели с компенсированной флюктуационной составляющей, в канале коррекции, по данным, полученным после измерения размера ГСЦ, формируется сигнал поправки, пропорциональный размеру цели, полученные значения через цифро-аналоговый преобразователь подаются в исполнительное устройство для выработки команд управления зенитной управляемой ракетой и поворота антенны.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам управления движущимся объектом в случае самонаведения с использованием минимальной информации о цели. Достигаемый технический результат - возможность сближения при встречном самонаведении, когда линейная скорость цели превышает скорость объекта.

Предложен способ наведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты. В способе управление наведением на наземные объекты осуществляется одновременно в наклонной плоскости, положение которой определяется направлением земной скорости ЛА, и в вертикальной плоскости, исходя из условия обеспечения и стабилизации требуемого разрешения радиолокационных изображений наземных объектов, с использованием метода пропорционального наведения со смещением угловых скоростей линии визирования наземного объекта в обеих плоскостях управления ЛА.

Изобретение относится к системам автономной навигации летательных аппаратов (ЛА), в частности к системам навигации ЛА, включающим в свой состав бортовые радиолокационные средства, обеспечивающие приведение ЛА к наземным объектам (НО).

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автосопровождения заданного объекта визирования (ОВ), а также в системах самонаведения подвижных носителей с инерциальной измерительной системой.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым объектом визирования.

Изобретение относится к ракетам «земля-воздух» и «воздух-воздух». .

Изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации.

Изобретение относится к области авиационного вооружения, в частности к способам наведения управляемых ракет класса «воздух-воздух» с активными радиолокационными головками самонаведения для поражения целей - постановщиков активных когерентных помех, преимущественно самолетов - помехопостановщиков.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории.

Изобретение может быть использовано в системах управления и самонаведения летательных аппаратов, например ракет. Головка самонаведения содержит оптическую систему, выполненную с возможностью угловых отклонений относительно двух ортогональных осей подвеса по команде от двухосевой системы стабилизации и слежения, последовательно соединенные блок обнаружения и распознавания, блок выделения координат заданной точки цели и блок управления слежением, а также блок памяти и хранения эталонного изображения цели, задаваемого в виде предстартового полетного задания. Введены лазерный излучатель подсвета цели, плоские наклонные зеркала, спектроделитель, первый и второй узкополосные оптические фильтры, первый и второй объективы, лазерный дальномер, блок синхронизации и стробирования. Технический результат - обеспечение надежного и высокоточного функционирования в любое время суток при снижении уровней освещенности, плохой видимости в различных погодных условиях и при организованном противодействии. 2 ил.

Предлагаемое техническое решение относится к беспилотным летательным аппаратам с лазерными головками самонаведения и может быть использовано в ракетах, размещенных на внешних подвесках авиационных носителей. Захват цели лазерной головкой самонаведения беспилотного летательного аппарата производят следующим образом: подсвечивают цель световым импульсом станции подсвета, размещенной на авиационном носителе, фотоприемным устройством, размещенным в лазерной головке самонаведения беспилотного летательного аппарата фиксируют свечение атмосферы и преобразуют в электрический ток. В устройстве формирования стробирующих импульсов формируют стробирующий импульс, открывающий усилитель лазерной головки самонаведения беспилотного летательного аппарата на время ожидаемого прихода отраженного от цели сигнала. Технический результат - использование разных авиационных носителей с разными типами БПЛА без дополнительной доработки станции подсвета цели носителя. 5 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может использоваться при разработке авиационных и зенитных управляемых ракет. Предложенный способ поражения цели-постановщика когерентных помех заключается в пространственном разнесении излучателя зондирующего сигнала и приемника отраженного от цели сигнала, которое достигается путем одновременного пуска функционально связанной группы как минимум из двух ракет, передатчики которых излучают на разных частотах, а приемники воспринимают частоты передатчиков соседних ракет. Это практически исключает взаимные помехи, т.к. приемники прицельно настроены на частоту излучаемого сигнала своего передатчика и находятся вне полосы частот приемника. При этом обеспечивается высокоточное наведение ракет, которые необходимо пускать по максимально расходящимся траекториям типа «клещи». Технический результат - повышение эффективности поражения цели-постановщика когерентных помех путем пуска и наведения ракет с активными радиолокационными головками самонаведения, излучающими зондирующие сигналы на разных частотах, с приемниками, настроенными на частоту передатчиков соседних ракет. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах радиоуправления при ближнем наведении истребителя в наивыгоднейшую, упрежденную точку встречи, на групповую воздушную цель (ГВЦ) с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в бортовой радиолокационной станции истребителя за счет эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны. Технический результат - в процессе ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель (ГВЦ) в наивыгоднейшую упреждающую точку встречи создать условия для обеспечения в его бортовой радиолокационной системе (БРЛС) требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтеза апертуры (РСА). 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в системах автоматического управления реактивными снарядами. Технический результат - повышение эффективности систем самонаведения. Для этого реактивный снаряд (1) оснащен головкой (2) самонаведения с системой самонаведения на базе бесплатформенной навигационной системы, характеризующейся стадией захвата цели, в ходе которой она пытается обнаружить цель (C), и которая характеризуется направлением (3) визирования, причем указанное направление (3) визирования является фиксированным по отношению к реактивному снаряду (1) и направлено вдоль продольной оси (4) последнего, и указанный реактивный снаряд (1) дополнительно содержит средства (8) управления для осуществления автоматического управления указанным реактивным снарядом (1) таким образом, чтобы его продольная ось (4) во время полета в ходе стадии захвата головкой (2) самонаведения описывала окружность, радиус которой увеличивается во времени, пока цель (C) не будет обнаружена. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к способу и устройству для формирования траектории летательного аппарата. Для формирования траектории летательного аппарата в блок памяти передают сигналы, пропорциональные координатам, курсу и горизонтальной скорости цели, запоминают их на момент поступления, передают или вводят заданную величину промаха, сравнивают полученные сигналы, оценивают отклонения ЛА по курсу и дальности, получают поправку к текущему курсу и запоминают ее в выходном буфере, передают из буфера в систему автоматического управления курсом ЛА для отработки, обеспечивают движения ЛА по заданному радиусу вокруг цели, формируют новую траекторию при движении цели. Устройство для формирования траектории содержит коммутатор, блок памяти, два вычитающих устройства, выходной буфер, блок дальности, блок фиктивной цели, блок углового смещения, логический блок, соединенные определенным образом. Блок фиктивной цели содержит два делителя, вычислитель арксинуса, вычислитель арктангенса, устройство сравнения, умножитель, два арифметических устройства. Блок углового смещения содержит два вычислителя синуса, два умножителя, вычитающее устройство. Логический блок содержит два блока сравнения с заданной величиной, усилитель, два вычитающих устройства, пять умножителей, два делителя, два инвертора, вычислитель арктангенса, два сумматора. Обеспечивается автоматическое формирование траектории ЛА при движении цели. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к вооружению, в частности к системам огневого поражения радиоэлектронных объектов. Для поражения РЭС, функционирующих в СЧ, ВЧ и ОВЧ, на одном управляемом боеприпасе (УБП) используется два метода самонаведения: на начальных участках полета для поиска и грубого наведения на РЭС - радиосистема самонаведения; на конечном участке, после отключения наведения по РЭС, для более точного наведения - оптико-электронная система. Это позволяет существенно повысить устойчивость наведения на РЭС, увеличить дальность поражения и сократить время подготовительного периода пуска УБП. Технический результат - повышение эффективности поражения РЭС, функционирующих СЧ, ВЧ и ОВЧ диапазонах. 2 ил.

Предложен способ самонаведения движущегося объекта по информации о факте визирования цели при условии совпадения направления оси локатора с направлением вектора скорости объекта. При этом траекторию объекта формируют в виде циклически повторяющихся дугообразных отрезков, по которым объект движется с заданной (максимальной) угловой скоростью, одинаковой по модулю, но противоположной по знаку. Каждые два отрезка объединяют в цикл, который начинается и заканчивается фактом совпадения направления вектора скорости объекта с линией визирования цели, а смену знака угловой скорости внутри цикла производят по факту совпадения углов наклона относительно инерциальной системы координат линий, соединяющих объект и цель в начале цикла и в данный момент. Также предложены устройства, реализующие указанный выше способ. 4 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к системам самонаведения, в частности к антеннам с механическим сканированием зеркала антенны, и может быть использовано на подвижных объектах, например, в активных радиолокационных головках самонаведения сверхзвуковых ракет на конечном участке выхода на цель. Антенное устройство с бикардановым подвесом, выполненным в виде двух кардановых подвесов, состоящих из внешней и внутренней рамок, содержит приводы поворота внешней и внутренней рамок, расположенные на неподвижном основании, сверхвысокочастотный тракт, зеркало, закрепленное на внутренней рамке первого карданова подвеса, и подвижно и консольно установленный шток, на котором закреплена вилка, кинематически связанная с бугелем (дугой), концы которого закреплены на приводе внутренней рамки. При этом ось вращения внешней рамки второго карданова подвеса проходит параллельно плоскости основания, отличающееся тем, что внутренние и внешние рамки кардановых подвесов соединены соответственно двумя тягами, установленными симметрично оси вращения штока, закрепленного на валу внешней рамки второго карданова подвеса на внешней ее стороне и по оси симметрии внешней рамки, при этом ось привода бугеля (внутренней рамки) пересекает ось вращения внешней рамки второго карданова подвеса перпендикулярно плоскости основания, а вал вилки бугеля установлен подвижно в плоскости симметрии штока под углом к оси симметрии внешней рамки второго карданова подвеса, причем вилка выполнена с возможностью ее поворота относительно оси поперечного сечения бугеля, а на валу вилки установлена пружина кручения, один конец которой закреплен на штоке, а другой на вилке. Техническим результатом является повышение плотности компоновки антенного устройства симметрично строительной оси ракеты, улучшение балансировки и увеличение поля «зрения» подвижного зеркала антенны. 8 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления при самонаведении движущегося объекта (в дальнейшем «объект») на другой движущийся объект (в дальнейшем «цель»). Многофункциональный способ самонаведения с дискретными коррекциями траектории движущегося объекта отличается тем, что траекторию объекта формируют в виде сменяющих друг друга дуговых отрезков-полуциклов, по которым объект перемещается с постоянной по модулю, но противоположной по знаку действующей (максимально возможной) угловой скоростью. Два полуцикла объединяют в цикл, начинающийся и заканчивающийся фактом совпадения вектора линейной скорости объекта и линии визирования цели, а смену знака угловой скорости в конце начального полуцикла (то есть в середине цикла) делают по факту наступившей параллельности линий, соединяющей одномоментное нахождение объекта и цели в начальный и текущий моменты времени при условии равенства углов наклона линии максимальной чувствительности локатора и вектора линейной скорости объекта относительно инерциальной систем координат. При этом для реализации нулевого промаха проводят измерения расстояния до цели в начале и в конце каждого цикла или полуцикла траектории объекта, после чего, в текущий момент времени, производят корректирующее воздействие в виде очередного разворота с меньшей величиной угловой скорости. Технический результат данного способа заключается, при условии совпадения в момент визирования цели вектора скорости объекта и линии визирования, в следующих свойствах:- постоянный средний угол упреждения траектории объекта в случае неизменности условий сближения,- минимальный кинематический промах (при постоянстве условий сближения - нулевой),- отсутствие недопустимых перегрузок на объект в процессе самонаведения;- возможность сближения с целью на конечном участке в положениях «больше навстречу» или «больше вдогон»;- обеспечение гарантированного промаха при нештатной ситуации в положениях сближения «сверху» или «снизу»;- обход материального препятствия (преграды) в процессе самонаведения;- сближение с целью одним откорректированным дуговым отрезком с нулевым промахом в случае постоянства условий процесса самонаведения. 4 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области противовоздушной обороны. Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель основан на использовании зависимости статистических характеристик угловых шумов радиолокационной цели от ее линейных размеров. Сущность способа состоит в том, что значения угловых координат цели подвергаются адаптивной фильтрации методом α-β-γ сглаживания и алгоритму коррекции. Полученные таким образом значения будут соответствовать угловым координатам реальной цели из состава групповой, а не кажущемуся центру, который может находиться за пределами геометрических размеров объектов локации. Технический результат заключается в повышении точности наведения ракеты в условиях негативного воздействия угловых шумов. 4 ил.

Наверх