Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель



Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель

 


Владельцы патента RU 2593911:

Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации (RU)

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 радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах радиоуправления (РЭУ) 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 (БРЛС) истребителя за счет эффекта радиолокационного синтезирования апертуры (РСА) антенны.

Известен способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на одиночную воздушную цель, в соответствии с которым параметр рассогласования Δχг в горизонтальной плоскости определяется, как

где

χг и χгт - соответственно фактический и требуемый углы упреждения продольного полета истребителя в горизонтальной плоскости;

ψи и ψит - соответственно фактический и требуемый курсы полета истребителя;

εг - угол пеленга цели в горизонтальной плоскости [1].

Недостатком данного способа формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи является невозможность обеспечить такое наведение истребителя на групповую воздушную цель, при котором создавались бы дополнительное условие для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС истребителя при его наведении на ГВЦ.

Известен способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, заключающийся в формировании сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости Δг с дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, до дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с целью, в соответствии с выражением

где

к1 - коэффициент пропорциональности;

φг - текущее значение наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости;

Д - дальность до групповой воздушной цели;

ωг - угловая скорость вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости;

Vсбл - скорость сближения истребителя с групповой воздушной целью;

Vp и tp - соответственно скорость и время полета ракеты [2].

Недостатком данного способа формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости является невозможность с его помощью обеспечить такое ближнее наведения истребителя на групповую воздушную цель в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества при полете истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, при котором дополнительно создавалось бы условие и для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС истребителя на основе эффекта PC А антенны.

Цель изобретения - в процессе ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, дополнительно создать условие для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны.

Указанная цель достигается тем, что в способе формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель, заключающемся в том, что с дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, до дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с целью, формируется сигнал управления истребителем в соответствии с выражением (4), а с дальности захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск ракеты, сигнал Δ Г * управления истребителем формируется в соответствии выражением

где

kΔφ - динамический коэффициент усиления;

w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета истребителя;

k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления

φтр - требуемый угол отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель»;

ΔL - требуемое линейное разрешение целей в группе;

Vгвц и Vи - соответственно продольные составляющие скоростей полета групповой воздушной цели и истребителя;

q - угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета групповой воздушной цели;

λ и Δf - соответственно рабочая длина волны бортовой радиолокационной станции истребителя и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в измерителе скорости бортовой радиолокационной станции.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:

1. Формирование в соответствии с выражениям (6), (7) и (8) сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении с дальности захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества для обеспечения в его БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны.

2. Последовательное использование двух способов формирования сигналов управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества с дополнительным созданием условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе, определяемого выражением (6), и в дальнейшем, при ближнем наведении истребителя также в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, определяемого выражением (4).

Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных способах не обнаружены.

Применение новых признаков позволит сформировать такой сигнал управления истребителем, который, во-первых, в процессе ближнего наведения истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости на ГВЦ в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, дополнительно создаст условие для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны и, во-вторых, обеспечит наведение истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи для успешного пуска ракеты по назначенной для поражения цели из состава их группы.

На рис. 1 приведена динамическая структурная схема РЭСУ истребителем при его ближнем наведении в горизонтальной плоскости, поясняющая предлагаемый способ формирования сигнала управления истребителем во взаимодействии с известным [2] (страница 343, рисунок 15.5 - элементы РЭСУ: кинематическое звено, формула (15.27) на странице 341; угломер; формирователь сигнала управления истребителем Δг, формула (4) описания изобретения); формирователь сигнала Δр траекторного управления по крену, формула (15.30) на странице 342); система автоматического управления (САУ); объект управления (истребитель) с их связями), куда дополнительно введены вычислитель требуемого угла отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» (формула (8) описания изобретения), коммутатор, формирователь сигнала управления истребителем (формула (6) описания изобретения) с их связями.

На рисунке 2 представлена геометрия взаимного перемещения истребителя и групповой воздушной цели, состоящей из двух целей Ц1 и Ц2.

На рисунках 3 и 4 представлены результаты моделирования РЭСУ истребителем с предлагаемым способом формирования сигнала управления.

Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в составе контура РЭСУ реализуется следующим образом (рисунок 1).

С помощью кинематического звена 1 (рисунок 1) осуществляется связь фазовых координат собственного полета истребителя (поперечного ускорения Jг и курса Ψ истребителя) и ГВЦ (поперечного ускорения Jгвц) в горизонтальной плоскости. В результате на входы угломера 2 поступают значения угла εг пеленга ГВЦ и текущего значения наивыгоднейшего угла φг упреждения в горизонтальной плоскости (рисунок 2). В вычислителе 3 (рисунок 1) на основе поступающих на его входы значений дальности Дз захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, скорости сближения Vcбл истребителя с ГВЦ, радиальной составляющей скорости Vи полета истребителя, (рисунок 2) значения требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе и угла q между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета ГВЦ, в соответствии с выражением (8) вычисляется требуемый угол φтр между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета истребителя, который (угол φтр) необходимо постоянно поддерживать в процессе его ближнего наведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на ГВЦ по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при его полете для дополнительного создания условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. Значение этого угла φтр поступает (рисунок 1) на вход формирователя 4 сигнала управления истребителем, куда также поступают значения угла φг, скорости сближения Vcбл истребителя с ГВЦ и отношение весовых коэффициентов w/k. В результате на выходе формирователя 4 в соответствии с выражением (6) формируется сигнал управления истребителем в горизонтальной плоскости, который поступает на вход коммутатора 5, куда дополнительно поступают значения (рисунок 2) дальности Дпр, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты по назначенной для атаки цели из состава группы, дальности Дз, дальности окончания ближнего наведения Дон (дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с назначенной для атаки целью из состава группы), (рисунок 1) сигнал управления Δг истребителем в горизонтальной плоскости, формируемый на выходе формирователя 6 сигнала управления истребителем в соответствии с выражением (4) на основе поступающих на его входы сигналов φг, угловой скорости ωг вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости, дальности Дпр и скорости сближения Vcбл. На выходе коммутатора 5 первоначально, при выполнении условия Дзпр, формируется сигнал управления истребителем в горизонтальной плоскости, который поступает на вход формирователя 7 сигнала траекторного управления истребителем по крену, куда также поступает текущее значение крена истребителя с выхода динамического звена 8, описывающего объект управления (истребитель). В результате на выходе формирователя 7 формируется сигнал Δр траекторного управления истребителем в горизонтальной плоскости ([2], страница 342, формула (15.30) для обеспечения его ближнего наведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на ГВЦ по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества с дополнительным созданием условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. На основе сигнала Δр в САУ 9 вырабатывается сигнал δэ управления элеронами истребителя 8 для его управления в горизонтальной плоскости. Собственное поперечное ускорение Jг и курс Ψ истребителя с выхода динамического звена, описывающего истребитель 8, поступают на входы кинематического звена 1, замыкая тем самым контур ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи с дополнительным созданием условия для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. Для обеспечения устойчивости и управляемости работы РЭСУ истребителем в САУ 9 вводится корректирующий сигнал ωх.

При достижении истребителем (рисунок 2) дальности пуска ракеты (Дзпр) на выходе коммутатора 5 (рисунок 1) будет сформирован сигнал управления истребителем Δг (выражение (4), в результате чего на выходе формирователя 7 будет сформирован сигнал траекторного управления истребителем по крену в горизонтальной плоскости, переводящий его в режим ближнего наведения только в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи.

При достижении истребителем дальности (рисунок 2), при достижении которой произойдет встреча пущенной с его борта ракеты с назначенной для атаки целью из состав группы (выполнении условия Дзон), на выходе коммутатора 5 (рисунок 2) не будет формироваться ни один из двух сигналов управления Δг или что приведет к размыканию контура ближнего наведения истребителя и выходу его из процесса ближнего наведения (выходу из атаки).

С целью оценки работоспособности предлагаемого способа формирования сигнала управления истребителем было проведено его моделирование в составе динамической структурной схемы РЭСУ истребителем в горизонтальной плоскости. При моделировании были приняты следующие исходные данные (рисунок 2):

количество целей в группе - 2;

требуемое линейное разрешение целей в группе ΔL=150 м;

начальная дальность до ГВЦ Д(0)=250 км;

радиальная составляющая скорости полета ГВЦ Vгвц=300 м/с;

радиальная составляющая скорости полета истребителя Vи=300 м/с;

начальный угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета ГВЦ q (0)=0 град.; рабочая длина волны БРЛС истребителя λ=3 см;

ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения истребителя с ГВЦ Δf=10 Гц;

отношение коэффициентов штрафа -

В результате моделирования установлено, что к 15-й секунде ближнего наведения истребителя (рисунок 3) с помощью РЭСУ с введенным в нее способом формирования сигнала управления истребителем полностью отрабатывается требуемый угол φтр отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель», при этом обеспечивается (рисунок 4) требуемое линейное разрешение целей в группе ΔL=150 м.

Таким образом, предлагаемый способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, позволит дополнительно создать условие для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны.

Источники информации

1. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Т. 2. Применение авиационных радиоэлектронных комплексов при решении боевых и навигационных задач / Под ред. М.С. Ярлыкова. - М.: Радиотехника, 2012 (страница 104, формула (2.44), (аналог).

2. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: «Радиотехника», 2003 (страница 18, формула (7.6); страница 20, формула (7.16), (прототип).

Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель, заключающийся в формировании сигнала Δ Г управления истребителем в горизонтальной плоскости с дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, до дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с целью, в соответствии с выражением

где

кi - коэффициент пропорциональности;
φг - текущее значение наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости;
Д - дальность до групповой воздушной цели;
ωг - угловая скорость вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости;
Vсбл - скорость сближения истребителя с групповой воздушной целью;
Vp и tp - соответственно скорость и время полета ракеты,
отличающийся тем, что с дальности захвата групповой воздушной цели бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, сигнал Δ Г * управления истребителем определяется выражением

где


kΔφ - динамический коэффициент усиления;
w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета истребителя;
k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления;
φтр - требуемый угол отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель»;
ΔL - требуемое линейное разрешение целей в группе;
Vгвц и Vи - соответственно продольные составляющие скоростей полета групповой воздушной цели и истребителя;
q - угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета групповой воздушной цели;
λ и Δf - соответственно рабочая длина волны бортовой радиолокационной станции истребителя и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в измерителе скорости бортовой радиолокационной станции.



 

Похожие патенты:

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.

Предлагаемое техническое решение относится к беспилотным летательным аппаратам с лазерными головками самонаведения и может быть использовано в ракетах, размещенных на внешних подвесках авиационных носителей.

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.

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.

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.
Наверх