Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на самолёт из состава их пары по его функциональному назначению по принципу "ведущий-ведомый"

Авторы патента:

Кучин Александр Александрович (RU)

Лобанов Александр Александрович (RU)

Горбунов Сергей Александрович (RU)

Коваленко Александр Григорьевич (RU)

Богданов Александр Викторович (RU)

Голубенко Валентин Александрович (RU)

F41G7/22 - системы самонаведения

Владельцы патента RU 2695762:

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

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может быть использовано для самонаведения ракеты класса «воздух-воздух» на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый». Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый». Для этого способ заключается в измерении и получении в угломере радиолокационной головки самонаведения (РГС) ракеты угловой скорости вращения линии визирования «ракета-не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измерении с помощью акселерометра собственного ускорения ракеты в горизонтальной J_г и вертикальной J_в плоскостях, осуществлении в автоселекторе скорости РГС ракеты узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма быстрого преобразования Фурье, формировании оценок и траекторий доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, вычислении автокорреляционных функций и их параметров - времени корреляции τ₁ и τ₂, собственной частоты f₀₁ и f₀₂ автокорреляционной функции, среднеквадратического отклонения σ₁ и σ₂ флюктуаций доплеровской частоты, анализе параметров автокорреляционных функций, при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, в этом случае при предстартовом целеуказании (ЦУ) о наведении ракеты на ведущего самолета параметры рассогласования в РЭСУ в горизонтальной Δ_г^вщ и вертикальной Δ_в^вщ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями

где λ - рабочая длина волны РГС ракеты; N - навигационная постоянная, при предстартовом ЦУ о наведении ракеты на ведомый самолет параметры рассогласования формируются в соответствии с выражениями

при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары и при предстартовом ЦУ о наведении ракеты на ведущий самолет параметры рассогласования формируются в соответствии с выражениями

а при предстартовом ЦУо наведении ракеты на ведомый самолет из состава пары параметры рассогласования формируются в соответствии с выражениями

1 ил.

Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г и вертикальной Δ_в плоскостях в соответствии с выражениями

где

К_ϕг, К_ϕв и К_ϕг К_ϕв - постоянные коэффициенты, значения которых выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты была близка к прямолинейной;

ϕ_г и ϕ_в - бортовые пеленги цели соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости;

ω_г и ω_в - угловые скорости вращения линии визирования «ракета-цель» соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости. При этом, бортовые пеленги и угловые скорости линии визирования «ракета-цель» измеряются в угломере радиолокационной головки самонаведения (РГС) ракеты [1].

где

N - навигационная постоянная;

V=λF/2 - скорость сближения ракеты с целью;

F - доплеровская частота, обусловленная скоростью сближения ракеты с целью и измеряемая в автоселекторе скорости РГС ракеты;

J_г и J_в - собственные ускорения ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости, измеряемые акселерометром ракеты [2].

Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на самолет из состава их пары, не разрешаемой в РГС ракеты, как по угловым координатам, так и по скорости сближения ракеты с самолетами пары (доплеровской частоте) по функциональному назначению самолета по принципу «ведущий-ведомый», поскольку данный способ предназначен для самонаведения ракеты только на одиночный самолет, а в случае наведения ее на пару самолетов ракета будет наводиться на самолет из состава пары случайным образом вне зависимости от предстартового целеуказания о наведении ракеты на ведущий (ВЩ) или ведомый (ВМ) самолет пары.

Цель изобретения - формирование параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый».

Для достижения цели в способе формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый», заключающимся в том, что в угломере РГС ракеты осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета - не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измерении с помощью акселерометра собственного ускорения ракеты в горизонтальной J_г и вертикальной J_в плоскостях, дополнительно в автоселекторе скорости РГС ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма быстрого преобразования Фурье (БПФ) на каждом к-ом такте его работы, к=1,…,I,…,К,

где К - общее количество тактов работы алгоритма БПФ;

I - количество тактов работы алгоритма БПФ, при достижении которого осуществляется вычисление автокорреляционных функций (АКФ) оценок траекторий доплеровских частот,

формируются два отсчета доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере РГС ракеты, путем фильтрации в соответствующих двух фильтрах сопровождения двух отсчетов доплеровских частот осуществляется формирование и запоминание значений двух оценок и траекторий доплеровских частот, при достижении количества тактов работы алгоритма БПФ, равного I, вычисляются две АКФ для соответствующих двух оценок траекторий доплеровских частот и определяются параметры первой АКФ, вычисленной по первой оценке траектории доплеровской частоты - время корреляции τ₁, собственная частота f₀₁ АКФ и среднеквадратическое отклонение (СКО) σ₁ флюктуаций доплеровской частоты и параметры второй АКФ, вычисленной по второй оценке траектории доплеровской частоты - время корреляции τ₂, собственная частота f₀₂ _{автокорреляционной функции и СКО σ₂ флюктуаций доплеровской частоты, осуществляется анализ параметров АКФ, при выполнении условий}

принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, в этом случае при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущего самолета из состава пары параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г^вщ и вертикальной Δ_в^вщ плоскостях после I тактов работы алгоритма БПФ будут формироваться в соответствии с выражениями

при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета из состава пары параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г^вм и вертикальной Δ_в^вм плоскостях после I тактов работы алгоритма БПФ будут формироваться в соответствии с выражениями

при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, в этом случае при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущего самолета из состава пары параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г^вщ и вертикальной Δ_в^вщ плоскостях после I тактов работы алгоритма БПФ будут формироваться в соответствии с выражениями

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются следующие.

1. Формирование в автоселекторе скорости РГС ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма БПФ на каждом такте его работы двух отсчетов доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, что позволяет осуществить разрешение по скорости (доплеровской частоте) не разрешаемые по угловым координатам самолеты пары.

2. Идентификация оценок траекторий доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетом их пары на основе анализа параметров АКФ в соответствии с выражениями (5) и (10).

3. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях в соответствии с выражениями (6) и (7) при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущего самолета их пары или в соответствии с выражениями (8) и (9) при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета их пары при выполнении условий (5).

4. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях в соответствии с выражениями (11) и (12) при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущего самолета их пары или в соответствии с выражениями (13) и (14) при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета их пары при выполнении условий (10).

Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных способах не обнаружены.

Применение всех новых признаков позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие в зависимости от предстартового целеуказания осуществить самонаведение ракеты на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый».

На чертеже приведена блок-схема, реализующая предлагаемый способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой.

Предлагаемый способ реализуется следующим образом.

В угломере 1 РГС ракеты (чертеж) осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета - не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Одновременно с помощью акселерометра 2 осуществляется измерение собственного ускорения ракеты в горизонтальной J_г и вертикальной J_в плоскостях, которые подаются на соответствующие входы вычислителя 15 параметров рассогласования.

Одновременно в автоселекторе скорости РГС ракеты радиолокационный сигнал S(t), отраженный от пары самолетов, находящихся в главном луче диаграммы направленности антенны РГС, поступает на вход блока 3 БПФ с эквивалентной полосой пропускания его одного бина, равного единицам герц (осуществляется узкополосная доплеровская фильтрация). На его выходе каждом к-ом такте работы (к=1,…,I,…,К) формируются два отсчета доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере РГС ракеты, которые поступают на входы соответствующих фильтров 4 и 5 сопровождения. На их выходах формируются две оценки и траекторий доплеровских частот, которые поступают на соответствующие входы первого коммутатора 6 куда поступает с выхода счетчика 7 тактов работы разрешающий сигнал (индекс «р») для подачи оценок и на входы соответствующих блоков 8 и 9 памяти для их запоминания. Кроме того, с выхода счетчика 7 тактов работы запрещающие сигналы (индекс «з») поступают на входы второго 10 и третьего 14 коммутаторов для запрета соответственно вычисления АКФ с ее параметрами и поступления в зависимости от предстартового целеуказания оценки траектории доплеровской частоты на соответствующий вход вычислителя 15 параметров рассогласвания.

При достижении количества тактов работы блока 3 БПФ, равного I, с выхода счетчика 7 тактов работы на вход первого коммутатора 6 поступает запрещающий сигнал для запоминания полученных оценок и (к=1,…,I) в блоках 8 и 9 памяти и разрешающие сигналы для второго 10 и третьего 14 коммутаторов. В результате запомненные оценки и (к=1,…,I) в блоках 8 и 9 памяти поступают на входы соответствующих вычислителей 11 и 12 АКФ с определением их параметров - время корреляции τ₁ и τ₂, собственная частота f₀₁ и f₀₂ АКФ, СКО σ₁ и σ₂ флюктуаций доплеровской частоты.

Вычисленные значения параметров АКФ с выходов вычислителей 11 и 12 АКФ поступают на вход блока 13 идентификации, куда также поступают оценки и траекторий доплеровских частот с выходов фильтров 4 и 5 сопровождения.

В основу идентификации траектории доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения ракеты, либо с ведущим, либо с ведомым самолетом пары положен следующий принцип. Так, при полете в составе пары если летчик ведущего (впереди летящего) самолета осуществляет стационарный полет, то летчик ведомого (сзади летящего) самолета дополнительно путем периодического «подруливания» осуществляет выдерживание заданных параметров пары (интервал, дистанция) полета самолетов в целом. Такое различие в пилотировании самолетов в составе пары накладывает соответствующий «отпечаток» на траекторные статистические характеристики траекторий доплеровских частот, обусловленные скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, разрешаемые путем узкополосной доплеровской фильтрации по доплеровской частоте (скорости), которые (характеристики) являются параметрами (время корреляции, собственная частота АКФ, СКО флюктуации доплеровской частот) соответствующих АКФ траекторий доплеровских частот.

В результате, если в блоке 13 идентификации выполняется условие (5), то принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары. Идентифицированные таким образом оценки и поступают на соответствующие входы третьего коммутатора 14, куда поступает также целеуказание о наведении ракеты на ведущего или ведомого самолета пары.

Так, если при выполнении условий (5) введено предстартовое целеуказание о наведении ракеты на ведущего самолета из состава пары, то на выходе третьего коммутатора 14 будет сформирована оценка , которая поступает на соответствующий вход вычислителя 15 параметров рассогласования, в результате чего на его выходах формируются параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях в соответствии с выражениями (6) и (7). При предстартовом же целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета из состава пары на выходе третьего коммутатора 14 будет сформирована оценка и параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (8) и (9).

Если в блоке 13 идентификации выполняется условие (10), то принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары. Идентифицированные таким образом оценки и также поступают на соответствующие входы третьего коммутатора 14, куда поступает целеуказание о наведении ракеты на ведущего или ведомого самолета пары.

Так, если при выполнении условий (10) введено предстартовое целеуказание о наведении ракеты на ведущего самолета из состава пары, то на выходе третьего коммутатора 14 будет сформирована оценка , которая поступает на соответствующий вход вычислителя 15 параметров рассогласования, в результате чего на его выходах формируются параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях в соответствии с выражениями (11) и (12). При предстартовом же целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета из состава пары на выходе третьего коммутатора 14 будет сформирована оценка и параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (13) и (15).

Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие осуществить самонаведение ракеты на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый».

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 30, формулы (7.51) (аналог).

2. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 24, формула (7.32) (прототип).

Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый», заключающийся в том, что в угломере радиолокационной головки самонаведения ракеты осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета-не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, с помощью акселерометра измеряется собственное ускорение ракеты в горизонтальной J_Г и вертикальной J_B плоскостях, отличающийся тем, что в автоселекторе скорости радиолокационной головки самонаведения ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма быстрого преобразования Фурье на каждом к-м такте его работы, к=1,…I,…,К, где К - общее количество тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье; I - количество тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье, при достижении которого осуществляется вычисление автокорреляционных функций оценок траекторий доплеровских частот, формируются два отсчета доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере радиолокационной головки самонаведения ракеты, путем фильтрации в соответствующих двух фильтрах сопровождения двух отсчетов доплеровских частот осуществляется формирование и запоминание значений двух оценок и траекторий доплеровских частот, при достижении количества тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье, равного I, вычисляются две автокорреляционные функции для соответствующих двух оценок траекторий доплеровских частот и определяются параметры первой автокорреляционной функции, вычисленной по первой оценке траектории доплеровской частоты - время корреляции τ₁, собственная частота f₀₁ автокорреляционной функции и среднеквадратическое отклонение σ₁ флюктуаций доплеровской частоты и параметры второй автокорреляционной функции, вычисленной по второй оценке траектории доплеровской частоты - время корреляции τ₂, собственная частота f₀₂ автокорреляционной функции и среднеквадратическое отклонение σ₂ флюктуаций доплеровской частоты, осуществляется анализ параметров автокорреляционных функций, при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, в этом случае при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущий самолет из состава пары параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δ_г^вщ и вертикальной Δ_в^вщ плоскостях после I тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье будут формироваться в соответствии с выражениями

где

λ - рабочая длина волны радиолокационной головки самонаведения ракеты;

N - навигационная постоянная,

при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомый самолет из состава пары параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δ_г^вм и вертикальной Δ_в^вм плоскостях после I тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье будут формироваться в соответствии с выражениями

при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, в этом случае при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущий самолет из состава пары параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δ_г^вщ и вертикальной Δ_в^вщ плоскостях после I тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье будут формироваться в соответствии с выражениями

при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомый самолет из состава пары параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δ_г и вертикальной Δ_в плоскостях после I тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье будут формироваться в соответствии с выражениями

Изобретение относится к системам управления летательными аппаратами (ЛА) и может быть использовано в комплексе функциональных программ управления и наведения ЛА авиационных комплексов для назначения целей перехватчикам при противостоянии групп ЛА.

Активная головка самонаведения // 2689276

Изобретение относится к активным головкам самонаведения и может быть использовано в качестве бортового элемента летательных аппаратов как средство наведения на воздушные цели.

Способ поражения воздушной цели боеприпасом с неконтактным датчиком цели // 2688712

Изобретение относится к вооружению и военной технике и может быть использовано во взрывателях к боеприпасам для поражения воздушных целей. Способ поражения воздушной цели боеприпасом с неконтактным датчиком цели заключается в том, что боеприпас выстреливают в зону его встречи с целью.

Способ наведения на воздушную цель // 2686388

Изобретение относится к средствам наведения на воздушную цель. Способ предназначен для наведения носителя с оптической головкой самонаведения на цель.

Способ наведения на воздушную цель // 2686388

Улучшенный способ формирования сигнала управления ракеты при наведении на маневрирующую цель // 2684432

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано в системах наведения для формирования сигнала управления ракеты. Технический результат – повышение точности.

Станция сопровождения целей и наведения ракет // 2680918

Изобретение относится к средствам противовоздушной обороны, в частности к радиолокационным станциям обнаружения и сопровождения зенитных комплексов ближнего рубежа.

Двухрежимная головка самонаведения // 2661504

Изобретение относится к ракетам разного назначения и, в частности, к противосамолетным – основное применение, зенитным и противотанковым. Технический результат - увеличение вероятности поражения противника – самолетов и расширение арсенала технических средств.

Способ поражения удаленной групповой цели // 2651362

Способ поражения удаленной групповой цели ракетами стаи, при котором дополнительно организуют радиолинию связи между двумя ракетами, выпущенными с временным интервалом, рассчитываемым исходя из складок местности, скорости полета ракет и дальности, обеспечивающей устойчивую радиосвязь между ними, формируют общую линию связи между всеми ракетами стаи, используя радиолинии связи между парами ракет, кодируют и передают «по цепочке» на следующие позади ракеты информацию о прохождении установленных участков маршрута, выявленных средствах ПВО, начале атаки назначенной цели, наведении на нее и поражении, полученную информацию обрабатывают в бортовой системе управления каждой ракеты и при необходимости корректируют маршрут, производят перенацеливание и сообщают «по цепочке» на другие ракеты и пункт управления.

Способ поражения удаленной групповой цели // 2651362