способ формирования сигналов управления летательным аппаратом при наведении на воздушную цель

Формула изобретения

1. Способ формирования сигналов управления летательным аппаратом при наведении на воздушную цель, включающий формирование сигналов управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях, воздействующих через автопилот летательного аппарата на горизонтальные и вертикальные рули летательного аппарата и определяемых соответственно соотношениями





где j_г и j_в - текущие значения линейных ускорений летательного аппарата в горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно;

и - значения угловых скоростей вращения линии визирования цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно;

k - коэффициент усиления в каналах управления горизонтальными и вертикальными рулями;

U - скоростной параметр;

отличающийся тем, что в качестве скоростного параметра используют скорость полета летательного аппарата и формируют поправки к сигналам управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях в соответствии с соотношениями

_г = (k+p)j_г,

_в = (k+p)j_в,

где p = 0,794-0,7<1 - коэффициент затухания, - интервал измерения угловой скорости вращения летательного аппарата, суммируют поправки с сигналами управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

2. Устройство формирования сигналов управления летательным аппаратом, содержащее антенну, пеленгатор, гидростабилизатор (ГС), автопилот (АП), вертикальные и горизонтальные рули, канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных первого усилителя мощности (УМ), первого блока согласования (БС), первого масштабирующего усилителя (МУ) и первого умножителя, канал формирования сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных второго УМ, второго БС, второго МУ и второго умножителя, причем входы первого и второго УМ соединены соответственно с первым и вторым выходами пеленгатора, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами антенны, первый и второй механические входы которой соединены соответственно с первым и вторым механическими выходами ГС, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго УМ, первый и второй выходы АП соединены соответственно с горизонтальными и вертикальными рулями летательного аппарата, отличающееся тем, что дополнительно введены измеритель скорости полета летательного аппарата, канал формирования поправки сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из первого датчика линейного ускорения (ДЛУ), первого и второго сумматоров, третьего и четвертого МУ, канал формирования поправки сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из второго ДЛУ, третьего и четвертого сумматоров, пятого и шестого МУ, причем вторые входы первого и второго умножителей объединены и соединены с выходом измерителя скорости, а их выходы - с первыми входами соответственно второго и четвертого сумматоров, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами АП, а вторые входы соединены с выходами соответственно первого и третьего сумматоров, первый и второй входы которых соединены с выходами соответственно третьего, четвертого МУ и пятого, шестого МУ, входы третьего и четвертого МУ объединены и соединены с выходом первого ДЛУ, входы пятого и шестого МУ объединены и соединены с выходом второго ДЛУ.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в полуактивных и пассивных системах самонаведения летательных аппаратов (ЛА) для наведения на воздушную цель (ВЦ).

Известен способ наведения ЛА на ВЦ в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, заключающийся в формировании сигналов управления, определяемых соотношениями

_г = _г-_гу,

_в = _в-_ву,

где _г и _в - текущие пеленги ВЦ соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях для полета ЛА в упрежденную точку встречи;

_гу, _ву - требуемые пеленги ВЦ, определяемые соотношениями





где и - угловые скорости вращения линии визирования ЛА- ВЦ соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях;

D - дальность между ЛА и ВЦ;

V_a - скорость полета ЛА;

V_cб - скорость сближения ЛА с ВЦ;

t_CH - время самонаведения [1, с. 53].

Известно устройство наведения ЛА на ВЦ в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, содержащее пеленгатор, измеритель скорости полета ЛА, дальномер, измеритель скорости сближения, автопилот, канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости, канал формирования сигнала управления в вертикальной плоскости, причем первые входы обоих каналов соединены соответственно с первым и вторым выходами пеленгатора, вторые их входы объединены и соединены с выходом измерителя скорости сближения, третьи их входы объединены и соединены с выходом дальномера, четвертые их входы объединены и соединены с измерителем скорости, а их выходы с первым и вторым входами АП [1, с. 272].

Недостатком данных способа и устройства является невозможность осуществления самонаведения ДА с пассивной или полуактивной системами самонаведения, что обусловлено отсутствием в пеленговой информации данных о скорости сближения и дальности до ВЦ.

Наиболее близким к изобретению является способ формирования сигналов управления ЛА при наведении на ВЦ, заключающийся в установлении в качестве скоростного параметра в горизонтальной (г) и вертикальной (в) плоскостях скорости сближения

U = V_сб, (1)

и в формировании сигналов управления в горизонтальной и в вертикальной плоскостях, определяемых соотношениями





где j_г и j_в - текущие значения линейных ускорений ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно;

k - коэффициент усиления (навигационная постоянная, коэффициент пропорциональности) [1, 56].

Наиболее близким к изобретению является устройство формирования сигналов управления ЛА при наведении на ВЦ, содержащее антенну, пеленгатор, гидростабилизатор (ГС), измеритель скорости сближения летательного аппарата с целью, автопилот (АП), вертикальные и горизонтальные рули, канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных первого усилителя мощности (УМ), первого блока согласования (БС), первого масштабирующего усилителя (МУ) и первого умножителя, канал формирования сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных второго УМ, второго БС, второго МУ и второго умножителя, причем входы первого и второго УМ соединены соответственно с первым и вторым выходами пеленгатора, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами антенны, первый и второй механические входы которой соединены соответственно с первым и вторым механическими выходами ГС, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго УМ, вторые входы первого и второго умножителей объединены и соединены с выходом измерителя скорости сближения летательного аппарата с целью, а их выходы с первым и вторым входами АП, первый и второй выходы которого соединены соответственно с горизонтальными и вертикальными рулями летательного аппарата [1,с.274].

Недостатками данных способа и устройства являются невозможность применения для ЛА с пассивной или полуактивной системами самонаведения, большое время полета ЛА в точку встречи с целью и невозможность сохранения постоянными параметров самонаведения на участке сближения с целью.

Это обусловлено тем, что, во-первых, необходимо выполнить измерение скорости сближения, не реализуемое по пеленговой информации, во-вторых, самонаведение осуществляется по криволинейной траектории. Утверждается, что при _г = _в = 0 выполняется равенство линия визирования перемещается параллельно самой себе и ракета будет выполнять прямолинейный полет [1, с. 57] . В действительности при неподвижной относительно ракеты линии визирования полет в общем случае будет осуществляться по криволинейной траектории с сохранением постоянным текущего пеленга цели (предельный случай - цель неподвижна и ракета выполняет полет по дуге окружности, в центре которой находится цель), т. е. существующее управление не приводит к прекращению вращения вектора дальности ЛА - ВЦ. Последнее приводит к дополнительным затратам временных и энергетических ресурсов, а также к изменению пеленга и ракурса цели (параметров самонаведения), из-за чего возможны (при сближении в переднюю полусферу) потеря контакта с источником излучения или (при сближении в заднюю полусферу) дополнительное увеличение времени самонаведения ввиду уменьшения скорости сближения.

Цель изобретения - уменьшение времени полета в упрежденную точку встречи с целью для ЛА с пассивной и полуактивной системами самонаведения и сохранение постоянными параметров самонаведения на участке сближения с целью.

Указанная цель достигается тем, что в способе формирования сигналов управления ЛА при наведении на ВЦ, включающем формирование сигналов управления в горизонтальной и в вертикальной плоскостях, воздействующих через автопилот ЛА на горизонтальные и вертикальные рули ЛА и определяемых соответственно соотношениями (2), (3), дополнительно в качестве скоростного параметра используют скорость полета ЛА

U = V_a, (4)

и формируют поправки к сигналам управления в горизонтальной и в вертикальной плоскостях в соответствие с соотношениями

_г = (k+p)j_г, (5)

_в = (k+p)j_в, (6)

где p = 0,794-0,7<1 - коэффициент затухания, - интервал измерения угловой скорости вращения ЛА;

суммируют поправки с сигналами управления в горизонтальной и в вертикальной плоскостях (2) и (3).

Кроме того, указанная цель достигается.... (далее относящееся к независимому п.2 формулы).

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:

1. Использование в качестве скоростного параметра скорости полета летательного аппарата(4).

2. Формирование поправок, определяемых соотношениями (5), (6).

3. Суммирование поправок с сигналами управления в горизонтальной и в вертикальной плоскостях (2), (3).

4. Каналы формирования поправок к сигналам управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

5. Новые связи между известными и новыми признаками, т.е. в целом новая схема устройства формирования сигнала управления летательным аппаратом при наведении на воздушную цель.

Данные признаки обладают существенными отличиями, т. к. в известных способах и их технических решениях не обнаружены.

Использование всех новых признаков позволяет уменьшить время полета в упрежденную точку встречи с целью для летательного аппарата с пассивной системой самонаведения и сохранить постоянными параметры самонаведения на участке сближения с целью за счет использования в качестве скоростного параметра скорости полета летательного аппарата (4), формирования поправок, определяемых соотношениями (5), (6), суммирования поправок с сигналами управления в горизонтальной и в вертикальной плоскостях (2), (3).

Кроме того, указанная цель достигается тем, что в устройство для осуществления предложенного способа формирования сигналов управления летательным аппаратом, содержащее антенну, пеленгатор, ГС, АП, вертикальные и горизонтальные рули, канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных первого УМ, первого БС, первого МУ и первого умножителя, канал формирования сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных второго УМ, второго БС, второго МУ и второго умножителя, причем входы первого и второго УМ соединены соответственно с первым и вторым выходами пеленгатора, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами антенны, первый и второй механические входы которой соединены соответственно с первым и вторым механическими выходами ГС, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго УМ, первый и второй выходы АП соединены соответственно с горизонтальными и вертикальными рулями летательного аппарата, дополнительно введены измеритель скорости полета летательного аппарата, канал формирования поправки сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из первого датчика линейного ускорения (ДЛУ), первого и второго сумматоров, третьего и четвертого МУ, канал формирования поправки сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из второго ДЛУ, третьего и четвертого сумматоров, пятого и шестого МУ, причем вторые входы первого и второго умножителей объединены и соединены с выходом измерителя скорости, а их выходы с первыми входами соответственно второго и четвертого сумматоров, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами АП, а вторые входы соединены с выходами соответственно первого и третьего сумматоров, первый и второй входы которых соединены с выходами соответственно третьего, четвертого МУ и пятого, шестого МУ, входы третьего и четвертого МУ объединены и соединены с выходом первого ДЛУ, входы пятого и шестого МУ объединены и соединены с выходом второго ДЛУ.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:

1. Установление в качестве скоростного параметра скорости полета летательного аппарата (4).

2. Формирование поправок к сигналам управления летательным аппаратом в горизонтальной и вертикальной плоскостях, определяемых соотношениями (5), (6).

3. Каналы формирования поправок к сигналам управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

4. Новые связи между известными и новыми признаками, т.е. в целом новая схема устройства формирования сигнала управления летательным аппаратом при наведении на воздушную цель.

Данные признаки обладают существенными отличиями, т. к. в известных способах и их технических решениях не обнаружены.

Использование всех новых признаков позволяет уменьшить время полета в упрежденную точку встречи с целью для летательного аппарата с пассивной и полуактивной системами самонаведения и сохранить постоянными параметры самонаведения на участке сближения с целью за счет установление в качестве скоростного параметра скорости полета летательного аппарата (4) и формирования поправок к сигналам управления летательным аппаратом в горизонтальной и вертикальной плоскостях, определяемых соотношениями (5), (6).

На фиг. 1 представлен треугольник наведения; на фиг. 2, а - кинематическая схема наведения ЛА на ВЦ, на фиг. 2, б - зависимость угловой скорости вращения вектора дальности от пеленга цели; на фиг. 3, а) и б) - зависимости угловой скорости вращения вектора дальности от правого и левого пеленгов цели; на фиг. 3, в) - зависимость угловой скорости вращения линии визирования от собственной угловой скорости вращения ЛА; на фиг. 4 - блок-схема устройства для предложенного способа формирования сигналов управления.

Известно, что оптимальные по быстродействию траектории состоят из прямолинейных отрезков, сопряженных с участками разворотов [2]. Управление при этом релейное, т.е. изменяется ступенчато: оно максимально на участке разворота и "отсутствует" на прямолинейном участке. К таким траекториям относится траектория параллельного сближения, обеспечивающая полет ЛА в упрежденную точку встречи по прямой.

Известно уравнение для определения пеленга ВЦ для полета А в упрежденную точку встречи с целью



где q - ракурс цели;

V_a - скорость полета ЛА;

V_ц - скорость полета ВЦ [3, с. 215].

Для выхода на направление полета в упрежденную точку встречи ЛА необходимо выполнить разворот с максимально допустимой угловой скоростью вращения. При параллельном наведении кинематическая связь ЛА и цели иллюстрируется на плоскости с помощью треугольника наведения [1, 50-56], [3, 215]. Используются следующие обозначения (фиг. 1.):

А и Ц - положение ЛА и цели соответственно;

В - положение упрежденной точки встречи;

D - линия визирования ЛА-цель (вектор дальности);

- пеленг цели, измеряемый как угол между вектором скорости ЛА V_a и направлением на цель (диапазон значений );)

q - ракурс цели, измеряемый как угол между вектором скорости цели V_ц и направлением на ЛА (диапазон значений );

_a - угловая скорость вращения ЛА в плоскости;

_ц - угловая скорость вращения цели в плоскости;

_D - угловая скорость вращения вектора дальности на плоскости.

В связанной скоростной системе координат взаимное положение ЛА и цели может быть представлено системой дифференциальных уравнений



Наведение по траектории параллельного сближения может состояться, если будет остановлено вращение не только линии визирования, но, а это является основным требованием, и вектора дальности. Признаками их вращения являются угловые скорости и _D соответственно, т.е. должно быть выполнено условие



Из второго уравнения системы (8) и требования _D = 0 следует, что требуемое управление ЛА должно быть сведено к реализации закона изменения собственной угловой скорости вращения



Уравнение (7) в своей области определения имеет два решения. Первое - главный угол _у, второе - угол ^*_у, являющийся дополнением главного угла до значения . На фиг. 2,а показано Ц и А - положение цели и ЛА соответственно, V_ц и V_a - их скорости. Направление вектора АВ определяется первым решением уравнения (7) и задает курс ЛА для полета в упрежденную точку встречи с целью, т.е. формирует треугольник наведения АЦВ. В обратном направлении вектора дальности из точки А отложен отрезок АЦ*, равный АЦ, в точке Ц* размещен вектор скорости V_ц*, параллельный и равный по модулю вектору V_ц. Положение вектора AD задано вторым решением и указывает направление полета ЛА для сохранения, как и в первом случае, параллельными векторов дальности ЛА-цель, но при расходящихся курсах полета ЛА и цели. и ^* - ошибки наведения для текущего положения вектора скорости ЛА. Возможны две ситуации во взаимном положении ЛА и ВЦ: вектор скорости ЛА расположен между направлениями АВ и AD (в секторе опережения), и вектор скорости ЛА находится вне угла ABD (вне сектора). Рассмотрим данные ситуации отдельно. Представляя вращение вектора дальности (система (8), четвертое уравнение), будем иметь ввиду в качестве аналога пару сил, приложенную на концах стержня. Роль сил будут играть тангенциальные составляющие векторов скоростей, роль стержня - вектор дальности. Отметим, что максимальное противодействие усилиям со стороны ВЦ будет оказываться со стороны ЛА при пеленге ВЦ, равном /2, а при пеленгах, являющихся решением (7), силы уравновешены.

1. С течением времени цель будет все более отставать от ЛА, находящегося в секторе опережения. Т.е. с началом наведения угловые скорости вращения вектора дальности и линии визирования АЦ будут отрицательными (фиг. 2,б). Последнее согласно (10) приведет к формированию положительной собственной угловой скорости вращения ЛА, уводя его вектор скорости от заданного направления полета в сторону сближения с направлением AD слева от него.

2. За пределами сектора ЛА будет отставать от цели, что приведет к положительному направлению вращения линии визирования АЦ и соответственно к отрицательной угловой скорости вращения ЛА. Последнее - к отвороту от направления АВ и сближению с направлением AD справа от него.

Таким образом, управление (11) сходится ко второму решению (7), т.е. "наведение" на смещенную цель Ц* обеспечивает параллельное сближение ЛА с истинной целью Ц. Система уравнений, связывающая ЛА со смещенной целью, отличается от системы (8) в записи второго уравнения



Согласно (10), закон управления, определяющий направление полета ЛА, которое не пересекается с направлением полета смещенной цели, примет вид

_{a зад} = _D+_{a тек}.

С учетом замены параметра _D, который не может быть измерен на борту ЛА, закон управления ЛА для его параллельного сближения с истинной целью приобретает вид



Чтобы раскрыть функциональное назначение второго и третьего слагаемых в (12), существует другой подход к поиску решения: вначале устраняется вращение линии визирования, затем вращение вектора дальности. Из условия следует, что для прекращения вращения линии визирования достаточно сформировать управление

_{а зад} = _D. (13)

В результате ЛА будет выведен на криволинейную траекторию полета с сохранением постоянным значение текущего пеленга цели. Данный процесс является неустойчивым и в случае возникновения возмущений (маневр цели, движение воздуха, ошибки управления и т.п.), изменяющих значение пеленга, управление будет поддерживать его новое значение. Для реализации главного условия параллельного сближения: прекращения вращения вектора дальности, необходимо модифицировать закон управления (13), чтобы ЛА смог перейти на траекторию полета с пеленгом, для которого _{а зад} = _D = 0. В управление (13) вводится дополнительное слагаемое, которое позволит осуществлять последовательные переходы ЛА на траектории, все ближе расположенные к требуемой

_{а зад} = _D+_{а тек},

и произведя исключение _D, получим выражение, тождественное (12). На фиг. 3 показано, как происходит процесс перехода. Приведена зависимость угловой скорости вращения вектора дальности от правого пеленга цели (фиг. 3, а), от левого пеленга (фиг. 3, б), а также зависимость приращения пеленга от собственной угловой скорости поворота ЛА. При полете ЛА по траектории с текущим пеленгом (_D0), отличающимся от упрежденного, добавление в управление слагаемого _a (фиг. 3, в) приведет в любом из вариантов, а) или б), к сближению текущего пеленга с упрежденным (_D = 0), а в конечном итоге к выполнению условия (10).

Идентичные слагаемые _a (12) выполняют различные функции: первое жестко связано с т.к. их сумма определяет _D, второе осуществляет в семействе траекторий постоянного пеленга (13) переход на траекторию параллельного сближения. Чтобы выполнить рекомендации [2] по достижению максимального быстродействия, для повышения темпа разворота ЛА на направление полета в упрежденную точку встречи в (12) введен коэффициент усиления k, что ускоряет сходимость текущей траектории с траекторией параллельного сближения, а с целью устранения колебаний после разворота - коэффициент затухания р<1

где p = 0,794-0,7;

- интервал измерения угловой скорости вращения ЛА.

С учетом известного в механике соотношения j = V последнее выражение преобразуется в соотношения, используемые для записи сигналов управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях





Сравнивая выражения (1), (2) и (3) с выражениями (15) и (16), видим, что для достижения цели изобретения в существующем способе [1] достаточно установить в качестве скоростного параметра скорость полета ЛА, а в формируемые сигналы управления аддитивно ввести поправки, определяемые выражениями (5) и (6).

Устройство для осуществления предложенного способа формирования сигналов управления летательным аппаратом содержит (фиг. 4) антенну 1, пеленгатор 2, ГС 3, АП 4, вертикальные 5 и горизонтальные 6 рули, канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных первого УМ 7, первого БС 8, первого МУ 9 и первого умножителя 10, канал формирования сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных второго УМ 11, второго БС 12, второго МУ 13 и второго умножителя 14, причем входы первого 7 и второго УМ 11 соединены соответственно с первым и вторым выходами пеленгатора 2, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами антенны 1, первый и второй механические входы которой соединены соответственно с первым и вторым механическими выходами ГС 3, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого 7 и второго 11 УМ, первый и второй выходы АЛ 4 соединены соответственно с горизонтальными 5 и вертикальными 6 рулями летательного аппарата, а также содержит измеритель скорости 15, канал формирования поправки сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из первого ДЛУ 16, первого 17 и второго 18 сумматоров, третьего 19 и четвертого 20 МУ, канал формирования поправки сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из второго 21 ДЛУ, третьего 22 и четвертого 23 сумматоров, пятого 24 и шестого 25 МУ, причем вторые входы первого 10 и второго 14 умножителей объединены и соединены с выходом измерителя скорости 15, а их выходы с первыми входами соответственно второго 18 и четвертого 23 сумматоров, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами АП 4, а вторые входы соединены с выходами соответственно первого 17 и третьего 22 сумматоров, первый и второй входы которых соединены с выходами соответственно третьего 19, четвертого 20 МУ и пятого 24, шестого 25 МУ, входы третьего 19 и четвертого 20 МУ объединены и соединены с выходом первого ДЛУ 16, входы пятого 24 и шестого 25 МУ объединены и соединены с выходом второго ДЛУ 21.

Первый 8 и второй 12 БС представляют собой усилители с коэффициентами усиления К_двК_wН_г, где К_дв, K_wH_г - коэффициент передачи корректирующего двигателя и кинетический момент ГС 3 соответственно; K_w - масштабный коэффициент по угловой скорости вращения линии визирования [1]. БС 8 и 12 идентичны для обоих каналов и отличаются только численными значениями коэффициентов.

Первый 9, второй 13, третий 19 и пятый 23 МУ представляют собой усилители с коэффициентом усиления k.

Четвертый 20 и шестой 24 МУ представляют собой усилители с коэффициентом усиления (р-1).

Пример исполнения антенны 1 и пеленгатора 2 приведен в [1].

Измеритель скорости полета 15 представляет собой элемент системы воздушных сигналов, пример исполнения которой приведен в [4, с. 95].

Первый 16 и второй 21 ДЛУ представляют собой акселерометры, пример исполнения которых приведен в [4, с. 133].

Все цифровые блоки и устройства тактируются с помощью соответствующих синхроимпульсов с выхода синхронизатора (на схеме не показан).

Способ формирования сигналов управления ЛА при наведении на воздушную цель осуществляется следующим образом. Сигнал, отраженный от ВЦ, через антенну 1 (фиг. 4) поступает на три входа пеленгатора 2 (разностные сигналы в горизонтальной и вертикальной плоскостях и суммарный сигнал). С его первого выхода сигнал, соответствующий угловому отклонению ВЦ от равносигнального направления в горизонтальной плоскости, поступает в канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости на вход первого УМ 7. После усиления и преобразования в первом БС 8 в сигнал, соответствующий величине , он поступает через первый МУ 9 на первый вход первого множителя 10. На второй его вход с измерителя скорости поступает сигнал, соответствующий скорости полета ЛА. На выходе первого умножителя формируется сигнал, соответствующий величине который поступает на первый вход второго сумматора 18. С выхода первого ДЛУ16 боковое линейное ускорение через третий 19 и четвертый 20 МУ, промасштабированное, поступает на оба входа первого сумматора 17. Коэффициент усиления четвертого МУ 20 подобран с учетом вычитаемого в (2) текущего значения линейного ускорения j_г. На выходе первого сумматора 17 формируется содержащий поправку сигнал (k+p-l)j_г, который поступает на второй вход второго сумматора 18. В итоге на первый вход АП 4 поступит сигнал, равный с первого выхода которого сигнал управления поступит на горизонтальные рули 5. Управление ЛА осуществляется таким образом, чтобы добиться устранения _г.

Со второго выхода пеленгатора 2 сигнал, соответствующий угловому отклонению ВЦ от равносигнального направления в вертикальной плоскости, поступает в канал формирования сигнала управления в вертикальной плоскости на вход второго УМ 11. Далее канал работает аналогично описанному выше. В результате на второй вход АП 4 поступит сигнал, равный со второго выхода которого сигнал управления поступит на вертикальные рули 6. Управление ЛА осуществляется таким образом, чтобы добиться устранения

В конечном итоге будет сформирована траектория наведения, состоящая из участка, выполненного с максимальной допустимой угловой скоростью разворота, сопряженного с участком прямой, причем на участке прямой соблюдаются соотношения



V_сб=const; q=const; = const.

Источники информации

1. Максимов М.В. Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1982, с. 1, 50-57, 272, 274.

2. Весткотт Дж. Г., Флорентин Дж.Дж., Пирсон Дж.Д. Приближенные методы теории оптимальных и самонастраивающихся систем. Труды II Международного Конгресса Международной Федерации по автоматическому управлению. Базель (Швейцария), 1963 // Оптимальные системы. Статистические методы. - М:, "Наука", 1965.

3. Справочник по исследованию операций / Под общ. ред. Ф.А. Матвейчука - М.: Воениздат, 1979, с. 215.

4. Авиационное оборудование / Ю.А. Андриевский, Ю.Е. Воскресенский, Ю.П. Доброленский и др.; Под ред. Ю.П. Доброленского. - М.: Воениздат, 1989, с. 95, 133.