способ формирования управляющих сигналов при самонаведении

Формула изобретения

1. Способ формирования управляющих сигналов при самонаведении в условиях прерывистого поступления сигнала на вход головки самонаведения, включающий определение угловой скорости перемещения линии визирования цели, отличающийся тем, что в перерывах поступления сигнала на вход головки самонаведения начальное значение сигнала, подаваемого на привод антенны головки самонаведения, устанавливают пропорционально угловому рассогласованию между равносигнальным направлением антенны и направлением на цель, в дальнейшем поворот антенны осуществляют с переменной угловой скоростью, пропорциональной текущей оценке углового рассогласования, формируемой интегрированием разности угловой скорости перемещения линии визирования цели, полученной с выхода фильтра Калмана и ее значения, определенного головкой самонаведения, при этом на вход фильтра Калмана подают сигнал угловой скорости линии визирования цели, определенной головкой самонаведения.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве текущей оценки угловой скорости линии визирования цели в перерывах поступления сигнала используют нулевой сигнал.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к системам управления самонаводящихся ракет, в которых имеет место прерывистое поступление сигнала на вход головки самонаведения (ГСН).

Известен способ формирования управляющих сигналов при самонаведении в условиях прерывистого поступления сигнала на вход головки самонаведения, когда для разворота антенны ГСН на цель в перерывах поступления сигнала на привод антенны ГСН подается постоянный управляющий сигнал, пропорциональный угловому рассогласованию между равносигнальным направлением и направлением на цель, измеренному в предшествующий период поступления сигнала, то есть используется экстраполятор нулевого порядка (фиксатор) [1]. Этот способ принят в дальнейшем за прототип.

Недостатком данного способа является то, что при переменной (и тем более неизвестной) длительности перерывов поступления сигналов, что соответствует реальным условиям применения самонаводящихся ракет, этот способ приводит к срыву самонаведения из-за потери сигнала цели и снижению точности наведения ракеты на цель.

Целью данного изобретения является повышение точности наведения ракеты на цель в условиях прерывистого поступления сигналов на вход головки самонаведения.

Указанная цель достигается тем, что в перерывах поступления сигнала на вход головки самонаведения начальное значение сигнала, подаваемого на привод антенны головки самонаведения, устанавливают пропорционально угловому рассогласованию между равносигнальным направлением антенны и направлением на цель, в дальнейшем поворот антенны осуществляют с переменной угловой скоростью, пропорциональной текущей оценке углового рассогласования, формируемой интегрированием разности угловой скорости перемещения линии визирования цели, полученной с выхода фильтра Калмана и ее значения, определенного головкой самонаведения, при этом на вход фильтра Калмана подают сигнал угловой скорости линии визирования цели, определенной головкой самонаведения.

В качестве текущей оценки угловой скорости линии визирования цели в перерывах поступления сигнала может быть использован нулевой сигнал.

На фиг.1 приведена структурная схема предлагаемого способа, где обозначено:

q - угол визирования цели;

q^* - измеренное значение угла визирования цели (равносигнальное направление антенны ГСН);

- измеренное значение угловой скорости линии визирования;

- оценка угловой скорости линии визирования;

F_п - частота поступления сигнала;

W_opt - оптимальный фильтр системы самонаведения;

К_г - добротность канала углового сопровождения ГСН;

Т_г - постоянная времени канала углового сопровождения ГСН;

1/р - передаточная функция привода антенны ГСН (оператор интегрирования).

В предлагаемом способе в отличие от прототипа в перерывах поступления сигнала разворот антенны ГСН на цель осуществляется с переменной угловой скоростью (фиг.2, где t - текущее время), соответствующей либо ее оценке, сформированной фильтром Калмана [2; 3], осуществляющим в интервалах пропадания сигнала прогнозирование изменения угловой скорости линии визирования (первый способ), либо принимаемой равной нулю (второй способ).

На фиг.3 приведены зависимости отношения среднеквадратического отклонения (СКО) выходного сигнала ГСН прототипа к СКО выходного сигнала предлагаемых способов ( _{прототипа}/ _{предлаг.}) от частоты поступления сигнала F_п .

На фиг.4 приведены зависимости вероятности попадания ракеты в круг радиуса 15 м (P₁₅) относительно цели от частоты поступления сигнала F_п, полученные с помощью имитационного математического моделирования.

При пропадании сигнала на входе головки самонаведения (фиг.1 – ключ разомкнут) на привод антенны ГСН (1/р) поступает сигнал (фиг.2), начальное значение которого пропорционально угловому рассоглассованию между равносигнальным направлением (q^* ) и направлением на цель (q), измеренному в предшествующий период поступления сигнала, формируемый интегрированием разности угловой скорости линии визирования, полученной с фильтра Калмана ( ), и ее значения, измеренного головкой самонаведения ( ). В качестве текущей оценки угловой скорости может быть также использовано нулевое значение ( =0).

Из приведенных зависимостей видно, что предлагаемые способы обеспечивают функционирование системы при переменной длительности перерывов поступления информации и, в частности, обеспечивают сопровождение цели и самонаведение ракеты на цель вплоть до частоты поступления информации, равной 1-2 Гц, в то время как прототип неработоспособен уже при F_п<4 Гц.

Источники информации

1. Первачев С.В. Радиоавтоматика. - М.: Радио и связь. 1982 г., с.203-204. - прототип.

2. Сравнение классической и современной систем наведения самонаводящихся ракет. - Ракетная техника и космонавтика, т. 19, №6, июнь 1981 г., с.185-194.

3. Динамическое проектирование систем управления автоматических маневренных летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1997. - С.329-331.