способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели

Формула изобретения

Способ самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые цели (ГЗЦ), при котором параметр рассогласования пропорционален разности требуемого и фактического углов упреждения, заключающийся в одновременном измерении и оценки значений бортовых пеленгов ГЗЦ, дальности от наводимого ЛА до ГЗЦ и скорости их сближения, при этом измеряют и оценивают угловую скорость линии визирования ГЗЦ (УСЛВ), поперечные ускорения ГЗЦ и наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, и формируют сигнал управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях по правилу:



в котором



q , q - коэффициенты, определяющие точность управления ЛА по бортовому пеленгу и УСЛВ;

k_j - коэффициент, определяющий максимально допустимую величину сигнала управления;

Д, - измерения дальности от наводимого ЛА до цели и скорости ее изменения;

_Г,В, _Г,В - текущие измерения бортового пеленга и УСЛВ;

Д_Р - баллистическая дальность полета ракеты, используемой на наводимом ЛА;

j_цг,в - поперечное ускорение ГЗЦ в горизонтальных и вертикальных плоскостях;

j_г,в - поперечное ускорение наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к системам наведения, в частности к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые цели (ГЗЦ).

В передовых странах ведется интенсивная разработка гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЗЛА), применение которых в военном деле позволяет получить ряд тактических преимуществ [1]:

- значительное уменьшение подлетного времени к цели, а соответственно, и уменьшение лимита времени, которым располагает противоборствующая сторона на подготовку противодействия;

- необходимость иметь ЛА аналогичного класса, способные осуществлять перехват ГЗЛА;

- невозможность эффективного применения существующих методов наведения;

- увеличение ошибок сопровождения, а также его срыв в существующих измерителях;

- ухудшение показателей обнаружения ГЗЛА радиолокационными обнаружителями [2].

Одним из направлений, позволяющих снизить влияние этих преимуществ, является разработка новых всеракурсных методов наведения на ГЗЦ, обеспечивающих их перехват в упрежденной точке встречи при полете по траектории с малой кривизной.

Известен метод наведения ЛА, основанный на использовании разновидностей методов наведения в наивыгоднейшую точку встречи с ГЗЦ, при котором параметр рассогласования _ГВ пропорционален разности требуемого и фактического углов упреждения [1]:

_B=К_Н(q_B-q_BT ), где

Здесь индексы «г» и «в» обозначают принадлежность к горизонтальной и вертикальной плоскостям;

q, q_T - соответственно текущий и требуемый углы упреждения;

, , - бортовой пеленг, угол атаки, угол крена;

Д и - дальность до цели и скорость ее изменения;

- угловая скорость линии визирования (УСЛВ);

Д_Р - баллистическая дальность полета ракеты;

K_H - коэффициент усиления параметра рассогласования;

K_ДV - коэффициент, учитывающий расстояние до цели и скорость его изменения.

Следует отметить, что алгоритмы траекторного управления (1)-(3), использованные в качестве прототипа, получены в предположении, что цель и перехватчик движутся с постоянной скоростью, поэтому не обеспечивают высокую точность наведения на интенсивно маневрирующую ГЗЦ.

Другой метод, основанный на применении разновидностей метода пропорционального наведения, в котором параметр рассогласования определяется как:

в котором N₀ - навигационная постоянная;

j_{Г, В} - поперечные ускорения наводимого ЛА,

обеспечивает достаточно высокую конечную точность, но обладает плохой управляемостью на больших расстояниях [1], необходимых для уверенного перехвата ГЗЦ.

Технический результат, который достигается с помощью заявляемого изобретения, состоит в обеспечении всеракурсного высокоточного самонаведения ЛА на интенсивно маневрирующие ГЗЦ как на больших, так и малых расстояниях по траекториям с малой кривизной и перегрузками, не превышающими допустимое значение.

Для достижения технического результата предлагается способ, полученный на основе математического аппарата статистической теории оптимального управления [3], при котором параметр рассогласования для наводимого ЛА вычисляется по правилу:

где q , q , k_j - коэффициенты передачи устройства формирования параметра рассогласования, отображающие штраф за точность управления по углу, угловой скорости и за величину управляющего сигнала;

_{Г, ВТ} - требуемое значение бортовых пеленгов;

j_{ЦГ, В} - поперечные ускорения ГЗЦ в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Геометрические соотношения в системе «ГЗЛА - наводимый ЛА» для горизонтальной плоскости иллюстрируются фиг.1, на которой: УТВ - упрежденная точка встречи; V_ГЗЛА и V_ЛА - векторы скорости ГЗЛА и наводимого ЛА, _Г и _ГТ - текущее и требуемое значение бортового пеленга соответственно

Анализ выражения (5) позволяет сделать следующие выводы.

На больших расстояниях до цели, когда Д велика и _Г,В 0, закон (5) вырождается в разновидность прямого метода, называемую иногда путевым методом. При неизменной скорости полета значение весового коэффициента , учитывающего влияние ошибок по углам _Г,ВТ- _Г,В, остается неизменным. В то же время по мере уменьшения дальности Д возрастает влияние второго компонента сигнала управления. Это возрастание, обусловленное не только увеличением _Г,В с уменьшением дальности, но и увеличением весового множителя, становится особенно значительным на малых расстояниях до цели. Следовательно, в процессе полета по мере приближения к цели в законе управления происходит перераспределение влияния ошибок управления от _Г,ВТ- _Г, _В на начальных участках в пользу ошибки по _{Г, В} на конечных участках траектории, обеспечивая минимизацию промаха [1]. Расчет требуемого угла упреждения _ГТ=q_ГТ, _ВТ=q_BT может быть выполнен по формуле (2).

Спецификой полученных алгоритмов является учет в них маневра цели, интенсивность которого определяется величиной j_{ЦГ, В}, что дает возможность снизить систематическую ошибку наведения и повысить его точность при наведении на интенсивно маневрирующие цели. При этом учет маневра осуществляется не только путем учета оценки j_ЦГ, но и путем изменения веса первого слагаемого при изменении .

Сигнал управления зависит не от абсолютных значений коэффициентов штрафов q , q и k_j, а от их отношений q /k_j и q /k_j, что существенно облегчает их выбор. Отношения q /k_j и q /k_j должны быть такими, чтобы при максимально возможных значениях ошибок управления _Г,ВТ- _Г,В для минимальных значений и Д требуемые поперечные перегрузки не превышали допустимые значения. Методика выбора отношений коэффициентов штрафов, обеспечивающих минимальную динамическую ошибку в установившемся режиме при заданной длительности переходных процессов, рассмотрена в [3].

В состав информационно-вычислительной системы наводимого ЛА, реализующей алгоритм управления (5), должны входить устройства формирования оценок дальности Д, скорости , бортовых пеленгов _Г и _B, угловых скоростей _Г и _B в линии визирования (ЛВ), собственных ускорений j_Г и j_B и ускорений цели j_ЦГ и j_ЦВ.

Сущность изобретения заключается в том, что сигнал управления в каждой плоскости формируют в виде алгебраической суммы оценок поперечных ускорений ГЗЦ и наводимого на нее ЛА и взвешенных ошибок наведения по бортовым пеленгам цели и угловым скоростям линии визирования цели. Переменные коэффициенты при первом и втором слагаемых (5) учитывают условия функционирования, определяемые значениями скорости сближения и дальности Д. Кроме того, в способе наведения (5) напрямую учитываются как маневр ГЗЦ j_ЦГ,В, так и маневр наведения ЛА j_Г,В.

На фиг.2 представлена упрощенная схема возможного варианта системы самонаведения на ГЗЦ, реализующей предлагаемый способ, где:

1 - антенная система бортовой РЛС наводимого ЛА;

2 - приемо-передающая часть бортовой РЛС наводимого ЛА;

3 - дальномерный канал БРЛС;

4 - угломерный канал БРЛС;

5 - бортовая вычислительная система (БВС);

6 - акселерометр;

7 - система автоматического управления (САУ) наводимого ЛА;

8 - наводимый ЛА;

9 - перехватываемая ГЗЦ.

Принципы построения антенной системы, приемо-передающей части бортовой РЛС и ее дальномерного и угломерного каналов известны и подробно описаны в литературе [1, 4]. Функционирование системы наведения происходит в следующем порядке.

Передатчик 2 РЛС формирует импульсы сверхвысокой частоты, которые излучаются антенной системой 1 в пространство и после отражения от ГЗЦ 9 принимаются антенной системой, осуществляющей пространственную селекцию сигналов, после чего они селектируются по частоте и усиливаются в приемной части 2. На основании сигналов с выхода приемника в дальномерном канале 3 формируются измерения (оценки) дальности Д и скорости сближения , а в угломерном канале - измерения (оценки) бортовых пеленгов _Г, _В, угловых скоростей линии визирования _Г, _B и поперечных ускорений ГЗЦ j_ЦВ, j_ЦВ, которые поступают в бортовую вычислительную систему 5, куда одновременно из акселерометра 6 поступают измерения собственных поперечных ускорений j_Г, j_B. На основе поступивших измерений (оценок) в БВС по закону (5) формируются параметры рассогласования _Г, _В для горизонтальной и вертикальной плоскостей, поступающие в САУ 7 наводимого самолета 8.

Эти параметры рассогласования преобразуются в отклонения рулей, которые вызывают соответствующие пространственные перемещения наводимого ЛА 8, обеспечивающие его встречу с ГЗЦ 9 в упрежденной точке (фиг.1).

Техническим результатом изобретения является реализация возможности перехвата интенсивно маневрирующих ГЗЦ в упрежденной точке встречи по траекториям с малой кривизной с перегрузками, не превышающими допустимых значений.

Предложенный способ отличается от прототипа (1)-(3) тем, что кроме ошибок управления по углу в законе управления (5) учитываются еще ошибки по угловой скорости, минимизирующие промах, поперечные ускорения, учитывающие маневр цели и наводимого ЛА.

Фиг.3 иллюстрирует предлагаемый способ наведения ЛА на ГЗЦ в горизонтальной плоскости. Сплошной линией обозначена траектория полета гиперзвукового летательного аппарата, движущегося со скоростью 1300 м/с, пунктирной линией обозначена траектория движущегося со скоростью 300 м/с наводимого ЛА при условии Д(0), равного 300 км.

Проведенные исследования свидетельствуют о том, что этот способ обеспечивает всеракурсное наведение ЛА на гиперзвуковые цели.

ЛИТЕРАТУРА

1. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2003.

2. Канащенков А.И., Меркулов В.И., Самарин О.Ф. Облик перспективных бортовых радиолокационных систем. Возможности и ограничения. - М.: ИПРЖР, 2002.

3. Меркулов В.И., Дрогалин В.В, Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.1. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2003.

4. Канащенков А.И., Меркулов В.И., Герасимов А.А. и др. Радиолокационные системы многофункциональных самолетов. Т.1. РЛС - информационная основа боевых действий многофункциональных самолетов. Системы и алгоритмы первичной обработки радиолокационных сигналов. / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2006.