Способ наведения летательного аппарата на интенсивно маневрирующую воздушную цель

Изобретение относится к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА). Сущность способа наведения заключается в том, что измеряют значение дальности от летательного аппарата до цели на момент начала самонаведения, текущую скорость сближения с ней, угловые скорости линии визирования и поперечные ускорения цели и наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях. После измерений формируют сигналы управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях по соотношениям, использующим упомянутые координаты цели и ЛА. Реализация изобретения дает возможность реагировать на маневр далеко расположенных целей и адаптироваться к дальности начала самонаведения, предопределяя более энергичный маневр наводимого объекта на близко расположенную цель. Высокая чувствительность ЛА к маневру цели базируется на оценке ее поперечных ускорений, а адаптация к дальности начала самонаведения основывается на учете в процедуре взвешивания ее навигационного параметра. 4 ил.

 

Настоящее изобретение относится к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) с использованием бортовых РЛС (БРЛС) или теплопеленгаторов с лазерными дальномерами и может использоваться для наведения самолетов и ракет на интенсивно маневрирующие воздушные цели. Актуальность этого изобретения обусловлена принятием на вооружение передовых стран сверхманевренных летательных аппаратов [Канащенков А.И., Меркулов В.И., Самарин О.В. Облик перспективных бортовых радиолокационных систем. Возможности и ограничения, - М.: ИПРЖР, 2002, стр.16-29], существующие способы наведения на которые оказались недостаточно эффективными.

Известно несколько традиционных способов наведения ЛА на воздушные объекты: способ пропорционального наведения [Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения, - М.: Радио и Связь, 1982, стр.56] и способ пропорционального наведения со смещением угловой скорости линии визирования (ЛВ) [там же, стр.59].

Сущность способа пропорционального наведения состоит в том, что измеряют значения скорости сближения ЛА с целью, угловых скоростей линии визирования и собственных ускорений в горизонтальной и вертикальной плоскостях, именуемых далее плоскостями управления, формируют сигналы управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях по соотношениям:

где Δ_в, Δ_г - сигналы управления в этих плоскостях;

N₀ - постоянный навигационный параметр, рассчитываемый из условия N₀≥3, обеспечивающего траекторию полета, близкую к прямолинейной;

V_сб - значение скорости сближения ЛА с целью;

ω_г и ω_г - значения угловых скоростей ЛВ в горизонтальной и вертикальной плоскостях;

j_г и j_в - значения поперечных ускорений наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Следует отметить, что способ пропорционального наведения, определяемый соотношениями (1), оптимизирован на перехват неманеврирующих или слабо маневрирующих целей и при их интенсивном маневре выполняется с достаточно большими ошибками (промахами).

Способ пропорционального наведения со смещением угловой скорости ЛВ (прототип) заключается в том, что при формировании сигнала управления измеряют значения скорости сближения ЛА с целью, угловых скоростей ЛВ без учета маневра и собственных поперечных ускорений ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, причем в сигналы управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях вводят дополнительные слагаемые, пропорциональные приращениям угловых скоростей ЛВ, вызванных маневром цели, так что алгоритм траекторного управления определяется соотношениями:

в которых Δ_г, Δ_в - сигналы управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях;

N₀ - постоянный навигационный параметр;

V_cб - значение скорости сближения ЛА с целью, на которую он наводится;

ω_г и ω_в - значения угловых скоростей ЛВ в горизонтальной и вертикальной плоскостях при отсутствии маневра цели;

Δω_г, Δω_в - значения приращений угловой скорости ЛВ в горизонтальной и вертикальной плоскостях, обусловленные маневром цели;

j_г и j_в - значения поперечных ускорений наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Недостатками последнего способа наведения являются: запаздывание реакции наводимого ЛА на маневр цели, обусловленное необходимостью получения достаточно больших значений Δω_г и Δω_в в соотношениях (2), что особенно трудно реализовать на больших дальностях до цели; низкая чувствительность к дальности начала самонаведения, предполагающая при прочих одинаковых условиях необходимость выполнения более энергичного маневра, наводимого ЛА на близко расположенную цель; сложность формирования измеренных значений ω_г, ω_в и Δω_г, Δω_в.

В совокупности эти три недостатка приводят к появлению значительных промахов при наведении на интенсивно-маневрирующие, особенно, близко расположенные цели и уменьшению дальности наведения за счет излишнего искривления траектории вследствие низкой чувствительности к регистрации начала маневра.

Задачей настоящего изобретения является обеспечение наведения ЛА на воздушную цель с практически мгновенной реакцией на начало маневра независимо от расстояния до нее и адаптацией к дальности начала самонаведения, предопределяющей при прочих равных условиях более энергичный маневр наводимого ЛА на близко расположенную цель.

Сущность предполагаемого способа состоит в том, что в качестве сигнала, чувствительного к маневру цели, используется не приращение угловой скорости ЛВ, требующее для своего обнаружения значительных поперечных перемещений цели, а ее поперечное ускорение, появляющееся в момент начала маневра. При этом значение весового коэффициента увеличивается с уменьшением дальности начала самонаведения, предопределяя более энергичный маневр наводимого ЛА на близко расположенную цель.

Способ наведения ЛА на интенсивно-маневрирующую воздушную цель состоит в следующем: измеряют значения дальности от ЛА до цели на момент начала самонаведения, текущую скорость сближения с ней, угловые скорости ЛВ и поперечные ускорения цели и наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях; формируют сигналы управления в этих плоскостях по соотношениям:

где Δ_г, Δ_в - сигналы управления в горизонтальных и вертикальных плоскостях;

N₀ - постоянный навигационный параметр;

Д₀ - значение дальности до цели в момент начала самонаведения, измеряемое БРЛС или лазерным дальномером;

Д_к - известное значение дальности окончания самонаведения;

V_сб - значение скорости сближения, измеряемое БРЛС или лазерным дальномером;

ω_г и ω_в - значения угловых скоростей ЛВ в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измеряемые БРЛС или теплопеленгатором;

j_ЦГ, j_ЦВ - значения поперечных ускорений цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измеряемые БРЛС или теплопеленгатором;

j_г и j_в - значения поперечных ускорений в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измеряемые акселерометрами.

На фиг.1 представлена упрощенная схема возможного варианта системы, реализующей заявленный способ наведения ЛА на интенсивно-маневрирующую воздушную цель при условии, что в качестве информационной системы ЛА используется БРЛС.

Фиг.2-4 иллюстрируют эффективность предлагаемого способа наведения.

Система, реализующая заявляемый способ, содержит:

1 - антенную систему БРЛС;

2 - приемопередатчик БРЛС;

3 - измеритель дальности и скорости сближения;

4 - угломер;

5 - вычислитель сигналов управления;

6 - систему управления;

7 - летательный аппарат (ЛА);

8 - акселерометры.

Рассмотрим один из возможных вариантов функционирования системы наведения ЛА на интенсивно маневрирующую воздушную цель при использовании заявленного способа наведения (фиг.1).

Бортовая РЛС функционирует в режиме сопровождения одиночной цели [Антипов В.И., Исаев С.А., Лавров А.А., Меркулов В.И. Многофункциональные радиолокационные комплексы истребителей, - М.: Воениздат, 1994, с.92-116]. При этом антенная система БРЛС 1 выполняет прием и пространственную селекцию сигналов (целей). Отселектированные сигналы поступают в приемное устройство приемопередатчика 2, выделяющее полезные сигналы на фоне шумов. С выхода приемной части приемопередатчика 2 сигналы поступают в измеритель дальности и скорости сближения 3 и в угломер 4.

Из измерителя дальности и скорости сближения 3 в вычислитель сигналов управления 5 поступают измеренные значения дальности на момент начала самонаведения и текущие значения скорости сближения ЛА с целью, из угломера 4 - измеренные значения угловых скоростей ЛВ и поперечные ускорения цели в горизонтальной и вертикальных плоскостях, а из акселерометров 8 - измеренные значения собственных поперечных ускорений ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, по которым в вычислителе сигналов управления 5 в соответствии с соотношениями (3) формируются сигналы управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях, подаваемые в систему управления 6. В системе управления 6 осуществляется преобразование сигналов управления в отклонения рулевых органов, под действием которых ЛА 7 изменяет свое пространственное положение, реализуя траекторию полета, необходимую для высокоточного наведения на интенсивно маневрирующую воздушную цель.

Рассмотрим в динамике процедуру формирования сигнала управления для одной, например, горизонтальной плоскости при использовании заявленного способа. На больших расстояниях, когда Д₀>>Д_к и в соотношении (3) значение дроби Д₀/(Д₀-Д_к) практически равно единице в законе наведения не учитывается влияние дальности начала самонаведения. Если при этом цель не маневрирует (j_ЦГ=0),то самонаведение осуществляется по типовому методу пропорционального наведения, определяемому соотношениями (1). Если цель маневрирует (J_ЦГ≠0), то в заявляемом способе, определяемом соотношениями (3) учитывается ее маневр при любой дальности до нее, что выгодно отличает этот способ от прототипа.

При малых дальностях начала самонаведения, когда Д₀>Д_к значение дроби Д₀/(Д₀-Д_к) становится больше единицы, что адекватно увеличению навигационного параметра N₀, предопределяя при прочих равных условиях увеличение сигнала управления в момент начала самонаведения и соответственно более энергичный доворот наводимого ЛА в сторону маневра цели.

Формирование сигнала управления в вертикальной плоскости выполняется аналогичным образом.

Исследования заявляемого способа наведения, проведенные с помощью имитационного моделирования, подтвердили его высокую эффективность. На фиг.2-4 приведены результаты одного из вариантов исследований, когда угол между ЛВ и направлением полета цели равен 45° и цель маневрирует в горизонтальной плоскости с продольным ускорением j_Ц=10 м/с². При этом на фиг.2 показаны изменения текущего относительного промаха h/h₀ для способа пропорционального наведения со смещением (эпюра №1) и для заявляемого способа (эпюра №2). На фиг.3 показаны траектории цели (пунктирная линия) и наводимого ЛА при использовании способа пропорционального наведения со смещением (эпюра №1) и заявляемого способа (эпюра №2) в прямоугольной системе относительных координат Х/Х₀ и Z/Z₀. На фиг.4 приведены зависимости относительных ускорений j/j₀, необходимых для наведения на цель при использовании способа пропорционального наведения со смещением (эпюра №1) и заявляемого способа (эпюра №2). Из приведенных результатов видно, что заявляемый способ обеспечивает меньшие промахи в процессе наведения, более прямолинейную траекторию наведения, хотя и требует более высоких первоначальных поперечных ускорений.

Проведенные исследования, подтвердившие работоспособность заявляемого способа наведения на интенсивно маневрирующую воздушную цель, дают возможность сделать следующие выводы.

Заявляемый способ наведения позволяет реагировать на маневр даже далеко расположенных целей и является адаптивным к дальности начала самонаведения, предопределяя более энергичный маневр наводимого ЛА на близко расположенную маневрирующую цель.

Предложенный способ позволяет решать поставленные задачи в диапазоне реальных ограничений на величины поперечных ускорений наводимого ЛА.

Использование заявляемого способа не накладывает никаких дополнительных ограничений на элементную базу, объем памяти и быстродействие бортовых вычислителей, однако, требует, измерений (оценивания) поперечного ускорения цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях, которые можно выполнить известным способом в угломерном канале БРЛС [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, стр.274-251].

Способ наведения летательного аппарата (ЛА) на интенсивно маневрирующую воздушную цель, заключающийся в том, что измеряют скорость сближения ЛА с целью, угловые скорости линии визирования (ЛВ) не маневрирующей цели, приращения угловых скоростей, обусловленные маневром цели, и ее поперечные ускорения в горизонтальной и вертикальной плоскостях, отличающийся тем, что дополнительно измеряют непосредственно угловые скорости ЛВ маневрирующей цели и ее поперечные ускорения в тех же плоскостях, а также дальность от летательного аппарата до цели на момент начала самонаведения и формируют сигналы управления летательным аппаратом в горизонтальной и вертикальной плоскостях по соотношениям

где Δ_Г, Δ_В - сигналы управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях;

N₀ - постоянный навигационный параметр;

Д₀ - значение дальности до цели в момент начала самонаведения;

Д_к - известное значение дальности окончания самонаведения;

V_сб - значение скорости сближения;

ω_Г и ω_В - значения угловых скоростей линии визирования в горизонтальной и вертикальной плоскостях;

j_ЦГ и j_ЦВ - значения поперечных ускорений цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях;

j_Г и j_В - значения поперечных ускорений наводимого летающего аппарата в горизонтальной и вертикальной плоскостях.