Способ формирования сигналов управления в моноимпульсных головках самонаведения

Изобретение относится к устанавливаемым на ракетах головкам самонаведения с моноимпульсными пеленгаторами. Техническим результатом изобретения является частичная нейтрализация отрицательного влияния угловых шумов цели на траекторию сближения ракеты с целью. Указанный технический результат достигается за счет отказа от преследования ракетой фазового центра цели, "блуждающего" далеко за пределами геометрических размеров самой цели, и перехода к регулярному смещению траектории ракеты в сторону увеличения амплитуды принимаемого сигнала, в результате чего траектория ракеты приобретает более плавный вид, уменьшая тем самым промахи ракеты. Для этого сигнал управления автопилотом формируется в виде суммы η=Кα+β, где в качестве первой составляющей используется регулируемый по амплитуде основной сигнал α моноимпульсного пеленгатора, в качестве второго - вспомогательный сигнал β моноимпульсного пеленгатора, а коэффициент К выбирается монотонно убывающей функцией модуля вспомогательного сигнала |β|. 1 ил.

 

Изобретение относится к моноимпульсной радиолокации, а точнее к устанавливаемым на ракетах головкам самонаведения (ГСН) с моноимпульсными пеленгаторами (МП).

Известны способы формирования сигналов управления в ГСН с МП /1, стр.66-89; 2, стр.303-328; 3/. Согласно им в МП вырабатываются сигналы α_x и α_у, которые характеризуют угловое отклонение фазового центра (ФЦ) цели от оси антенны МП в плоскости пеленгации XZ и YZ соответственно и пропорциональны производным от фазового распределения ϕ(x, у, z) принимаемого сигнала цели:

В дальнейшем сигналы α_х и α_у используются для слежения за перемещением ФЦ цели путем их воздействия на систему управления антенной МП и для управления траекторией движения ракеты путем их воздействия на автопилот ракеты.

Недостаток аналогов /1, стр.66-89; 2, стр.303-328/ заключается в низкой информационности сигналов α_x, α_у МП вследствие существования так называемых угловых шумов целей /1, стр.128-135/, сущность которых состоит в отклонении ФЦ цели от ее энергетического центра (ЭЦ). При перемещении ФЦ цели далеко за пределы ее геометрических размеров траектория движения ракеты существенно отличается от той, которая определяется методом самонаведения ракеты, и приобретает "блуждающий" характер вследствие случайных изменений ракурса цели. Кроме того, ось следящей антенны МП заметно отклоняется от направления на ЭЦ цели и, следовательно, точность сопровождения цели по угловым координатам резко снижается. Отрицательное влияние угловых шумов особенно заметно при малых дальностях до цели. Частичная нейтрализация отрицательного влияния угловых шумов на траекторию движения ракеты достигается при весовой обработке отсчетов выходных сигналов α_х и α_у МП с последующим их накоплением, когда в качестве весовых коэффициентов выбираются отсчеты амплитуды А принимаемого сигнала /3/. При этом в /3/ неявно предполагается, что ракурс цели изменяется достаточно быстро, в результате чего количество угломерных отсчетов, обладающих слабой корреляцией, за время накопления выходного сигнала МП, получается достаточно большим (≥10). Однако в ситуации, когда ФЦ цели выходит далеко за пределы ее геометрических размеров и сохраняет свое положение относительно ЭЦ в течение длительного времени, сравнимого или больше интервала накопления (ракурс цели остается неизменным), аналог /3/ также характеризуется низкой информативностью сигналов α_x, α_у.

Наиболее близким к предлагаемому является способ /4/, в котором, помимо основных сигналов α_х, α_у, МП формирует вспомогательные сигналы β_х и β_у). В работе /5/ было выявлено физическое содержание сигналов β_х(у) - их пропорциональность нормированным производным от амплитудного распределения A(x, у, z) принимаемого сигнала:

Пары сигналов {α_х, β_х} и {α_у, β_у} в каждой из плоскостей пеленгации принято называть комплексным сигналом МП.

Недостаток прототипа заключается в низкой информативности сигналов МП при воздействии угловых шумов цели.

Целью изобретения является частичная нейтрализация отрицательного влияния угловых шумов цели на траекторию сближения ракеты с целью.

Для достижения поставленной цели в способе-прототипе, заключающемся в выделении в плоскости пеленгации XZ (YZ) основного сигнала α_x(y), пропорционального производной ∂ϕ/∂x(∂у) от фазового распределения ϕ(x, у, z) принимаемого сигнала, вспомогательного сигнала β_х(у), пропорционального нормированной производной (1/А) ∂А/∂х(∂у) от амплитудного распределения A(x, у, z) принимаемого сигнала, дополнительно осуществляется регулировка амплитуды основного сигнала α_x(у) по закону К_х(у)α_x(у), в качестве сигнала управления антенной МП выбирается сигнал K_x(y)α_x(y), a в качестве сигнала управления траекторией движения ракеты выбирается суммарный сигнал η_x(у)=β_х(у)+K_x(y)α_x(у), причем коэффициент К_х(у) выбирается убывающей функцией модуля вспомогательного сигнала |β_х(у)|.

На чертеже изображена функциональная схема ГСН, представляющая один из возможных вариантов реализации предлагаемого способа в одной плоскости пеленгации (XZ). Здесь обозначено: 1 - антенна МП амплитудного типа; 2 - суммарно-разностный антенный преобразователь; 3 - система управления антенной; 4, 5 - приемник с усилителем промежуточной частоты (УПЧ); 6 - блок автоматической регулировки усиления; 7 - фазовращатель на π/2; 8, 9 - фазовый детектор; 10 - автопилот; 11 - регулируемый аттенюатор; 12 - схема управления; 13 - схема выделения модуля; 14 - сумматор.

Входящая в ГСН схема МП на чертеже отличается от исходной функциональной схемы МП, реализующей способ-прототип /6/, наличием дополнительных элементов 11, 12, 13 и 14, наличием связи 8-14 и, кроме того, в схеме прототипа выход элемента 9 непосредственно подключен к входу элемента 10.

Следует отметить, что соотношения (1), (2) остаются верными не только для изображенной на чертеже реализации ГСН с МП, но и для других вариантов построения МП, т.к. независимо от типа МП локальные характеристики амплитудно-фазового распределения принимаемого сигнала в пределах раскрыва антенны МП достаточно точно аппроксимируются неоднородно-плоской волной, которая полностью характеризуется указанными в (1), (2) локальными производными (помимо амплитуды А). Заметим, что вытекающее из (2) физическое содержание сигнала β_х(у) /5/ является основополагающим для понимания сущности предлагаемого способа.

Обоснование предлагаемого способа удобно начать с обзора основных результатов теоретического анализа свойств сигналов, отраженных объектами сложной формы, каковыми являются практически все реальные цели. Помимо физического содержания комплексных сигналов МП, эти результаты состоят в следующем (рассматривается лишь одна плоскость пеленгации) /5; 7/:

а) среднее значение сигнала α совпадает с направлением на ЭЦ цели α₀, т.е. α=α₀+ξ, где ξ - угловое отклонение ФЦ цели от ЭЦ цели (угловой шум), среднее значение которого равно нулю: <ξ>=0;

б) среднее значение сигнала β равно нулю: <β>=0;

в) отсутствие корреляции между шумовой составляющей ξ сигнала α и сигналом β: в 50% случаев знаки ξ и β совпадают, а в других 50% случаев - противоположны. Вместе с тем, проявляется сильная корреляция между их абсолютными значениями |ξ| и |β|: чем больше |β|, тем больше |ξ| и наоборот;

г) наблюдается сильная корреляция амплитуды А принимаемого сигнала с абсолютными значениями |ξ| и |β|, т.е. практически всегда увеличение значений |ξ| и |β| сопровождается уменьшением амплитуды отраженного сигнала;

д) совпадение дисперсий сигналов α и β в каждой из плоскостей пеленгации XZ или YZ.

Указанные результаты позволяют сделать следующий практический вывод: при больших значениях |β| информативность сигнала α в смысле его совпадения с α₀ резко падает и сигнал α нельзя использовать ни для управления антенной МП, ни для управления автопилотом ракеты. В связи с этим возникает задача формирования новых, отличных от α сигналов управления антенной МП и автопилотом на интервалах времени, когда наблюдаются большие выбросы абсолютной величины сигнала |β|.

В предлагаемом способе задача управления антенной МП решается следующим образом. При выбросах |β| целесообразно не раскачивать антенну МП случайной составляющей ξ, а сохранить ее в прежнем положении, которое было до появления выброса |β|, и дожидаться того момента, когда |β|, а следовательно, и |ξ| не станут достаточно малыми (меньше величины, соответствующей полуширине пеленгационной характеристики МП) и величина α не станет близкой величине α₀. В схеме это достигается регулировкой амплитуды сигнала α с помощью элементов 11 и 12, в результате чего выходной сигнал фазового детектора 9 становится равным Кα, где К - коэффициент передачи элемента 11. Результирующая регулировочная характеристика (РХ) пары элементов 11, 12 - зависимость К от |β| - зависит от РХ элемента 11 и передаточной характеристики элемента 12 и подбирается такой, чтобы К был монотонно убывающей функцией абсолютной величины |β|, причем при |β|=0 К принимает свое максимальное значение, равное единице. В одном из простейших вариантов результирующая РХ имеет вид К(|β|)=ехр{-|β|}. Наилучший вид зависимости К от |β| может быть найден путем моделирования предлагаемой системы самонаведения. Пара элементов 11, 12 выполняет ту же функцию, что и пара 4, 6 или пара 5, 6, и может быть реализована с использованием известных схемных решений, традиционных для систем автоматической регулировки усиления /8, стр.220-227/. В частности, элемент 11 может быть выполнен в виде пассивного аттенюатора либо, как элементы 4 и 5, в виде УПЧ. В последнем случае для восстановления равенства дисперсий выходных сигналов 8 и 9 (при разрыве связи между элементами 12 и 13) на выходе УПЧ должен быть включен аттенюатор, ослабление которого должно совпадать с максимальным усилением этого УПЧ. Схема управления 12 выполняет функцию нелинейного преобразования входной величины |β|. Путем подбора ее нелинейной передаточной характеристики результирующая РХ К(|β|) пары 11, 12 может быть приведена к требуемому виду. Элемент 12 может быть реализован на базе операционного усилителя с включенным в него нелинейным сопротивлением. Для ответа на главный вопрос: как формировать сигнал управления автопилотом в ситуации больших выбросов величины |β| - необходимо воспользоваться очевидной рекомендацией - по возможности максимально сокращать интервал времени существования больших выбросов |ξ| и |β|. Принимая во внимание физическую трактовку (2) сигнала β и вывод "г", представляется целесообразным в качестве главной составляющей в сигнале управления автопилотом ракеты использовать сигнал Кα, а в качестве дополнительной составляющей - вспомогательный сигнал β, который, хотя и не содержит информации об угловом положении цели, но оказывается полезным для процесса наведения ракеты на цель. Воздействие на автопилот суммарного сигнала η=β+Кα приводит к режиму обычного управления автопилотом основным сигналом α при малых значениях |β|≈0, когда К≈1, и, вместе с тем, при больших выбросах |β| ракета будет изменять свою траекторию в сторону увеличения амплитуды А принимаемого сигнала и, тем самым, будет стремиться кратчайшим путем и за кратчайшее время попасть в область больших значений амплитуды А, а следовательно, и правильных измерений угла α₀. Конечно, при больших выбросах |β| ракета может управляться и сигналом α, что в конце концов переместит ее в область правильных угловых измерений, но произойдет это за больший интервал времени и по более длинной траектории, т.к. согласно выводу "в" ФЦ цели лишь в половине случаев располагается в области с более высоким значением амплитуды А.

Таким образом, в результате отказа от преследования ракетой ФЦ цели, "блуждающего" далеко за пределами геометрических размеров самой цели, и перехода к регулярному смещению траектории ракеты в сторону увеличения амплитуды А принимаемого сигнала траектория ракеты приобретает более плавный вид, уменьшая тем самым промахи ракеты.

Источники информации

1. Леонов А.И., Фомичев К.И. Моноимпульсная радиолокация. - М.: Радио и связь, 1984 г.

2. Основы радиоуправления. Под ред. В.А.Вейцеля и В.Н.Типугина. М.: "Сов. Радио", 1973 г.

3. Авторское свидетельство СССР №854161, кл. G01S 13/34, 1981 г.

4. Шерман. Комплексные оценки угловых координат неразрешаемых целей при применении моноимпульсных РЛС. - Зарубежная радиоэлектроника, 1972, №1.

5. Бакулев П.А., Симонов В.И. Возможность использования оценок комплексного сигнала ошибки в моноимпульсных РЛС. - Статистическое моделирование и оптимальное комплексирование автономных измерителей навигационных параметров полета. Тематический сборник научных трудов МАИ. - М.: МАИ, 1981 г.

6. Симонов В.И. Распознавание пространственно-протяженных объектов по данным угломерного канала моноимпульсных устройств. - Адаптивные устройства обработки информации в радиолокационных и радионавигационных системах. Тематический сборник научных трудов МАИ. - М.: МАИ, 1984 г.

7. Штагер Е.А., Чаевский Е.В. Рассеяние волн на телах сложной формы. - М.: "Сов. радио", 1974 г.

8. Радиоприемные устройства. Под ред. А.Г.Зюко. М.: "Связь", 1975 г.

Способ формирования сигналов управления в моноимпульсных головках самонаведения, заключающийся в выделении в плоскости пеленгации XZ (YZ) основного сигнала α_х(у), пропорционального производной ∂ϕ/∂х(∂у) от фазового распределения ϕ(x, у, z) принимаемого сигнала, вспомогательного сигнала β_х(у), пропорционального нормированной производной (1/А)∂А/∂х(∂у) от амплитудного распределения A(x, у, z) принимаемого сигнала, отличающийся тем, что дополнительно осуществляется регулировка амплитуды основного сигнала α_х(у) по закону K_x(у)α_x(у), в качестве сигнала управления антенной моноимпульсного пеленгатора выбирается сигнал K_x(у)α_x(у), а в качестве сигнала управления траекторией движения ракеты выбирается суммарный сигнал η_x(у)=β_x(у)+К_x(у)α_x(у), причем коэффициент К_х(у) выбирается монотонно убывающей функцией модуля вспомогательного сигнала |β_х(у)|.