Способ наведения летательного аппарата на источник излучения



Способ наведения летательного аппарата на источник излучения
Способ наведения летательного аппарата на источник излучения
Способ наведения летательного аппарата на источник излучения

Владельцы патента RU 2705669:

Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами и может быть использовано для их гарантированного наведения на наземный источник излучения по известному лишь только пеленгу без определения координат источника. Технический результат – повышение эффективности наведения за счет исключение вывода летательного аппарата за источник излучения. По способу пеленгуют источник излучения. Идентифицируют его как цели. Определяют курсовой угол на источник излучения. Строят прямую линию заданного пути, проходящую через точку пеленгования в направлении источника излучения. Выводят летательный аппарат с разворотом на линию заданного пути с нулевым курсовым углом на источник излучения. При этом для расчета используют местную декартову систему координат с центром, совпадающим с местом расположения летательного аппарата в момент пеленгования источника излучения. Обеспечивают выход летательного аппарата на линию заданного пути до точки пеленгования источника излучения при любых скоростях и курсовых углах. Определяют скорость летательного аппарата и минимально допустимый для этой скорости радиус разворота. Рассчитывают точку начала и радиус разворота летательного аппарата. Выполняют прямолинейный полет до расчетной точки начала разворота. Вывод летательный аппарат на линию заданного пути осуществляют по окружности с расчетным радиусом с разворотом в противоположную сторону от источника излучения. 1 ил.

 

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА) и может быть использовано для их гарантированного наведения на наземный источник излучения по известному лишь только пеленгу без определения координат источника.

Известен способ вывода ЛА на незапрограммированную наземную излучающую цель, в соответствии с которым по периметру района боевых действий выбирают произвольные поворотные пункты маршрута (ППМ), определяют их координаты, которые вводят в бортовую вычислительную машину навигационного комплекса ЛА. Координаты НИМ используют для создания единого поля целеуказания, которое позволяет определять координаты любой цели в этом районе относительно каждого из НИМ. Полет на цель, координаты которой выдает пункт управления, осуществляют из одного из НИМ с выходом на линию «ППМ-цель» [Паньков С.Я., Забураев Ю.Е., Матвеев A.M. Теория и методика управления авиацией: учеб. пособие. В 2 ч. Ч. 1. Под общ. ред. В.А. Мещерякова-Ульяновск: УВАУ ГА, 2006. - 190 с. С. 178-182].

Недостаток способа состоит в том, что если координаты незапрограммированной цели неизвестны (известно только направление на цель в момент ее излучения), то строить линию «ППМ-цель» невозможно.

Известен курсовой способ наведения самолета на наземную цель, сущность которого состоит в непосредственном наведении пилотом ЛА на постоянно или периодически излучающий источник [Паньков С.Я., Забураев Ю.Е., Матвеев A.M. Теория и методика правления авиацией: учеб. пособие. В 2 ч. Ч. 1. Под общ. ред. В.А. Мещерякова - Ульяновск: УВАУ ГА, 2006. - 190 с. С. 176-177].

Недостаток способа заключается в отсутствии возможности вывода ЛА на цель, если цель прекратит излучение.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому эффекту (прототип) к предлагаемому способу является маршрутный способ наведения ЛА на цель, заключающийся в пеленговании источника излучения (ИИ), его идентификации как цель, определении курсового угла на источник излучения, построении прямой линии заданного пути (ЛЗП), проходящей через точку пеленгования в направлении источника излучения и выводе ЛА на линию заданного пути с разворотом в сторону ИИ по кратчайшему пути [Паньков С.Я., Забураев Ю.Е., Матвеев A.M. Теория и методика правления авиацией: учеб. пособие. В 2 ч. Ч. 1. Под общ. ред. В.А. Мещерякова - Ульяновск: УВАУ ГА, 2006. - 190 с. С. 177-179].

Недостатком способа является высокая вероятность выхода ЛА на ЛЗП за источником излучения, что обусловлено увеличением радиуса разворота ЛА при больших курсовых углах на источник излучения и скоростях ЛА.

Техническим результатом настоящего изобретения является исключение вывода летательного аппарата за источник излучения за счет его выхода на прямую линию заданного пути с нулевым курсовым углом на источник излучения до точки, находящейся на данной прямой до точки пеленгования.

Указанный результат достигается тем, что в известном способе наведения летательного аппарата на источник излучения, заключающийся в пеленговании источника излучения, его идентификации как цель, определении курсового угла на источник излучения, построении прямой линии заданного пути, проходящей через точку пеленгования в направлении источника излучения, и выводе летательного аппарата с разворотом на линию заданного пути с нулевым курсовым углом на источник излучения, согласно изобретению определяют скорость летательного аппарата и минимально допустимый для этой скорости радиус разворота, рассчитывают точку начала и радиус разворота летательного аппарата, выполняют прямолинейный полет до расчетной точки начала разворота, вывод летательного аппарата на линию заданного пути осуществляют по окружности с расчетным радиусом с разворотом в противоположную сторону от источника излучения.

Сущность изобретения заключается в том, что определяют скорость ЛА и минимально допустимый для этой скорости радиус разворота, рассчитывают точку начала и радиус разворота летательного аппарата, выполняют прямолинейный полет до расчетной точки начала разворота, вывод летательного аппарата на линию заданного пути осуществляют по окружности с расчетным радиусом с разворотом в противоположную сторону от ИИ.

Сущность изобретения поясняется фигурой, где представлены взаимное расположение ЛА и ИИ в плоскости. На фигуре обозначены:

1 - вектор скорости ЛА до начала разворота;

2 - местоположение ИИ;

3 - прямая линия заданного пути;

4.1, 4.2 - маршрут ЛА при наведении на ИИ по способу-прототипу для случая малого и большого курсовых углов на ИИ в момент его пеленгования, соответственно;

4.3 - маршрут ЛА при наведении на ИИ по предлагаемому способу;

XOY - местная декартовая система координат с центром, совпадающим с местом расположения ЛА в момент пеленгования ИИ; N - точка начала разворота ЛА; O1 - центр окружности разворота ЛА при полете с использованием предлагаемого способа; Pm - точка перехода ЛА в разворот в другую сторону для плавного выхода на ЛЗП с использованием способа-прототипа; K, Km - точки выхода ЛА на ЛЗП с использованием предлагаемого и способа-прототипа, соответственно; ψ - курс ЛА в момент пеленгования ИИ; θ - азимут ИИ; r - радиус разворота ЛА.

Из фигуры видно, что при выводе ЛА на ЛЗП с разворотом на ИИ по кратчайшему пути (прототип) возможен выход ЛА как до ИИ (маршрут 4.1 на фигуре), так и за ИИ (маршрут 4.2 на фигуре). Вероятность выхода ЛА за ИИ определяется радиусом разворота ЛА. Чем выше скорость ЛА и больше курсовой угол на ИИ, а соответственно и радиус разворота, тем выше эта вероятность.

Согласно заявленному изобретению вывод ЛА на ЛЗП осуществляют с разворотом в противоположную от ИИ сторону по окружности с радиусом, определяемым скоростью ЛА и курсовым углом на ИИ (маршрут 4.3 на фигуре). При этом точка K выхода ЛА на ЛЗП является точкой касания окружности разворота с ЛЗП, т.е. ЛА при выводе по данной окружности выходит на ЛЗП сразу с нулевым курсовым углом на ИИ. Так как точка пеленгования ИИ О лежит на пересечении прямых ЛЗП и линии маршрута ЛА до начала разворота, являющихся касательными к окружности разворота, то ЛА при любых скоростях и курсовых углах на ИИ выходит на ЛЗП до точки пеленгования ИИ О (см. фигуру), а значит и гарантированно до ИИ, то есть вероятность выхода ЛА на ЛЗП после ИИ равна 0. Этим достигается указанный в изобретении технический результат.

Способ может быть реализован следующим образом.

1) ЛА совершает полет. При наличии излучения от ИИ с помощью пеленгатора на борту идентифицируют его. При классификации источника как цель измеряют курсовой угол на него (θ-ψ) и скорость ЛА V. Строят прямую ЛЗП.

2) С учетом минимально допустимого радиуса разворота для данного типа ЛА rmin, который может быть выбран исходя из допустимой угловой скорости разворота ЛА [Справочник летчика и штурмана. Под ред. В.М. Лавского. М: Воениздат, 1974, с. 372-373], рассчитывают промежуток времени Δt с момента пеленгования источника излучения T0 до начала разворота Tr и радиус разворота r=V⋅Δt⋅tg(α), где V - скорость ЛА; При этом принято, что ЛА будет совершать разворот с постоянным радиусом по окружности с центром O1 (см. фигуру). Поскольку вектор скорости ЛА является касательной к данной окружности, центр которой перпендикулярен к начальному курсу самолета, то координата O1=N+i⋅r⋅ехр(i⋅ψ).

Для расчетов принято комплексное представление координат где - реальная часть, абсцисса, - мнимая часть, ордината, i - мнимая единица, arg(⋅) - аргумент комплексного числа (фаза), заключенного в скобки.

3) Определяют точку начала разворота ЛА с учетом того, что до этого ЛА совершает прямолинейный полет с выдерживанием постоянного курса:

N=O+V⋅Δt⋅exp(i⋅ψ).

4) По завершению расчетов выводят ЛА на ЛЗП по выбранному маршруту, а именно первоначально выполняют прямолинейный полет с постоянной скоростью до точки N, затем осуществляют разворот в противоположную сторону от ИИ с рассчитанным радиусом разворота г до точки K на ЛЗП (см. фигуру).

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет решить поставленную техническую задачу: выход летательного аппарата на прямую линию заданного пути с нулевым курсовым углом на источник излучения до точки, находящейся на данной прямой до точки пеленгования.

Дополнительным достоинством способа является возможность наведения летательного аппарата на кратковременно и не периодически излучающий источник только по одному известному пеленгу на него.

Способ наведения летательного аппарата на источник излучения, заключающийся в пеленговании источника излучения, его идентификации как цели, определении курсового угла на источник излучения, построении прямой линии заданного пути, проходящей через точку пеленгования в направлении источника излучения, и выводе летательного аппарата с разворотом на линию заданного пути с нулевым курсовым углом на источник излучения, отличающийся тем, что для расчета используют местную декартову систему координат с центром, совпадающим с местом расположения летательного аппарата в момент пеленгования источника излучения, обеспечивают выход летательного аппарата на линию заданного пути до точки пеленгования источника излучения при любых скоростях и курсовых углах, для чего определяют скорость летательного аппарата и минимально допустимый для этой скорости радиус разворота, рассчитывают точку начала и радиус разворота летательного аппарата, выполняют прямолинейный полет до расчетной точки начала разворота, вывод летательного аппарата на линию заданного пути осуществляют по окружности с расчетным радиусом с разворотом в противоположную сторону от источника излучения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к военной технике и может быть применено в устройствах для запуска управляемого боеприпаса. Устройство содержит источник питания, часовой механизм, схему «И», запускающий элемент пускового оборудования и элементы разового действия.

Изобретение относится к системам наведения ракет и может быть использовано в противотанковых ракетных комплексах. Технический результат - повышение вероятности попадания в цель в режиме автосопровождения цели и снижение вероятности обнаружения противником факта облучения цели лазерным излучением.

Изобретение относится к боеприпасам ствольной артиллерии и может быть использовано во взрывателях артиллерийских снарядов. Технический результат – повышение эффективности коррекции траектории снарядов.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления ракетой при удалении с орбиты спутников, у которых закончился срок активного существования, путем разрушения спутника с помощью ракеты и изменения его орбиты.

Группа изобретений относится к области ракетно-космической техники и может быть использована при проектно-конструкторской разработке высотных ступеней, предназначенных для выведения космических аппаратов - КА на околоземные орбиты.

Изобретение относится к способам поражения подводных целей с применением реактивных противолодочных систем. Определяют координаты и параметры движения цели, решают задачу встречи снаряда с целью в упрежденной точке с учетом времени запаздывания на полет ракеты на воздушном участке траектории, наводят пусковую установку, выстреливают ракету в упрежденную точку и поражают цель.
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в системах управления и наведения беспилотных летательных аппаратов: управляемых ракет, корректируемых авиабомб и других аппаратов класса «воздух - поверхность».

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), предназначенным для борьбы с защищенными целями, обладающими высокоэффективными средствами противоракетной и противовоздушной обороны (ПРО/ПВО).

Группа изобретений относится к области применения управляемого ракетного вооружения и может быть использована в многоканальных комплексах, имеющих средства обнаружения, сопровождения целей и пеленгации ракет.
Изобретение относится к военной технике и может быть применено для создания дальнобойных артиллерийских боеприпасов. Способ повышения дальности стрельбы корректируемыми артиллерийскими боеприпасами заключается в том, что в головной взрыватель вычислительного устройства снаряда перед выстрелом вводят количество импульсных коррекций и алгоритм их включения.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами и может быть использовано для их гарантированного наведения на наземный источник излучения по известному лишь только пеленгу без определения координат источника. Технический результат – повышение эффективности наведения за счет исключение вывода летательного аппарата за источник излучения. По способу пеленгуют источник излучения. Идентифицируют его как цели. Определяют курсовой угол на источник излучения. Строят прямую линию заданного пути, проходящую через точку пеленгования в направлении источника излучения. Выводят летательный аппарат с разворотом на линию заданного пути с нулевым курсовым углом на источник излучения. При этом для расчета используют местную декартову систему координат с центром, совпадающим с местом расположения летательного аппарата в момент пеленгования источника излучения. Обеспечивают выход летательного аппарата на линию заданного пути до точки пеленгования источника излучения при любых скоростях и курсовых углах. Определяют скорость летательного аппарата и минимально допустимый для этой скорости радиус разворота. Рассчитывают точку начала и радиус разворота летательного аппарата. Выполняют прямолинейный полет до расчетной точки начала разворота. Вывод летательный аппарат на линию заданного пути осуществляют по окружности с расчетным радиусом с разворотом в противоположную сторону от источника излучения. 1 ил.

Наверх