Способ наведения летательного аппарата на источник разового излучения



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

Владельцы патента RU 2707491:

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 способу наведения летательного аппарата на источник разового излучения. Способ заключается в том, что определяют курсовой угол при пеленговании на источник излучения, выстраивают прямую линию заданного пути через точку пеленгования в направлении на источник, выводят летательный аппарат на линию заданного пути, а в случае если курсовой угол больше заданного, осуществляют разворот летательного аппарата по окружности с минимально возможным радиусом в противоположную сторону от источника разового излучения и выводят летательный аппарат на линию заданного пути с нулевым курсом на источник излучения по кратчайшему маршруту. Обеспечивается повышение вероятности наведения летательного аппарата на источник разового излучения. 3 ил.

 

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА) и может быть использовано для их наведения на источник разового излучения (ИРИ). Под ИРИ может быть источник, который излучает непериодически или периодически, но интервал между излучениями больше времени наведения ЛА, а также источник с узкой диаграммой направленности излучения, например станция релейной связи или РЛС, пеленгация которых возможна лишь при попадании главного лепестка диаграммы направленности излучения таких станций на приемную антенну пеленгатора.

1) Известен способ вывода самолета на незапрограммированную наземную цель, в соответствии с которым по периметру района боевых действий выбираются произвольные поворотные пункты маршрута (ППМ) и их координаты вводятся в бортовую вычислительную машину навигационного комплекса самолета для создания единого поля целеуказания, позволяющего определить координаты любой цели в этом районе относительно каждого из ППМ. После получения координат незапрограммированной цели пилот проводит на карте прямую линию через цель и один из запрограммированных ППМ, после этого осуществляет полет на данный ППМ с последующим выходом на линию «ППМ-цель» с учетом расчетного радиуса разворота [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, то строить линию «запрограммированный ППМ-цель» невозможно.

2) Известен курсовой способ наведения самолета на цель, сущность которого состоит в непосредственном наведении самолета на постоянно или периодически излучающий источник [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. 176-177].

Недостаток способа заключается в отсутствии возможности вывода самолета на разово излучающую цель, особенно, если в момент пеленгации курсовой угол самолета на источник излучения отличен от нуля.

3) Наиболее близким по технической сущности и достигаемому эффекту (прототип) к предлагаемому способу является маршрутный способ наведения ЛА на излучающую цель, заключающийся в пеленговании источника излучения, 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 то, что при больших курсовых углах источника излучения и высокой скорости летательного аппарата высока вероятность вывода его на линию заданного пути за источником излучения.

Техническим результатом настоящего изобретения является повышение вероятности наведения высокоскоростного летательного аппарата на источник разового излучения, курсовой угол на который больше заданного, а дальность неизвестна, по кратчайшему маршруту за счет построения линии заданного пути в направлении ИРИ при его пеленгации и предварительного отворота по окружности с минимально возможным радиусом разворота в другую сторону от ИРИ с последующим выводом на линию заданного пути с нулевым курсовым углом на ИРИ.

Указанный результат достигается тем, что в известном способе наведения летательного аппарата на источник излучения, заключающийся в пеленговании источника излучения, определении курсового угла на источник излучения, построении прямой линии заданного пути, проходящей через точку пеленгования в направлении на источник излучения, и выводе летательного аппарата на линию заданного пути, согласно изобретению при отсутствии информации о дальности до источника разового излучения сравнивают курсовой угол на него и, если он больше заданного, осуществляют предварительный разворот летательного аппарата по окружности с минимально возможным радиусом в противоположную сторону от источника разового излучения и последующий вывод на линию заданного пути с нулевым курсовым углом на источник разового излучения по кратчайшему маршруту.

Сущность изобретения заключается в том, что для наведения на ИРИ с неизвестными координатами после пеленгации ИРИ строят линию заданного пути в его направлении и, если курсовой угол летательного аппарата на ИРИ больше заданного, сразу осуществляют предварительный отворот летательного аппарата по окружности в противоположную сторону от ИРИ с минимально возможным радиусом и затем выводят его на ЛЗП с нулевым курсовым углом на ИРИ по кратчайшему маршруту. Применение данного способа наведения обеспечивает повышение вероятности наведения ЛА на ИРИ с неизвестными координатами по кратчайшему маршруту [Замыслов М.А., Мальцев A.M., Штанькова Н.В., Мордань М.С. Способ наведения летательного аппарата на кратковременно наблюдаемый источник излучения. / Сб. науч. ст. по материалам III Всероссийской НПК «АВИОНИКА» (15-16 марта 2018 г.). - Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2018. - 364 с. С. 121-123].

Сущность изобретения поясняется фиг. 1, где представлены взаимное расположение ЛА и ИРИ в горизонтальной плоскости. На фиг. 1 обозначены:

N - местоположение ЛА в момент пеленгации ИРИ;

ИРИ - местоположение источника разового излучения;

1 - траектория движения ЛА при выходе на ЛЗП способом-прототипом: 1.1 - при векторе скорости и курсовом угле α1≤αзад; 1.2 - при векторе скорости и курсовом угле α2зад;

2 - траектория движения ЛА с использованием предлагаемого способа;

αзад - заданный курсовой угол.

Из фиг. 1 видно, что если в момент пеленгации ИРИ курсовой угол ЛА на него меньше заданного значения, то ЛА выходит на ЛЗП до ИРИ, а если больше - за ИРИ. Это объясняется тем, что вывод ЛА на ЛЗП осуществляется по окружности с минимально возможным радиусом r. Если не учитывать обратный разворот ЛА для плавного вывода на ЛЗП, что увеличивает дальность выхода на ЛЗП, то точка выхода на ЛЗП определяется пересечением окружности, по которой осуществляется вывод ЛА, и прямой ЛЗП. Отрезок от точки начала вывода (ТНВ) ЛА на ЛЗП до точки выхода на ЛЗП является хордой окружности, длина которой определяется как a=2r⋅sin α, где α курсовой угол ЛА на ИРИ в ТНВ. Минимально возможный радиус r разворота определяется типом ЛА и его скоростью в ТНВ. Поэтому при постоянном радиусе разворота r увеличение курсового угла на ИРИ α приводит соответственно к увеличению длины хорды или удалению точки выхода ЛА на ЛЗП от ТНВ.

Реализация предложенного способа поясняется с использованием фиг. 2, на которой обозначены:

1 - траектория движения ЛА с использованием способа-прототипа;

2 - траектория движения ЛА с использованием предлагаемого способа;

XNY - местная декартовая система координат с центром, совпадающим с местом расположения ЛА в момент пеленгации ИРИ;

- вектор скорости ЛА;

O1, O2 - центры окружностей разворотов ЛА при полете с использованием предлагаемого способа; O1m, O2m - центры окружностей разворотов ЛА при полете с использованием способа-прототипа;

Р, Pm - точки перехода ЛА в разворот в другую сторону для плавного выхода на ЛЗП с использованием предлагаемого способа и способа-прототипа, соответственно;

K, Km - точки выхода ЛА на ЛЗП с использованием предлагаемого способа и способа-прототипа, соответственно;

ψ - курс ЛА в момент пеленгации ИРИ;

θ - азимут ИРИ;

r - радиус разворота ЛА;

ИРИ - источник разового излучения.

Предложенный способ может быть реализован следующим образом.

1) После пеленгации излучения от ИРИ с помощью пеленгатора на борту ЛА строят прямую ЛЗП от точки пеленгации в направлении ИРИ, измеряют курсовой угол на него (θ-ψ) и, если он больше заданного, начинают разворот от ИРИ по окружности с минимально возможным радиусом r. Радиус разворота определяется скоростью ЛА по формуле: , где V - измеренная текущая скорость ЛА, ω - допустимая угловая скоростью разворота для данного типа ЛА [Справочник летчика и штурмана. Под ред. В.М. Лавского. М: Воениздат, 1974, с. 372-373]. Разворот ЛА осуществляют по окружности с центром O1, координаты которой рассчитывают по формуле:

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

2) Рассчитывают координаты точки Р начала разворота ЛА в другую сторону для плавного выхода на ЛЗП и точки K выхода на нее:

где O2 _ координаты центра окружности, по которой осуществляют разворот ЛА в другую сторону для плавного выхода на ЛЗП;

3) При достижении ЛА точки Р начинают разворот в другую сторону по окружности с минимально возможным радиусом r до точки K.

4) Осуществляют прямолинейный полет до визуального или радиолокационного обнаружения ИРИ.

На фиг. 3а) приведены зависимости дальностей вывода ЛА на ЛЗП для предложенного способа D=⎜N-K⎜ (сплошная линия) и способа-прототипа Dm=|N-Km| (штриховая линия) от курсового угла ЛА на ИРИ |θ-ψ| при различных скоростях V ЛА, а на фиг. 3б) - их отношение. Из зависимостей на фиг. 3а) видно, что применение способа-прототипа при наведении высокоскоростного ЛА с первоначальным большим курсовым углом на ИРИ высока вероятность вывода ЛА на ЛЗП за ИРИ. Также из анализа зависимостей следует, что заданный курсовой угол αзад ЛА на ИРИ, при котором целесообразно использовать предложенный способ, должен быть не более 30°.

Из фиг. 3б) следует, что предложенный способ обеспечивает вывод ЛА на ЛЗП в 5,6…1,7 раза ближе от точки пеленгации ИРИ при курсовых углах на него 30°…150°, соответственно, чем при способе-прототипе, и, таким образом, повысить вероятность наведения ЛА на ИРИ с неизвестными координатами.

Вывод ЛА на ЛЗП с использованием предложенного способа осуществляют по кратчайшему маршруту, так как ЛА делает начальный разворот от ИРИ и последующий разворот в обратную сторону для плавного выхода на ЛЗП с нулевым курсовым углом на ИРИ по окружностям с минимально возможным радиусом разворота для данного типа ЛА.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет решить поставленную техническую задачу: повысить вероятность наведения высокоскоростного летательного аппарата на источник разового излучения, курсовой угол на который больше заданного, а дальность неизвестна, по кратчайшему маршруту.

Способ наведения летательного аппарата на источник разового излучения, заключающийся в пеленговании источника разового излучения, определении курсового угла на него, построении прямой линии заданного пути, проходящей через точку пеленгования в направлении на источник разового излучения, и выводе летательного аппарата на линию заданного пути, отличающийся тем, что при отсутствии информации о дальности до источника разового излучения сравнивают курсовой угол на него и, если он больше заданного, осуществляют предварительный разворот летательного аппарата по окружности с минимально возможным радиусом в противоположную сторону от источника разового излучения и последующий вывод на линию заданного пути с нулевым курсовым углом на источник разового излучения по кратчайшему маршруту.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к системе и способу компенсации порыва воздушной массы, воздушному летательному аппарату. Система содержит подсистему датчиков, подсистему сигналов порыва воздушной массы, выполненную с возможностью выдачи сигнала для перемещения поверхностей управления в ответ на этот сигнал.
Активная радиолокационная система захода и посадки летательных аппаратов на взлетно-посадочную полосу содержит наземное оборудование, состоящее из радиолокатора посадки (РЛП), и оборудование на борту летательного аппарата, в состав которого входит активный модуль СВЧ, бортовой компьютер и средства связи для передачи для приема цифровой информации от РЛП, при этом РЛП содержит цифровой радиолокационный модуль с фазированной антенной решеткой (ФАР), средства связи для передачи летательному аппарату радиолокационной информации (РЛИ) и средства электропитания, а активный модуль СВЧ содержит антенно-фидерные каналы, приемопередающие блоки зондирующего сигнала, линии задержки зондирующего сигнала.

Изобретение относится к системе управления полетом беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) с дифференциальным позиционированием на основе сети постоянно действующих референцных станций (CORS).

Использование: в области электротехники. Технический результат – обеспечение экономии потребления электроэнергии роботом-уборщиком.

Группа изобретений относится к способу и системе обеспечения автоматической посадки летательного аппарата на взлетно-посадочную полосу, устройству обработки данных для осуществления способа.

Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга содержит навигационно-измерительный комплекс, два масштабных блока, пять сумматоров, два нелинейных блока, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления, рулевой привод, руль высоты, два ключа, задатчик высоты круга, датчик скорости полета самолета, блок логики, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к области судовождения, в частности к системам управления, обеспечивающим автоматическое управление движением морского подвижного объекта (МПО) по маршруту.

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования сигналов управления для рулевых приводов беспилотного летательного аппарата. Для формирования сигналов управления осуществляют прием текущих сигналов управления по курсу, тангажу и крену, измеряют скорость полета летательного аппарата, производят кинематическое распределения сигналов управления для рулевых приводов, задают номинальные значения ограничения сигналов управления определенным образом.
Группа изобретений относится к способу и системе управления креном подводного подвижного объекта. Для управления креном устанавливают горизонтальные рули определенным образом, опытным путем определяют коэффициент пропорциональности крена квадрату угловой скорости вращения винта движителя подвижного объекта и вводят полученные данные в компьютерную систему управления подвижного объекта, автоматически выставляют горизонтальные рули для вычисленного значения кренящего момента.

Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата содержит задатчик угла крена, вычислитель автопилота угла крена, алгебраический селектор, сервопривод элеронов летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, задатчик максимальной угловой скорости крена, вычислитель автомата ограничения угловой скорости крена, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, датчик положения ручки управления летчика, вычислитель максимальной угловой скорости крена, датчик высоты полета, датчик числа М, датчик угла атаки, датчик угла скольжения, датчик положения элеронов, соединенные определенным образом.

Группа изобретений относится к артиллерийской технике, в частности к танковым управляемым реактивным снарядам раздельного заряжания со стыкуемыми в канале ствола частями снаряда.

Изобретение предназначено для использования в боевой космической технике для поражения летательных аппаратов. Технический результат - повышение поражающей способности.

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к движущимся со сверхзвуковыми скоростями летательным аппаратам с ракетными двигателями. Технический результат – повышение эффективности тепловой защиты корпуса ракеты и повышение рекуперации тепла от аэродинамического нагрева.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для сокращения районов падения отделяющихся частей ступеней ракет-носителей.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Носовой обтекатель летательного аппарата (2) в транспортно-пусковом контейнере (3) состоит из днища (11) и корпуса (12), образующих разъемное соединение с обеспечением герметизации стыка.

Группа изобретений относится к области оперативного контроля информационного взаимодействия беспилотного летательного аппарата - БПЛА, оснащенного системой ликвидации, с аппаратурой носителей или с аппаратурой проверочных комплексов.

Вращающаяся самонаводящаяся ракета относится к оборонной технике и может быть использована в ракетах с одноканальным управлением, запускаемых с плеча, а также с различных носителей, обеспечивающих, в том числе, залповую стрельбу по воздушным целям.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в переносных зенитных ракетных комплексах. Технический результат - повышение вероятности попадания ракеты в цель в условиях сложной помехофоноцелевой обстановки и организованного оптического противодействия, а также сокращение временных потерь при прицеливании и пуске ракеты.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к многоступенчатым ракетам, и может быть использовано в ракетостроении. Технический результат - повышение эффективности работы ракеты за счет возможности отделения отработавших топливных баков без отделения ракетных двигателей и изоляции остаточного количества топливной массы.

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

Предлагаемое изобретение относится к области оптического приборостроения, в частности, к средствам обработки сигналов фотоприемников. Устройство для усиления и предварительной обработки импульсов с инфракрасного фотодиода содержит ИК фотодиод, подключенный к блоку обработки сигнала.

Изобретение относится к способу наведения летательного аппарата на источник разового излучения. Способ заключается в том, что определяют курсовой угол при пеленговании на источник излучения, выстраивают прямую линию заданного пути через точку пеленгования в направлении на источник, выводят летательный аппарат на линию заданного пути, а в случае если курсовой угол больше заданного, осуществляют разворот летательного аппарата по окружности с минимально возможным радиусом в противоположную сторону от источника разового излучения и выводят летательный аппарат на линию заданного пути с нулевым курсом на источник излучения по кратчайшему маршруту. Обеспечивается повышение вероятности наведения летательного аппарата на источник разового излучения. 3 ил.

Наверх