Способ и система определения наиболее благоприятных для атаки воздушных целей в режиме многоцелевого сопровождения

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано при разработке перспективных радиолокационных систем и их модернизации. Достигаемый технический результат: обеспечение высокой вероятности принятия правильного решения при определении целей, наиболее благоприятных для атаки. Суть предлагаемого способа ранжирования воздушных целей на этапе ближнего наведения при решении истребителями задач перехвата и уничтожения воздушных целей с применением всеракурсных управляемых ракет с радиолокационной головкой самонаведения состоит в том, что в произвольный момент времени начала ранжирования для всех N_ц сопровождаемых целей на основе полученных измерений дальности Д_i от самолета до i-й цели и ее производной и бортовых пеленгов из PJIC и углов атаки α, скольжения β, крена тангажа рыскания и их производных из системы автономных датчиков формируются компоненты матрицы результирующих координатных преобразований. На основании полученных компонент матрицы рассчитываются текущий пространственный угол упреждения и проекции угловой скорости самолета на оси связанной системы координат. Далее определяются проекции угловой скорости, баллистическая дальность Д_р на момент пуска ракеты, компоненты вектора упрежденной дальности и формируются требуемый пространственный угол упреждения и ошибка наведения по углу . По вычисленным значениям для каждой цели осуществляется ранжирование по мере нарастания обобщенного показателя. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано при разработке перспективных радиолокационных систем и их модернизации.

Достигаемый технический результат заключается в обеспечении высокой вероятности принятия правильного решения при определении целей, наиболее благоприятных для атаки.

Ранжирование воздушных целей (ВЦ) по степени их важности является основой обеспечения ситуационной осведомленности летчиков истребителей и многофункциональных самолетов (МФС), особенно при групповом противоборстве. При распознавании ВЦ по важности выделяют опасные [1], благоприятные для атаки, приоритетные и неопасные цели [2].

Необходимо подчеркнуть, что если в условиях одиночного противоборства превалирующее значение имеет ранжирование целей по степени опасности, то в условиях группового - все большее значение приобретает ранжирование ВЦ по благоприятности их поражения. Однако решению задачи оптимизации процедуры ранжирования целей по степени благоприятности для поражения ВЦ практически не уделяется внимания.

В дальнейшем под наиболее благоприятной для атаки ВЦ считается такая цель, самонаведение на которую перехватчик выполняет при минимальном маневрировании и с минимальным временем наведения. При этом полагается, что используется наиболее распространенный метод самонаведения перехватчика в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи (УТВ) [3], все измерения БРЛС выполняются в антенной системе координат (СК) [4] и формируются типовые оценки дальности, скорости сближения, бортовых пеленгов целей и угловых скоростей линий их визирования (ЛВ) в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Разработка способа и системы определения наиболее благоприятных для атаки ВЦ по данным БРЛС, функционирующей в режиме программируемого многоцелевого сопровождения (МЦС) при отсутствии внешнего целеуказания, выполнена при следующих исходных данных.

Антенная система БРЛС выполнена в виде ФАР или АФАР, формирующей однолепестковую диаграмму направленности (ДН), а фазовый центр антенны совмещен с центром масс (ЦМ) самолета. Кроме того, в качестве исходной модели для каждой отдельно взятой i-й сопровождаемой ВЦ для режима программируемого МЦС принята модель режима сопровождения одиночной цели (СОЦ), при котором одна из осей антенной СК (и, соответственно, ДН антенны) непрерывно ориентируется по линии визирования (ЛВ) сопровождаемой цели.

При решении задач перехвата и уничтожения ВЦ истребители и МФС могут применять всеракурсные управляемые ракеты (УР) с полуактивными и активными радиолокационными головками самонаведения (РГС), а также УР с тепловыми головками самонаведения.

При применении всеракурсных УР класса «воздух-воздух» ближнее наведение, как правило, осуществляется с упреждением вектора скорости истребителя (МФС) относительно ЛВ цели. Реализуемый при этом метод наведения в наивыгоднейшую УТВ при применении УР с полуактивными РГС является достаточно сложным с точки зрения практической реализации. Он характеризуется тем, что после пуска по неманеврирующей цели траектория полета истребителя должна быть прямолинейной, продолжая подсвет цели, а ракета и цель должны одновременно достигать УТВ. [3]. При этом формирование сигналов управления самолетом может осуществляться в нормальной, антенной и других СК [4].

На фиг. 1 представлена векторная схема ближнего наведения истребителя (МФС) на i-ю ВЦ в пространстве в соответствии с методом наведения в наивыгоднейшую УТВ. На фигуре приняты следующие обозначения: точки О, Ц_i, Ц_урi, Ц_уфi определяют положение в расчетный момент времени t соответственно самолета, i-й ВЦ с вектором воздушной скорости V_цi, упрежденных расчетной и фактической точек встречи УР с i-й ВЦ; - вектор упрежденной расчетной дальности; - вектор фактической упрежденной дальности; - орт вектора воздушной скорости самолета - требуемый пространственный угол упреждения требуемого вектора - текущий пространственный угол упреждения вектора - ошибка наведения по углу; - вектор линейной ошибки наведения; минимальная величина вектора называется вектором линейного промаха УР [3]; - точка пуска ракеты; t_нi - время наведения самолета на i-ю ВЦ на участке OO_кi; О_кi - положение самолета в момент встречи УР с i-й ВЦ; - вектор баллистической дальности ракеты.

На фиг. 2 представлены нормальная земная O₀X_gY_gZ_g, нормальная OX_gY_&Z_g и антенная OX_aY_aZ_a СК. Положение i-й ВЦ (точка Ц_i) и самолета (точка О) в нормальной земной СК определяется векторами Д_цi (t) и Д_с(t).

Относительное положение цели и самолета характеризуется вектором относительной дальности Д_i(t), так что выполняется векторное соотношение

С БРЛС связана антенная СК OX_aY_aZ_a с началом в ЦМ самолета, вращающаяся вокруг ЦМ относительно нормальной СК OX_gY_gZ_g с угловой скоростью В антенной СК БРЛС автоматически измеряет (оценивает) для каждой ВЦ дальность до цели Д_i(t), скорость ее изменения углы бортовых пеленгов цели в азимутальной и угломестной плоскостях, причем углы характеризуют отклонение ЛВ i-й ВЦ в антенной СК относительно осей связанной СК OXYZ (фиг. 3). Для определенности координатных преобразований переход от связанной к антенной СК осуществляется путем последовательных поворотов на углы и против часовой стрелки.

Из векторной схемы наведения (фиг. 1) следует, что к основным параметрам (показателям), характеризующим эффективность решения задачи самонаведения самолета на i-ю ВЦ при применении всеракурсных УР с полуактивными РГС, относятся: ошибка наведения по углу или линейный промах (модуль вектора ); требуемый угол упреждения время наведения На практике при определении показателей используются следующие допущения:

начальный вектор скорости УР по направлению совпадает с вектором воздушной скорости V_c самолета;

после пуска УР движется равномерно и прямолинейно со скоростью где ΔV_p - среднее расчетное превышение скорости ракеты над скоростью самолета; при этом

где t_p - расчетное время полета УР, которое вычисляется для конкретных условий ее применения при определении допустимой дальности пуска (на участке

Кроме того, наведение истребителя (МФС) в УТВ обычно осуществляется при достаточно малых значениях требуемых углов упреждения в горизонтальной и вертикальной плоскостях (соответственно малых значениях пространственного угла Здесь - значения секторов обзора БРЛС в горизонтальной и вертикальной плоскостях относительно продольной оси истребителя.

Как следует из вышеизложенного, для определения наиболее благоприятных для атаки ВЦ в качестве классификационных признаков целесообразно использовать показатели (или h_лi), ϕ_тi и t_нi. При этом ошибка наведения по углу (или линейный промах h_лi) непосредственно характеризуют точность самонаведения самолета на i-ю ВЦ: чем меньше ошибка (или h_лi), тем выше вероятность поражения цели. Уменьшение угла ϕ_тi в общем случае приводит к снижению требований к перегрузкам самолета после пуска УР, а также повышает точность определения данного угла. Снижение времени наведения самолета t_нi на каждую i-ю ВЦ позволяет сократить время расходования боекомплекта и тем самым повысить безопасность самолета.

При ранжировании ВЦ по степени благоприятности для атаки на этапе ближнего наведения истребителей (МФС) был использован метод субъективного свертывания частных показателей путем введения обобщенного показателя с помощью весовых коэффициентов [5]. Простейшей формой рассматриваемого метода свертывания частных показателей является квадратичная свертка, описываемая выражением

где I_i - обобщенный (скалярный) показатель для i-й цели; весовые коэффициенты α_Δ, α_ϕ, α_t, удовлетворяют тем или иным условиям нормировки; t - расчетный момент времени.

В качестве критерия для определения наиболее благоприятных для атаки воздушных целей в результате формирования для сопровождаемых ВЦ обобщенных показателей (3) при t=t_нр принято выражение

где t_нр - момент начала ранжирования ВЦ, который соответствует моменту перехода с этапа дальнего наведения на этап ближнего наведения (самонаведения) самолета [3]. В момент t_нр БРЛС сопровождает траектории всех I_ц целей, для которых радиолокационной системой опознавания совместно с БРЛС определена государственная принадлежность.

Вполне очевидно, что число атакуемых после ранжирования ВЦ не превышает числа имеющихся на борту УР. При этом степень благоприятности для атаки ВЦ убывает по мере возрастания I_i (t_нр).

Расчет пространственных значений ϕ_тi и t_нi, необходимых для формирования (3), выполняется в следующем порядке.

Сначала определяются компоненты матрицы результирующих координатных преобразований при переходе от нормальной земной O₀X_gY_gZ_g и нормальной OX_gY_gZ_g к антенной OX_aY_aZ_a системе координат (СК), изображенных на фиг. 2:

где - матрицы размера 3×3 вида

на основе полученных от БРЛС измерений углов бортовых пеленгов цели в азимутальной и угломестной плоскостях, а также полученных от системы автономных датчиков (САД) углов атаки α и скольжения β (фиг. 3).

Далее рассчитывается текущий пространственный угол упреждения ϕ_i(t_нр), при t=t_нр определяемый (учитывая, что для достаточно малых углов соотношением

и проекции угловой скорости определяемые выражениями [1]:

если отсчет углов бортовых пеленгов в БРЛС осуществляется относительно осей связанной СК, и выражениями

если отсчет углов выполняется относительно осей стабилизированной по крену и тангажу СК. Проекции угловой скорости самолета на оси связанной СК связаны с измеренными САД значениями углов крена тангажа рыскания и их производных при t=t_нр соотношениями

а угловые скорости рассчитываются в БРЛС как производные соответствующих углов бортовых пеленгов и

Затем рассчитывается время наведения t_нi по формуле:

в которой баллистическая дальность Д_p определяется на момент пуска ракеты как

где ΔV_p - среднее расчетное превышение скорости ракеты над скоростью самолета, a t_p - расчетное время полета ракеты, которое вычисляется для конкретных условий ее применения при определении допустимой дальности пуска, получаемые из бортовой вычислительной системы.

После этого рассчитываются компоненты вектора упрежденной дальности на момент времени t=t_нр:

где дальность до цели Д_i(t) и скорость ее изменения измеряются БРЛС.

В последнюю очередь рассчитывается требуемый пространственный угол упреждения по соотношению

где

Ошибка наведения по углу в момент времени t=t_нр определяется выражением

где вычисляются соответственно по формулам (15) и(7).

Далее по вычисленным значениям для каждой цели рассчитывается обобщенный показатель (3). Наиболее благоприятной для поражения считается цель, для которой (3) принимает наименьшее значение. Дальнейшее ранжирование осуществляется по мере нарастания обобщенного показателя.

Структурная схема системы, реализующей предложенный способ определения наиболее благоприятной цели, приведена на фиг. 4.

Система является многоканальной, число каналов определяется числом N_ц воздушных целей. В целом, в систему входят:

блок 1 - радиолокационная система, формирующая измерения дальностей Д_i, их производных и бортовых пеленгов ϕ_{г i}, ϕ_{в i} для каждой цели;

блок 2 - система автономных датчиков, формирующая измерения углов крена тангажа рыскания и их производных а также углов атаки α, скольжения β;

блок 3 - устройство перебора, выбирающего цель с минимальным значением квадратичной свертки (3);

блоки 4-1, …, 4-i, …, 4-N_ц каналов сопровождения целей, каждый i-й из которых включает в себя:

блок 5-i - устройство расчета матрицы координатных преобразований, рассчитывающее компоненты матрицы (5) на основе измерений бортовых пеленгов цели и углов атаки α и скольжения β составляющих матриц (6);

блок 6-i - устройство расчета проекций угловых скоростей, рассчитывающее значения по формулам (8)-(10) на основе углов крена тангажа рыскания и их производных и бортовых пеленгов цели;

блок 7-i - устройство расчета текущего пространственного угла упреждения, рассчитывающего по формуле (7) параметр на основе компонента матрицы координатных преобразований

блок 8-i - устройство расчета баллистической дальности, рассчитывающего по формуле (12) параметр Д_р;

блок 9-i - устройство расчета времени наведения, рассчитывающего по формуле (11) параметр на основе компонентов матрицы координатных преобразований дальностей Д_i и скоростей сближения и проекций угловых скоростей

блок 10-i - устройство расчета требуемой упрежденной дальности, рассчитывающее по формуле (14) параметры p_i, r_i и s_i вектора упрежденной дальности (13) на основе измерений дальности Д_i, ее производной компонентов матрицы координатных преобразований проекций угловых скоростей и времени наведения

блок 11-i - устройство расчета требуемого пространственного угла упреждения, рассчитывающего по формулам (15), (16) параметр на основе параметров р_i, r_i и s_i вектора упрежденной дальности;

блок 12-i - устройство формирования свертки, рассчитывающего по формулам (3), (17) значения свертки I_i на основе вычисленных значений текущего пространственного угла упреждения требуемого пространственного угла упреждения времени наведения и ранее выбранных весовых коэффициентов α_Δ, α_ϕ, α_t.

Блок 1 соединен с блоками 5-i, 6-i, 9-i и 10-i каждого из 4-1, … ,4-i, …,4-N_ц каналов сопровождения целей; блок 2 соединен с блоками 5-i, 6-i и 9-i каждого из 4-1, …,4-i, …,4-N_ц каналов сопровождения целей; блок 3 соединен с потребителями; для каждого из 4-1, …,4-i, …, 4-N_ц каналов сопровождения целей: блок 5-i соединен с блоками 7-i,9-i и 10-i; блок 6-i связан с блоками 9-i и 10-i; блок 7-i соединен с блоком 12-i; блок 8-i соединен с блоком 9-i; блок 9-i соединен с блоком 12-i; блок 10-i соединен с блоком 11-i; блок 11-i соединен с блоком 12-i; блок 12-i соединен с блоком 3.

Функционирование системы в динамике включает следующие этапы. Для каждого из N_ц каналов сопровождения целей сформированные в РЛС (блок 1) измерения бортовых пеленгов ϕ_гi, ϕ_вi для каждой цели вместе с полученными от системы автономных датчиков (блок 2) измерениями углов атаки α, скольжения β поступают на блок 5-i устройства расчета матрицы координатных преобразований, рассчитывающего компоненты по формулам (5), (6), на основе которых в блоке 6-i устройства расчета проекций угловых скоростей вместе с полученными из блока 2 измерениями собственных углов крена тангажа рыскания и их производных рассчитываются значения по формулам (8)-(10); на основе полученного компонента из блока 5-i в блоке 7-i рассчитывается текущий пространственный угол упреждения по формуле (7); на основе полученных параметров из блока 5-i, из блока 6-i, данных от блока 1 РЛС Д_i и и баллистической дальности ракеты Д_р от блока 8-i устройства расчета баллистической дальности в блоке 9-i рассчитывается время наведения по формуле (11); в блоке 10-i расчета требуемой упрежденной дальности на основе на основе измерений дальности Д., ее производной из блока 1, компонентов матрицы координатных преобразований из блока 5-i, проекций угловых скоростей из блока 6-i и времени наведения из блока 9-i по формуле (14) формируются компоненты p_t, r_t и s_{ вектора упрежденной дальности (13), передаваемые далее в блок 11-i требуемого пространственного угла упреждения, рассчитывающего значение по формулам (15), (16); полученные из блоков 7-i, 9-i и 11-i значения текущего пространственного угла упреждения времени наведения требуемого пространственного угла упреждения и ранее выбранных весовых коэффициентов α_Δ, α_ϕ, α_t используются в блоке формирования свертки 12-i, рассчитывающего по формулам (3), (17) значения свертки I_i; далее, на основе полученного набора сверток I_i, для всех целей от всех блоков 12-i в блоке перебора 3 выбирается цель с наименьшим значением свертки, номер которой передается потребителям.

Предложенный способ ранжирования воздушных целей на этапе ближнего наведения при решении истребителями (МФС) задач перехвата и уничтожения ВЦ с применением всеракурсных УР с РГС обеспечивает высокую вероятность принятия правильного решения при определении целей, наиболее благоприятных для атаки. Это обусловлено тем, что критерий ранжирования (4) базируется на использовании совокупности наиболее информативных показателей, а также учитывает особенности кинематики относительного движения ВЦ и самолета на этапе ближнего наведения.

Для реализации предложенного способа ранжирования ВЦ необходимо для каждой цели измерять дальность до цели скорость ее изменения углы бортовых пеленгов в азимутальной и угломестной плоскостях, а также угловые скорости Кроме того, должны измеряться углы крена γ_и, тангажа рыскания и соответствующие производные а также углы атаки α_и, скольжения β_и и воздушная скорость V_си самолета. При этом параметры непосредственно измеряются БРЛС, параметры - штатной системой автономных датчиков.

Перечень использованных источников

1. Верба В.С., Богачев А.С., Меркулов В.И., Михеев В.А. Двухэтапное ранжирование воздушных целей по степени опасности при функционировании БРЛС в режиме многоцелевого сопровождения. // Радиотехника. 2018. №2. С. 69-79.

2. 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. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2006. 656 с.

3. Меркулов В.И., Чернов В.С, Гандурин В.А. и др. Авиационные системы радиоуправления. / Под ред. В.И. Меркулова. - М.: Изд-во ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2008. 424 с.

4. Верба В.С. Математические модели. Ч. 2. Использование в алгоритмах траекторного сопровождения в бортовых РЛС. // Успехи современной радиоэлектроники. 2018. №8. С. 3-19.

5. Ярлыков М.С, Богачев А.С, Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Т. 1. Теоретические основы. / Под ред. М.С. Ярлыкова. - М.: Радиотехника, 2012. 504 с.

6. Ярлыков М.С, Богачев А.С, Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Т. 2. Применение авиационных радиоэлектронных комплексов при решении боевых и навигационных задач / Под ред. М.С. Ярлыкова - М. Радиотехника, 2012. 256 с.

1. Способ определения наиболее благоприятных для атаки воздушных целей в режиме многоцелевого сопровождения, заключающийся в том, что в произвольный момент t_нр времени начала ранжирования для всех N_ц сопровождаемых целей на основе полученных измерений дальности Д_i от самолета до i-й цели и ее производной и бортовых пеленгов из PJIC и углов атаки α, скольжения β, крена тангажа рыскания и их производных из системы автономных датчиков формируют компоненты матрицы результирующих координатных преобразований

текущий пространственный угол упреждения

проекции угловой скорости самолета на оси связанной системы координат

где угловые скорости рассчитывают как производные соответствующих углов бортовых пеленгов и проекции угловой скорости определяемые выражениями:

если отсчет углов бортовых пеленгов в БРЛС осуществляют относительно осей связанной системы координат, и выражениями

если отсчет углов выполняют относительно осей стабилизированной по крену и тангажу системы координат,

баллистическую дальность Д_р на момент пуска ракеты вычисляют по правилу:

где - среднее расчетное превышение скорости ракеты над скоростью самолета,

t - расчетное время полета ракеты,

на основе которых рассчитывают время наведения t_нi:

компоненты вектора упрежденной дальности

требуемый пространственный угол упреждения

и ошибка наведения по углу

по вычисленным значениям для каждой цели рассчитывают обобщенный показатель

и осуществляют ранжирование по мере нарастания обобщенного показателя.

2. Система определения наиболее благоприятных для атаки воздушных целей в режиме многоцелевого сопровождения, реализующая способ по п. 1 и состоящая из следующих частей: радиолокационной системы, системы автономных датчиков, устройства перебора, N_ц каналов сопровождения целей, каждый из которых включает в себя: устройство расчета матрицы координатных преобразований, устройство расчета проекций угловых скоростей, устройство расчета текущего пространственного угла упреждения, устройство расчета баллистической дальности, устройство расчета времени наведения, устройство расчета требуемой упрежденной дальности, устройство расчета требуемого пространственного угла упреждения, устройство формирования свертки, которые соединены следующим образом: радиолокационная система соединена с блоками устройством расчета матрицы координатных преобразований, устройством расчета проекций угловых скоростей, устройством расчета времени наведения и устройством расчета требуемой упрежденной дальности каждого из N_ц каналов сопровождения целей, система автономных датчиков соединена с устройством расчета матрицы координатных преобразований, устройством расчета проекций угловых скоростей и устройством расчета времени наведения каждого из N_ц каналов сопровождения целей, устройство перебора соединено с потребителями, для каждого из N_ц каналов сопровождения целей: устройство расчета матрицы координатных преобразований соединено с устройством расчета текущего пространственного угла упреждения, устройством расчета времени наведения и устройством расчета требуемой упрежденной дальности, устройство расчета проекций угловых скоростей связано с устройством расчета времени наведения и устройством расчета требуемой упрежденной дальности, устройство расчета текущего пространственного угла упреждения соединено с устройством формирования свертки, устройство расчета баллистической дальности соединено с устройством расчета времени наведения, устройство расчета времени наведения соединено с устройством формирования свертки, устройство расчета требуемой упрежденной дальности соединено с устройством расчета требуемого пространственного угла упреждения, устройство расчета требуемого пространственного угла упреждения соединено с устройством формирования свертки, устройство формирования свертки соединено с устройством перебора.