Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на заданный тип самолёта с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может быть использовано для самонаведения ракеты класса «воздух-воздух» на заданный тип самолета с турбореактивным двигателем (ТРД) из состава разнотипной их пары. Способ заключается в измерении и получении в угломере радиолокационной головки самонаведения (РГС) ракеты угловой скорости вращения линии визирования «ракета-не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измерении с помощью акселерометра собственного ускорения ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, формировании в автоселекторе скорости РГС ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации двух планерных отсчетов Fп1 и Fп2 доплеровских частот, обусловленных соответственно скоростями сближения ракеты с первым и вторым самолетами разнотипной пары, и двух компрессорных отсчетов Fк1 и Fк2 доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с первыми ступенями компрессоров низкого давления соответственно первого и второго самолетами разнотипной пары, вычислении возможных комбинаций разностей между планерными и компрессорными отсчетами доплеровских частот. Технический результат: формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на заданный типа самолета с ТРД из состава разнотипной их пары. 1 ил.

 

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может быть использовано для самонаведения ракеты класса «воздух-воздух» на заданный тип самолета с турбореактивным двигателем (ТРД) из состава их разнотипной пары.

Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг и вертикальной Δв плоскостях в соответствии с выражениями

где

Кϕг, Кϕв и Кωг Кωв - постоянные коэффициенты, значения которых выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты была близка к прямолинейной;

ϕг и ϕв - бортовые пеленги цели соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости;

ωг и ωв - угловые скорости вращения линии визирования «ракета-цель» соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости, при этом, бортовые пеленги и угловые скорости линии визирования «ракета-цель» измеряются в угломере радиолокационной головки самонаведения (РГС) ракеты [1].

Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на заданный тип самолета с ТРД из состава их разнотипной пары (не разрешаемой в РГС ракеты по угловым координатам).

Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг и вертикальной Δв плоскостях в соответствии с выражениями

где

N - навигационная постоянная;

V=λF/2 - скорость сближения ракеты с целью;

F - доплеровская частота, обусловленная скоростью сближения ракеты с целью и измеряемая в автоселекторе скорости РГС ракеты;

λ - рабочая длина волны РГС;

Jг и Jв - собственные ускорения ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости, измеряемые акселерометром ракеты [2].

Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на заданный тип самолета с ТРД из состава их разнотипной пары, не разрешаемой в РГС ракеты, как по угловым координатам, так и по скорости сближения ракеты с самолетами разнотипной пары (доплеровской частоте), поскольку данный способ предназначен для самонаведения ракеты только на одиночный самолет. В случае наведения ракеты на пару разнотипных самолетов ракета будет наводиться на самолет из состава их разнотипной пары случайным образом вне зависимости от предстартового целеуказания (ЦУ) (поступающего из бортовой радиолокационной станции (БРЛС) носителя ракеты) о необходимости наведении ракеты только на определенный заданный тип самолета с ТРД из состава их разнотипной пары.

Цель изобретения - формирование параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на заданный тип самолета с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары.

Для достижения цели в способе формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракеты класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на заданный тип самолета с ТРД из состава их разнотипной пары, заключающемся в том, что в угломере РГС ракеты осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета-не разрешаемая по угловым координатам разнотипная пара самолетов с ТРД» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, в акселерометре измеряются собственные ускорения ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, дополнительно в автоселекторе скорости РГС ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма быстрого преобразования Фурье (БПФ) на каждом к-ом такте его работы (где к=1, …, К; К - общее количество тактов работы алгоритма БПФ) формируются два планерных отсчета Fп1 и Fп2 доплеровских частот, обусловленных соответственно скоростями сближения ракеты с первым и вторым самолетами разнотипной пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере РГС ракеты, и два компрессорных отсчета Fк1 и Fк2 доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с первыми ступенями компрессоров низкого давления (КНД) соответственно первого и второго самолетами разнотипной пары, вычисляются возможные комбинации разностей между планерными и компрессорными отсчетами доплеровских частот, как

где

i=1, 2 - номер планерного отсчета доплеровской частоты;

j=1, 2 - номер компрессорного отсчета доплеровской частоты,

в автоселектор скорости ракеты из БРЛС ее носителя вводится предстартовое ЦУ о распознанном в ней типе самолета с ТРД из состава их пары, на который необходимо обеспечить наведение ракеты, в виде разности ΔFцу отсчетов доплеровских частот планерной и компрессорной составляющих спектра сигнала, которая соответствует только одному типу самолета с ТРД из состава их пары, вычисляются возможные комбинации модулей разностей между ΔFцу и ΔFij (i, j=1, 2), определяется комбинация, которая соответствует минимальному значению вычисленного модуля разностей из их совокупности, из данной комбинации выделяется отсчет доплеровской частоты Fп1 или Fп2, в автоселекторе скорости в соответствии с предстартовым ЦУ определяется тип самолета с ТРД из состава их разнотипной пары, на который должна наводиться пущенная ракета с борта ее носителя, путем фильтрации выделенного отсчет доплеровской частоты Fп1 или Fп2 в фильтре сопровождения осуществляется формирование соответствующей оценки или планерной составляющей доплеровской частоты, если выделен отсчет доплеровской частоты Fп1 с соответствующей его оценкой то осуществляется вычисление параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг1 и вертикальной Δв1 плоскостях в соответствии с выражениями

если выделен отсчет доплеровской частоты Fп2 с соответствующей его оценкой то осуществляется вычисление параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг2 и вертикальной Δв2 плоскостях в соответствии с выражениями

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются следующие.

1. Формирование в автоселекторе скорости РГС ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма БПФ двух планерных отсчетов Fп1 и Fп2 доплеровских частот, обусловленных соответственно скоростями сближения ракеты с первым и вторым самолетами разнотипной пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере РГС ракеты, и двух компрессорных отсчетов Fк1 и Fк2 доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с первыми ступенями КНД соответственно первого и второго самолетами разнотипной пары, и вычисление в соответствии с выражением (5) возможных комбинации разностей между ними.

2. Введение в автоселектор скорости ракеты из БРЛС ее носителя предстартового ЦУ о распознанном в ней типе самолета с ТРД из состава их пары, на который необходимо обеспечить наведение ракеты, в виде разности ΔFцу отсчетов доплеровских частот планерной и компрессорной составляющих спектра сигнала, которая соответствует только одному типу самолета с ТРД из состава их разнотипной пары, и вычисление возможных комбинаций модулей разностей между ΔFцу и ΔFij, где i, j=1,2.

3. Идентификация отсчета доплеровской частоты Fп1 или Fп2 по критерию минимума вычисленного модуля разностей из их совокупности, по которому в автоселекторе скорости определяется тип самолета с ТРД из состава их разнотипной пары, на который в соответствии с предстартовым ЦУ должна наводиться пущенная ракета с борта ее носителя.

4. Фильтрация в фильтре сопровождения идентифицированного отсчета доплеровской Fп1 или Fп2 в зависимости от предстартового ЦУ ΔFцу и формирование соответствующей оценки или планерной составляющей доплеровской частоты.

5. Вычисление параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг1 и вертикальной Δв1 плоскостях или параметров рассогласования Δг2 и Δв2 в соответствующих плоскостях в соответствии с выражениями (6) и (7) или (8) и (9) в зависимости от идентифицированного отсчета доплеровской частоты Fп1 или Fп2 с соответствующей его оценкой или на основе предстартового ЦУ о типе самолета с ТРД, на который должна наводиться пущенная ракета.

Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных способах не обнаружены.

Применение всех новых признаков в совокупности с известными позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие в зависимости от предстартового ЦУ осуществить самонаведение ракеты на заданный тип самолета с ТРД из состава разнотипной их пары.

На рисунке приведена блок-схема, реализующая предлагаемый способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой.

Предлагаемый способ реализуется следующим образом.

В угломере 1 РГС ракеты (рисунок) осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета - не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Одновременно с помощью акселерометра 2 осуществляется измерение собственных ускорений ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, которые подаются на соответствующие входы вычислителя 3 параметров рассогласования.

Одновременно в автоселекторе скорости РГС ракеты радиолокационный сигнал S(t), отраженный от разнотипной пары самолетов, находящихся в главном луче диаграммы направленности антенны РГС, поступает на вход блока 4 БПФ с эквивалентной полосой пропускания его одного бина, равного единицам герц (осуществляется узкополосная доплеровская фильтрация). На его выходах на каждом к-ом такте работы (к=1, …, К) формируются два планерных отсчета Fп1 и Fп2 доплеровских частот, обусловленных соответственно скоростями сближения ракеты с первым и вторым самолетами разнотипной пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере РГС ракеты, и два компрессорных отсчета Fк1 и Fк2 доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с первыми ступенями КНД соответственно первого и второго самолетами разнотипной пары. В вычислителе 5 вычисляются возможные комбинации разностей между планерными и компрессорными отсчетами доплеровских частот, как

которые поступают на вход анализатора 6, куда из БРЛС носителя ракеты также поступает предстартовое ЦУ о распознанном в ней типе самолета с ТРД из состава их пары, на который необходимо обеспечить наведение ракеты, в виде разности ΔFцу отсчетов доплеровских частот планерной и компрессорной составляющих спектра сигнала, которая соответствует только одному типу самолета с ТРД из состава их пары. В анализаторе 6 вычисляются возможные комбинации модулей разностей между ΔFцу и ΔFij, (i, j=1,2), как |ΔFцу - ΔF11|, |ΔFцу - ΔF12|, |ΔFцу - ΔF21| и |ΔFцу - ΔF22| и из вычисленных комбинаций модулей разностей между ΔFцу и ΔFij, (i, j=1,2) определяется комбинация, которая соответствует минимальному значению вычисленного модуля разностей из их совокупности, из данной комбинации выделяется отсчет доплеровской частоты Fп1 или Fп2, в автоселекторе скорости в соответствии с предстартовым ЦУ определяется тип самолета с ТРД из состава их разнотипной пары, на который должна наводиться пущенная ракета с борта ее носителя, и соответствующий ему отсчет доплеровской частоты Fп1 или Fп2, (на схеме Fпi, i=1∨2; ∨ - логическая операция «ИЛИ»), который поступает на вход фильтра 7 сопровождения. На его выходе формируется соответствующая оценка или планерной составляющей доплеровской частоты (на схеме i=1∨2), которая поступает на вход вычислителя 3 параметров рассогласования.

Если в анализаторе 6 выделен отсчет доплеровской частоты Fп1 с соответствующей его оценкой на выходе фильтра 7 сопровождения, то в вычислителе 3 параметров рассогласования осуществляется вычисление параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг1 и вертикальной Δв1 плоскостях в соответствии с выражениями (6) и (7).

Если в анализаторе 6 выделен отсчет доплеровской частоты Fп2 с соответствующей его оценкой на выходе фильтра 7 сопровождения, то в вычислителе 3 параметров рассогласования осуществляется вычисление параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг2 и вертикальной Δв2 плоскостях в соответствии с выражениями (8) и (9) (на схеме (Δг1 и Δв1) ∨ (Δг2 и Δв2)).

Примеры способов распознавания типа самолета с ТРД в БРЛС с выхода которой вводится предстартовое ЦУ в автоселектор скорости РГС ракеты в виде разности доплеровских частот ΔFцу между планерной и первой компрессорной составляющими спектра сигнала, приведены в [3, 4, 5].

Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие осуществить самонаведение ракеты на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 30, формулы (7.51) (аналог).

2. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 24, формула (7.32) (прототип).

3. Пат. 2419815 Российская Федерация МПК, G01S 13/52. Способ сопровождения воздушной цели из класса «самолет с турбореактивным двигателем» / А.В. Богданов, О.В. Васильев, И.Н. Исаков И.Н., А.Г. Ситников, А.А. Филонова. - №2009140853, заявл. 03.11.2009, опубл. 27.05.2011, Бюл. №15.

4. Пат. 2705070 Российская Федерация МПК, G01S 13/52. Способ распознавания типа самолета с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции / А.В. Богданов, В.А. Голубенко, A.Г. Коваленко, А.А. Корнилов, А.А. Кучин, А.А. Лобанов, А.А. Филонов -№2019111580, заявл. 16.04.2019, опубл. 05.11.2019, Бюл. №31.

5. Пат. 2731878 Российская Федерация МПК, G01S 13/52. Способ распознавания типа самолета с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции / А.А. Анциферов, А.В. Богданов, B.А. Голубенко, Ф. Ибрагим, С.Л. Макашин, П.В. Поповка, А.А. Филонов. - №2020107653, заявл. 18.02.2020, опубл. 08.09.2020, Бюл. №25.

Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на заданный тип самолета с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары, заключающийся в том, что в угломере радиолокационной головки самонаведения ракеты осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета-не разрешаемая по угловым координатам разнотипная пара самолетов с турбореактивными двигателями» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, с помощью акселерометра измеряются собственные ускорения ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, отличающийся тем, что в автоселекторе скорости радиолокационной головки самонаведения ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма быстрого преобразования Фурье на каждом к-м такте его работы, где к=1, …, К; К - общее количество тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье, формируются два планерных отсчета Fп1 и Fп2 доплеровских частот, обусловленных соответственно скоростями сближения ракеты с первым и вторым самолетами разнотипной пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере радиолокационной головки самонаведения ракеты, и два компрессорных отсчета Fк1 и Fк2 доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с первыми ступенями компрессоров низкого давления соответственно первого и второго самолетами разнотипной пары, вычисляются возможные комбинации разностей между планерными и компрессорными отсчетами доплеровских частот как

где

i=1, 2 - номер планерного отсчета доплеровской частоты;

j=1, 2 - номер компрессорного отсчета доплеровской частоты,

в автоселектор скорости ракеты из бортовой радиолокационной станции ее носителя вводится предстартовое целеуказание о распознанном в ней типе самолета с турбореактивным двигателем из состава их пары, на который необходимо обеспечить наведение ракеты, в виде разности ΔFцу отсчетов доплеровских частот планерной и компрессорной составляющих спектра сигнала, которая соответствует только одному типу самолета с турбореактивным двигателем из состава их пары, вычисляются возможные комбинации модулей разностей между ΔFцу и ΔFij, где i, j=1, 2, определяется комбинация, которая соответствует минимальному значению вычисленного модуля разностей из их совокупности, из данной комбинации выделяется отсчет доплеровской частоты Fп1 или Fп2, в автоселекторе скорости в соответствии с предстартовым целеуказанием определяется тип самолета с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары, на который должна наводиться пущенная ракета с борта ее носителя, путем фильтрации выделенного отсчета доплеровской частоты Fп1 или Fп2 в фильтре сопровождения осуществляется формирование соответствующей оценки или планерной составляющей доплеровской частоты, если выделен отсчет доплеровской частоты Fп1 с соответствующей его оценкой то осуществляется вычисление параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δг1 и вертикальной Δв1 плоскостях в соответствии с выражениями

где

λ - рабочая длина волны радиолокационной головки самонаведения ракеты;

N - навигационная постоянная,

если выделен отсчет доплеровской частоты Fп2 с соответствующей его оценкой то осуществляется вычисление параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δг2 и вертикальной Δв2 плоскостях в соответствии с выражениями



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области огневого поражения объектов и может быть использовано в высокоточных комплексах, использующих на различных этапах наведения управляемых боеприпасов (УБП) глобальные спутниковые навигационные системы.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается оптико-электронной многоканальной головки самонаведения (ГСН). Головка самонаведения содержит корпус, внутри которого установлены телевизионный (ТВ) и тепловизионный (ТПВ) каналы с матричными фотоприемными устройствами и объективами, модуль электронной обработки изображений и координатор в виде лазерного индикатора-координатора с объективом.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается оптико-электронной многоканальной головки самонаведения (ГСН). Головка самонаведения содержит корпус, внутри которого установлены телевизионный (ТВ) и тепловизионный (ТПВ) каналы с матричными фотоприемными устройствами и объективами, модуль электронной обработки изображений и координатор в виде лазерного индикатора-координатора с объективом.

Изобретение относится к области военной техники и касается способа повышения помехозащищенности управляемых боеприпасов с лазерной системой наведения. Способ включает в себя использование пространственно-разнесенных лазерного целеуказателя-дальномера и самонаводящегося боеприпаса, подсветку лазерным излучением, определение координат цели лазерным целеуказателем-дальномером и наведение самонаводящегося боеприпаса по отраженному от цели лазерному излучению лазерного целеуказателя-дальномера.

Изобретение относится к области военной техники и касается способа повышения помехозащищенности управляемых боеприпасов с лазерной системой наведения. Способ включает в себя использование пространственно-разнесенных лазерного целеуказателя-дальномера и самонаводящегося боеприпаса, подсветку лазерным излучением, определение координат цели лазерным целеуказателем-дальномером и наведение самонаводящегося боеприпаса по отраженному от цели лазерному излучению лазерного целеуказателя-дальномера.

Изобретение относится к способу самонаведения пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые летательные аппараты (ГЗЛА). Для самонаведения летательных аппаратов на наводимом ЛА формируют сигнал управления jи по определенному закону с учетом угла визирования цели, скорости его изменения, постоянной времени объекта управления по угловой скорости курса, коэффициента эффективности перехватчика, углов тангажа цели и перехватчика соответственно, коэффициентов, определяемых решением определенной системы алгебраических уравнений.

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано для уничтожения техники живой силы противника. Боец на мониторе ЭВМ, где отображены цели, указкой отмечает первую цель и место разрыва снаряда, благодаря чему в память ЭВМ заносятся координаты цели и места разрыва снаряда.

Изобретение относится к наведению артиллерийских управляемых снарядов с лазерной полуактивной головкой самонаведения (ЛПГСН), захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории, и предназначено для управления огнем ствольной артиллерии калибров 120, 122, 152, 155 мм при стрельбе управляемыми боеприпасами с ЛПГСН.

Изобретение относится к способам поражения морских целей. Обнаруживают подводную цель, определяют параметры ее движения.

Изобретение относится к области получения изображений и касается инструмента получения изображений для контроля целеуказания. Инструмент содержит объектив, матричный датчик изображения и фильтр.

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления летательными аппаратами и может быть использовано для самонаведения ракеты класса «воздух-воздух» на заданный тип самолета с турбореактивным двигателем из состава разнотипной их пары. Способ заключается в измерении и получении в угломере радиолокационной головки самонаведения ракеты угловой скорости вращения линии визирования «ракета-не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измерении с помощью акселерометра собственного ускорения ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, формировании в автоселекторе скорости РГС ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации двух планерных отсчетов Fп1 и Fп2 доплеровских частот, обусловленных соответственно скоростями сближения ракеты с первым и вторым самолетами разнотипной пары, и двух компрессорных отсчетов Fк1 и Fк2 доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с первыми ступенями компрессоров низкого давления соответственно первого и второго самолетами разнотипной пары, вычислении возможных комбинаций разностей между планерными и компрессорными отсчетами доплеровских частот. Технический результат: формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на заданный типа самолета с ТРД из состава разнотипной их пары. 1 ил.

Наверх