RU2335730C2 - Способ формирования сигнала управления ракетой - Google Patents

Способ формирования сигнала управления ракетой Download PDF

Info

Publication number
RU2335730C2
RU2335730C2 RU2006133522/02A RU2006133522A RU2335730C2 RU 2335730 C2 RU2335730 C2 RU 2335730C2 RU 2006133522/02 A RU2006133522/02 A RU 2006133522/02A RU 2006133522 A RU2006133522 A RU 2006133522A RU 2335730 C2 RU2335730 C2 RU 2335730C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
missile
rocket
stage
target
targets
Prior art date
Application number
RU2006133522/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2006133522A (ru
Inventor
Александр Викторович Богданов (RU)
Александр Викторович Богданов
Юрий Иванович Белый (RU)
Юрий Иванович Белый
Валентин Александрович Голубенко (RU)
Валентин Александрович Голубенко
Владимир Васильевич Киселёв (RU)
Владимир Васильевич Киселёв
Александр Александрович Кучин (RU)
Александр Александрович Кучин
шин Сергей Михайлович Ман (RU)
Сергей Михайлович Маняшин
Юрий Валентинович Нечаев (RU)
Юрий Валентинович Нечаев
Александр Иванович Пекарш (RU)
Александр Иванович Пекарш
Андрей Викторович Синицын (RU)
Андрей Викторович Синицын
Андрей Александрович Филонов (RU)
Андрей Александрович Филонов
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз" filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз"
Priority to RU2006133522/02A priority Critical patent/RU2335730C2/ru
Publication of RU2006133522A publication Critical patent/RU2006133522A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2335730C2 publication Critical patent/RU2335730C2/ru

Links

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах самонаведения управляемых ракет класса «воздух - воздух» при их наведении на элементы групповой воздушной цели, летящие в плотной группе. Технический результат - увеличение разрешения головкой самонаведения ракеты элементов групповой воздушной цели. Способ заключается в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения (РГС) на сопровождение до встречи ракеты с целью, и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны (ДНА) РГС, до встречи ракеты с целью в соответствии с методом пропорционального сближения. При этом наведение ракеты в горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, разбивают на несколько последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в РГС ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение. На каждом этапе в зависимости от ситуации относительно количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе в РГС ракеты на предыдущем этапе наведения ракеты сигнал управления ею формируется либо также в соответствии с методом пропорционального сближения либо в соответствии с методом пропорционального сближения со смещением угловой скорости вращения линии визирования «ракета - цель» на постоянную и не равную нулю величину для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах самонаведения управляемых ракет класса «воздух - воздух» при их наведении на элементы групповой воздушной цели (ГВЦ), летящие в плотной группе.
Известен способ формирования сигнала управления ракетой при наведении на элементы ГВЦ, заключающийся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения (РГС) на сопровождение до встречи ракеты с целью и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны (ДНА) РГС до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяются соответственно соотношениями
Figure 00000002
Figure 00000003
где N0 - навигационная постоянная;
Vсбл - скорость сближения ракеты с целью;
ωв и ωг - угловые скорости вращения линии визирования «ракета - цель» соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;
Jв и Jг - линейные ускорения, развиваемые ракетой соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;
а с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой ДНА РГС, сигнал управления в горизонтальной плоскости определяется соотношением
Figure 00000004
где ωт=λΔfф/2Δlт, - требуемая, постоянная по величине и не равная нулю угловая скорость вращения линии визирования «ракета - цель» в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости Δlт;
λ - рабочая длина волны приемопередающего тракта РГС;
Δfф - полоса пропускания узкополосного доплеровского фильтра в системе обработки сигналов в приемном тракте РГС [1].
При данном способе формирования сигнала управления ракетой разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе, с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, осуществляется на основе искусственного создания эффекта синтезирования апертуры антенны путем отклонения вектора скорости ракеты в горизонтальной плоскости от опорной траектории, формируемой в соответствии с выражением (2), на требуемый угол для обеспечения требуемого линейного разрешения Δlт элементов ГВЦ. Данное отклонение вектора скорости ракеты осуществляется при формировании сигнала управления в соответствии с выражением (3). В то же время полет целей в плотной группе неодинаков, поскольку для каждого самолета группы характерны собственные угловые и скоростные флюктуации, обусловленные их стремлениями сохранить заданные параметры группы. Но из-за имеющейся неоднозначности «угол - доплеровская частота (скорость)» могут возникнуть ситуации взаимной компенсации угловых и скоростных флюктуаций. Это приведет к тому, что несмотря на то, что хотя и созданы в данном случае дополнительные (на основе эффекта синтезирования апертуры антенны) условия радиолокационного (р/л) наблюдения отраженных от ГВЦ сигналов на входе РГС, элементы ГВЦ в плотной группе разрешаться по доплеровской частоте не будут, и в данном случае энергетические затраты на управление ракетой при отклонении ее вектора скорости от опорной траектории будут напрасными. Так, на основе проведенных летно-экспериментальных исследований (ЛЭИ), связанных с регистрацией р/л сигналов, отраженных от реальных ГВЦ с различным ее численным составом, и их обработкой на основе применения узкополосной доплеровской фильтрации зарегистрированных р/л сигналов, установлено, что на практике имеют место интервалы времени малой (до 2 с) и средней (до 7 с) длительности, в течение которых элементы ГВЦ по доплеровской частоте не разрешаются за счет искусственного создания эффекта синтезирования апертуры антенны. Поэтому недостатком данного способа формирования сигнала управления ракетой является его недостаточная информативность, поскольку дополнительно обеспеченные условия р/л наблюдения сигналов на входе РГС (за счет искусственного создания эффекта синтезирования апертуры антенны) не всегда позволят в ней осуществить разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе.
Известен способ формирования сигнала управления ракетой, который может быть применен при наведении ракеты на элементы ГВЦ и заключающийся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной и горизонтальной плоскостях с дальности захвата цели РГС на сопровождение до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяются соответственно соотношениями (1) и (2) [2].
При данном способе формирования сигнала управления ракетой разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе, с дальности захвата цели РГС может происходить также за счет различий в траекторных (угловых и скоростных) флюктуациях каждой цели из состава группы, обусловленных стремлением путем периодического «подруливания» сзади летящих самолетов относительно впереди летящих сохранить заданные параметры группы (интервал, дистанцию). Однако и при данном способе формирования сигнала управления ракетой из-за той же неоднозначности «угол - доплеровская частота (скорость)» могут возникнуть ситуации неразрешения целей по доплеровской частоте. Так, на основе ЛЭИ установлено, что на практике имеют также место не только интервалы времени малой (до 2 с) и средней (до 7 с) длительности, но и более длительные (до 30 с) интервалы, в течение которых элементы ГВЦ по доплеровской частоте не разрешаются за счет влияния их траекторных флюктуаций. Поэтому недостатком данного способа формирования сигнала управления ракетой также является его недостаточная информативность, поскольку не всегда будут обеспечены условия р/л наблюдения сигналов на входе РГС (при полете ракеты по опорной траектории, когда сигналы управления формируются в соответствии с выражениями (1) и (2)), позволяющие в ней осуществить разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе.
Цель изобретения - повышение информативности сигнала управления ракетой, позволяющего обеспечить в ее РГС разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе.
Указанная цель достигается тем, что в способе формирования сигнала управления ракетой, заключающемся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости с дальности захвата цели РГС самонаведения на сопровождение до встречи ракеты с целью и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяются соответственно соотношениями (1) и (2), дополнительно в горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, наведение ракеты разбивают на R последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в РГС ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение, с дальности захвата цели РГС на сопровождение в течение первого этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с соотношением (2), при этом в течение первого этапа наведения в РГС оценивают максимальное количество разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе mРГС (1) и вероятность правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе РРГС (1) в конце первого этапа наведения сравнивают величину mРГС (1) с максимальным количеством разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе mЦУ, введенным в качестве предстартового целеуказания в РГС ракеты, а величину РРГС (1) с пороговым значением вероятности правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе Pпор, введенным также в качестве предстартового целеуказания в РГС, при одновременном выполнении условий
Figure 00000005
и
Figure 00000006
для второго этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с выражением (2), при этом в течение второго этапа наведения оценивают в РГС величины mРГС (2) и РРГС (2), в конце второго этапа наведения ракеты сравнивают между собой величины mРГС (2) и mРГС (1), РРГС (2) и Pпор, при одновременном выполнении условий
Figure 00000007
и
Figure 00000008
сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения формируют в соответствии с выражением (2), при невыполнении условий (4) формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для второго этапа наведения ракеты в соответствии с выражением (3), при этом на втором этапе наведения ракеты в ее РГС оценивают максимальное количество разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе kРГС (2) и вероятность правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в LРГС (2), в конце второго этапа наведения ракеты сравнивают величины kРГС (2) и LРГС (2) с соответствующими величинами mРГС (1), РРГС, Pпор, оцененными на первом этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированным в соответствии с выражением (2), при одновременном выполнении условий
Figure 00000009
и
Figure 00000010
сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения ракеты формируют в соответствии с выражением (3), при невыполнении условий (6) для третьего этапа наведения ракеты формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости в соответствии с выражением (2), при этом на третьем этапе наведения ракеты в ее РГС оценивают максимальное количество разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе mРГС (3) и вероятность правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в РРГС (3), в конце третьего этапа наведения ракеты сравнивают величины mРГС (3) и РРГС (3) с соответствующими величинами kРГС (2), LРГС (2), Pпор, оцененными на втором этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированным в соответствии с выражением (3), при одновременном выполнении условий
Figure 00000011
и
Figure 00000012
сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с выражением (2), при невыполнении условий (7) сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с выражением (3), сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для r=5, ..., R этапов наведения ракеты формируют аналогично, как для третьего и четвертого этапов в зависимости от результата выполнения условий (6) и (7).
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:
1. В горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, наведение ракеты разбивают на R последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в РГС ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение.
2. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для второго этапа наведения по окончании первого этапа ее наведения на основе результата сравнения, описываемого выражением (4).
3. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения по окончании второго этапа ее наведения на основе результатов сравнения, описываемых выражениями (5) и (6).
4. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения по окончании третьего этапа ее наведения на основе результата сравнения, описываемого выражением (7).
5. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для r=5, ..., R этапов ее наведения осуществляется аналогично, как для третьего и четвертого этапов, в зависимости от результата выполнения условий (6) и (7).
Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных способах не обнаружены.
Применение всех новых признаков позволит повысить информативность сигнала управления ракетой в интересах обеспечения в ее РГС разрешения по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе, на каждом этапе наведения ракеты в горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС.
На чертеже приведена блок-схема с элементами РГС, поясняющая предлагаемый способ формирования сигнала управления ракетой.
Способ формирования сигнала управления ракетой осуществляется следующим образом. Радиолокационный сигнал, отраженный от элементов ГВЦ, летящих в плотной группе и находящихся в главном луче ДНА РГС, с выхода приемника РГС поступает на входы входящих в состав РГС следующих измерителей параметров взаимного перемещения ракеты и цели: автоселектор скорости - для измерения скорости сближения Vсбл ракеты с ГВЦ; угломер - для измерения угловых скоростей линий визирования «ракета - цель» в вертикальной ωв и горизонтальной ωг плоскостях; дальномер - для измерения дальности до цели, в том числе дальности захвата Дз цели в РГС ракеты и дальности разрешения Дp целей, определяемой шириной ДНА Θ, как Др=ΔlТ/Θ, а также в блок определения численного состава ГВЦ - для определения максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе (mРГС (r) или kРГС (r)) и вероятности правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе (РРГС (r) или LРГС (r)) на каждом r-ом этапе наведения ракеты (r=1, ..., R). В вычислителе параметров рассогласования на основе измеренных значений Vсбл, ωв и ωг, вычисленной в соответствии с выражением ωт=λΔfф/2Δlт требуемой угловой скорости вращения линии визирования «ракета - цель» в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости ΔlТ, а также значений собственных ускорений ракеты в вертикальной Jв и горизонтальной Jг плоскостях, формируемых на выходе акселерометра, осуществляется вычисление параметра рассогласования в вертикальной плоскости с дальности захвата Дз цели РГС на сопровождение до встречи ракеты с целью в соответствии с выражением (1) и в горизонтальной плоскости с дальности Дз до дальности Др в соответствии с выражением (2) или (3) в зависимости от ситуации относительно количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе в РГС ракеты на каждом предыдущем r-1 этапе наведения ракеты, и с дальности разрешения целей Др до встречи ракеты с целью в соответствии с выражением (2). Вычисленные значения параметров рассогласования Δв, Δг и Δ'г поступают на соответствующие рули ракеты для управления ею в вертикальной и горизонтальной плоскостях.
В синхронизаторе на основе значений дальностей Дз и Др, поступающих с выхода дальномера, и скорости сближения ракеты с целью Vсбл, поступающей с выхода автоселектора скорости, время наведения ракеты с дальности захвата цели Дз до дальности разрешения Др разбивается на R последовательных этапов одинаковой длительности Δtнав в соответствии с выражением
Figure 00000013
, где ceil - функция определения ближайшего целого. Длительность интервала времени Δtнав на каждом этапе наведения ракеты определяется интервалом времен ΔtРГС, необходимым для оценки в блоке определения численного состава ГВЦ максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки РРГС (r), превышающей ее пороговое значение Pпор на каждом r-ом этапе наведения. С выхода синхронизатора команды начала tн (r) и окончания tк (r) каждого r-го этапа наведения ракеты поступают на соответствующие входы блока определения численного состава ГВЦ. Кроме того, эти команды tн (r) и tк (r) поступают и на входы формирователя команд управления.
В [3] приведен один из возможных вариантов построения блока определения численного состава ГВЦ, в котором на основе узкополосной доплеровской фильтрации и процедуры оптимальной линейной дискретной калмановской фильтрации осуществляется оценка максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей. При этом по команде tн (r) происходит обнуление выходных величин mРГС (r-1) или kРГС (r-1) и РРГС (r-1) или LРГС (r-1), полученных при работе блока на предыдущем r-1 этапе наведения ракеты, а по команде tк (r) осуществляется вычисление значений mРГС (r) или kРГС (r-1) и РРГС (r-1) или LРГС (r), полученных при работе блока на текущем r-ом этапе наведения ракеты, и их подача на вход формирователя команд управления. На основе математического моделирования работы данного блока установлено, что длительность интервала времени ΔtРГС, в течение которого величина правильной оценки количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей составляет 0,995, равна 3,5 с, т.е. можно принять, что Δtнав≈3,5 с и Pпор<0,995.
Пример. Пусть Дз=30 км; ΔlТ=100 м; Θ=5 град.; Vсбл=1000 м/с; ΔtРГС=3,5 c. Тогда Др≈1150 м и ближайшее целое количество этапов наведения ракеты R=8. В этом случае принимаем Δtнав=3,6 с, а Pпор=0,995.
В формирователе команд управления по команде tн (r) происходит запоминание величин mРГС (r-1) или kРГС (r-1) и РРГС (r-1) или LРГС (r-1), поступивших на его вход на предыдущем r-1 этапе наведения ракеты, а по команде tк (r) на основе анализа результатов сравнения (выражения (4)-(7)) значений mРГС (r-1), mРГС (r), kРГС (r-1), kРГС (r), РРГС (r-1), PРГС (r), LРГС (r-1), LРГС (r), поступающих на вход с выходов блока определения численного состава ГВЦ, а также предстартовых значений целеуказаний mЦУ и Pпор формируется команда выбора для следующего этапа наведения ракеты одного из двух вариантов формирования параметра рассогласования: либо в соответствии с выражением (2) либо в соответствии с выражением (3).
Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит повысить информативность сигнала управления ракетой, поскольку в зависимости от конкретной ситуации относительно количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей в РГС ракеты на данном этапе ее наведения в горизонтальной плоскости с дальности Дз до дальности разрешения целей Др для следующего этапа наведения ракеты будет сформирован сигнал управления ею с наилучшей информативностью, позволяющей обеспечить в ее РГС разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе. Кроме того, это позволит при одновременном пуске нескольких ракет по ГВЦ осуществить одновременное наведение каждой пущенной ракеты на отдельную цель из состава их плотной группы.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Авторское свидетельство СССР №800887, 1990 (аналог).
2. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1982, с.57, выражения (2.2.3) и (2.2.5) (прототип).
3. Патент РФ на изобретение №2166771, 2001.

Claims (1)

  1. Способ формирования сигнала управления ракетой, включающий формирование сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения на сопровождение до встречи ракеты с целью, формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости, начиная с дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны радиолокационной головки самонаведения до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяют по математическим выражениям
    Figure 00000014
    Figure 00000015
    где N0 - навигационная постоянная;
    Vсбл - скорость сближения ракеты с целью;
    ωв и ωг - угловые скорости вращения линии визирования "ракета-цель" соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;
    Jв и Jг - линейные ускорения, развиваемые ракетой соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях,
    отличающийся тем, что в горизонтальной плоскости, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения до дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны радиолокационной головки самонаведения, процесс наведения ракеты разбивают на несколько последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в радиолокационной головке самонаведения ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения на сопровождение в течение первого этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с математическим выражением (2), при этом в течение первого этапа наведения в радиолокационной головке самонаведения оценивают максимальное количество mргс (1) разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе и вероятность Рргс (1) правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе,
    по окончании первого этапа наведения сравнивают величину mргс (1) с максимальным количеством разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе mцу, введенным в качестве предстартового целеуказания в радиолокационную головку самонаведения ракеты, а величину вероятности Рргс (1) сравнивают с пороговым значением вероятности Рпор правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе, введенным также в качестве предстартового целеуказания в радиолокационную головку самонаведения ракеты, при одновременном выполнении условий
    Figure 00000016
    для второго этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с математическим выражением (2), при этом в течение второго этапа наведения оценивают максимальное количество mргс (2) разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе и вероятность Рргс (2) правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе, по окончании второго этапа наведения ракеты сравнивают между собой величины mргс (2) и mргс (1), Рргс (2) и Рпор, при этом при одновременном выполнении условий
    Figure 00000017
    сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения формируют в соответствии с математическим выражением (2), при не выполнении условий (3) формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для второго этапа наведения ракеты в соответствии с математическим выражением
    Figure 00000018
    где ωТ=λΔfф/2ΔlТ, - требуемая, постоянная по величине и не равная нулю угловая скорость вращения линии визирования "ракета-цель" в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости ΔlТ;
    λ - рабочая длина волны приемо-передающего тракта радиолокационной головки самонаведения ракеты;
    Δfф - полоса пропускания узкополосного доплеровского фильтра в системе обработки сигналов в приемном тракте радиолокационной головки самонаведения,
    при этом, на втором этапе наведения ракеты в ее радиолокационной головке самонаведения оценивают максимальное количество kргс (2) разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе и вероятность Lргс (2) правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей, по окончании второго этапа наведения ракеты сравнивают величины kргс (2) и Lргс (2) с соответствующими величинами mргс (1), Рргс (1), Рпор, оцененными на первом этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированном в соответствии с математическим выражением (2), при одновременном выполнении условий
    Figure 00000019
    сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения ракеты формируют в соответствии с математическим выражением (5), при не выполнении условий (6) для третьего этапа наведения ракеты формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости в соответствии с математическим выражением (2), при этом на третьем этапе наведения ракеты в ее радиолокационной головке самонаведения оценивают максимальное количество mргс (3) разрешаемых по доплеровскои частоте целей в группе и вероятность Рргс (3) правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей, по окончании третьего этапа наведения ракеты сравнивают величины mргс (3) и Рргс (3) с соответствующими величинами kргс (2), Lргс (2), Рпор, оцененными на втором этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированном в соответствии с математическим выражением (5), при одновременном выполнении условий
    Figure 00000020
    сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с математическим выражением (2), при не выполнении условий (7) сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с математическим выражением (5), сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для пятого и последующих этапов наведения ракеты формируют аналогично, как для третьего и четвертого этапов в зависимости от результата выполнения условий (6) и (7).
RU2006133522/02A 2006-09-19 2006-09-19 Способ формирования сигнала управления ракетой RU2335730C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006133522/02A RU2335730C2 (ru) 2006-09-19 2006-09-19 Способ формирования сигнала управления ракетой

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006133522/02A RU2335730C2 (ru) 2006-09-19 2006-09-19 Способ формирования сигнала управления ракетой

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006133522A RU2006133522A (ru) 2008-03-27
RU2335730C2 true RU2335730C2 (ru) 2008-10-10

Family

ID=39927987

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006133522/02A RU2335730C2 (ru) 2006-09-19 2006-09-19 Способ формирования сигнала управления ракетой

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2335730C2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2484420C1 (ru) * 2011-12-01 2013-06-10 Виктор Леонидович Семенов Способ определения направления отклонения движения ракеты от ее направления на цель. способы самонаведения ракеты на цель и устройства для их реализации
RU2593911C1 (ru) * 2015-03-23 2016-08-10 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
МАКСИМОВ М.В., ГОРГОНОВ Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1982, с.57. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2484420C1 (ru) * 2011-12-01 2013-06-10 Виктор Леонидович Семенов Способ определения направления отклонения движения ракеты от ее направления на цель. способы самонаведения ракеты на цель и устройства для их реализации
RU2593911C1 (ru) * 2015-03-23 2016-08-10 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель

Also Published As

Publication number Publication date
RU2006133522A (ru) 2008-03-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
AU2003234414B8 (en) All weather precision guidance of distributed projectiles
US8939081B1 (en) Ladar backtracking of wake turbulence trailing an airborne target for point-of-origin estimation and target classification
EP1718918B1 (en) Rf attitude measurement system and method
RU2381524C1 (ru) Следящая система сопровождения подвижных объектов
RU2635299C1 (ru) Способ наведения управляемого боеприпаса
RU2660160C1 (ru) Способ определения параметров движения воздушного объекта динамической системой радиотехнического контроля
RU2335730C2 (ru) Способ формирования сигнала управления ракетой
RU2408847C1 (ru) Способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели
RU2695762C1 (ru) Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса &#34;воздух-воздух&#34; при её самонаведении на самолёт из состава их пары по его функциональному назначению по принципу &#34;ведущий-ведомый&#34;
RU2713212C1 (ru) Способ распознавания варианта наведения подвижного объекта на один из летательных аппаратов группы
US3206143A (en) Controller for guiding a missile carrier on the location curve of ballistic firing positions
RU2164654C2 (ru) Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты
RU2784492C1 (ru) Способ доставки полезной нагрузки на воздушный объект
RU2099665C1 (ru) Способ формирования сигнала управления ракетой класса &#34;воздух-воздух&#34; и устройство для его осуществления
US5367333A (en) Passive range measurement system
RU2742626C1 (ru) Способ индивидуального наведения летательного аппарата на воздушную цель в составе плотной группы
RU2261411C1 (ru) Способ пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты
RU2325306C1 (ru) Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты и устройство для его осуществления
RU2804765C1 (ru) Способ доставки полезной нагрузки на воздушный объект
RU2229671C1 (ru) Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты
RU2292523C2 (ru) Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты и устройство для его осуществления
RU2582308C1 (ru) Способ стрельбы снарядом, управляемым по лучу лазера, и оптический прицел системы наведения снаряда
RU2253082C1 (ru) Способ наведения летательного аппарата на отдельную воздушную цель в составе плотной группы целей
RU2773672C1 (ru) Способ наведения летательного аппарата на наземные цели по данным радиолокатора с синтезированием апертуры антенны
RU2210801C1 (ru) Универсальный способ наведения самолетов на наземные цели

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20140920