RU2408847C1 - Способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели - Google Patents
Способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели Download PDFInfo
- Publication number
- RU2408847C1 RU2408847C1 RU2009148136/28A RU2009148136A RU2408847C1 RU 2408847 C1 RU2408847 C1 RU 2408847C1 RU 2009148136/28 A RU2009148136/28 A RU 2009148136/28A RU 2009148136 A RU2009148136 A RU 2009148136A RU 2408847 C1 RU2408847 C1 RU 2408847C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- horizontal
- vertical planes
- induced
- hypersonic
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах наведения, в частности в системах самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые воздушные цели (ГЗЦ). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата дополнительно измеряют и оценивают угловую скорость линии визирования ГЗЦ, поперечные ускорения ГЗЦ и наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, на основе функционального преобразования которых формируют сигнал управления ЛА. 3 ил.
Description
Изобретение относится к системам наведения, в частности к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые цели (ГЗЦ).
В передовых странах ведется интенсивная разработка гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЗЛА), применение которых в военном деле позволяет получить ряд тактических преимуществ [1]:
- значительное уменьшение подлетного времени к цели, а соответственно, и уменьшение лимита времени, которым располагает противоборствующая сторона на подготовку противодействия;
- необходимость иметь ЛА аналогичного класса, способные осуществлять перехват ГЗЛА;
- невозможность эффективного применения существующих методов наведения;
- увеличение ошибок сопровождения, а также его срыв в существующих измерителях;
- ухудшение показателей обнаружения ГЗЛА радиолокационными обнаружителями [2].
Одним из направлений, позволяющих снизить влияние этих преимуществ, является разработка новых всеракурсных методов наведения на ГЗЦ, обеспечивающих их перехват в упрежденной точке встречи при полете по траектории с малой кривизной.
Известен метод наведения ЛА, основанный на использовании разновидностей методов наведения в наивыгоднейшую точку встречи с ГЗЦ, при котором параметр рассогласования ΔГВ пропорционален разности требуемого и фактического углов упреждения [1]:
ΔB=КН(qB-qBT), где
Здесь индексы «г» и «в» обозначают принадлежность к горизонтальной и вертикальной плоскостям;
q, qT - соответственно текущий и требуемый углы упреждения;
φ, α, γ - бортовой пеленг, угол атаки, угол крена;
ω - угловая скорость линии визирования (УСЛВ);
ДР - баллистическая дальность полета ракеты;
KH - коэффициент усиления параметра рассогласования;
KДV - коэффициент, учитывающий расстояние до цели и скорость его изменения.
Следует отметить, что алгоритмы траекторного управления (1)-(3), использованные в качестве прототипа, получены в предположении, что цель и перехватчик движутся с постоянной скоростью, поэтому не обеспечивают высокую точность наведения на интенсивно маневрирующую ГЗЦ.
Другой метод, основанный на применении разновидностей метода пропорционального наведения, в котором параметр рассогласования определяется как:
в котором N0 - навигационная постоянная;
jГ, В - поперечные ускорения наводимого ЛА,
обеспечивает достаточно высокую конечную точность, но обладает плохой управляемостью на больших расстояниях [1], необходимых для уверенного перехвата ГЗЦ.
Технический результат, который достигается с помощью заявляемого изобретения, состоит в обеспечении всеракурсного высокоточного самонаведения ЛА на интенсивно маневрирующие ГЗЦ как на больших, так и малых расстояниях по траекториям с малой кривизной и перегрузками, не превышающими допустимое значение.
Для достижения технического результата предлагается способ, полученный на основе математического аппарата статистической теории оптимального управления [3], при котором параметр рассогласования для наводимого ЛА вычисляется по правилу:
где qφ, qω, kj - коэффициенты передачи устройства формирования параметра рассогласования, отображающие штраф за точность управления по углу, угловой скорости и за величину управляющего сигнала;
φГ, ВТ - требуемое значение бортовых пеленгов;
jЦГ, В - поперечные ускорения ГЗЦ в горизонтальной и вертикальной плоскостях.
Геометрические соотношения в системе «ГЗЛА - наводимый ЛА» для горизонтальной плоскости иллюстрируются фиг.1, на которой: УТВ - упрежденная точка встречи; VГЗЛА и VЛА - векторы скорости ГЗЛА и наводимого ЛА, φГ и φГТ - текущее и требуемое значение бортового пеленга соответственно
Анализ выражения (5) позволяет сделать следующие выводы.
На больших расстояниях до цели, когда Д велика и ωГ,В≈0, закон (5) вырождается в разновидность прямого метода, называемую иногда путевым методом. При неизменной скорости полета значение весового коэффициента , учитывающего влияние ошибок по углам φГ,ВТ-φГ,В, остается неизменным. В то же время по мере уменьшения дальности Д возрастает влияние второго компонента сигнала управления. Это возрастание, обусловленное не только увеличением ωГ,В с уменьшением дальности, но и увеличением весового множителя, становится особенно значительным на малых расстояниях до цели. Следовательно, в процессе полета по мере приближения к цели в законе управления происходит перераспределение влияния ошибок управления от φГ,ВТ-φГ, В на начальных участках в пользу ошибки по φГ, В на конечных участках траектории, обеспечивая минимизацию промаха [1]. Расчет требуемого угла упреждения φГТ=qГТ, φВТ=qBT может быть выполнен по формуле (2).
Спецификой полученных алгоритмов является учет в них маневра цели, интенсивность которого определяется величиной jЦГ, В, что дает возможность снизить систематическую ошибку наведения и повысить его точность при наведении на интенсивно маневрирующие цели. При этом учет маневра осуществляется не только путем учета оценки jЦГ, но и путем изменения веса первого слагаемого при изменении .
Сигнал управления зависит не от абсолютных значений коэффициентов штрафов qφ, qω и kj, а от их отношений qφ/kj и qω/kj, что существенно облегчает их выбор. Отношения qφ/kj и qω/kj должны быть такими, чтобы при максимально возможных значениях ошибок управления φГ,ВТ-φГ,В для минимальных значений и Д требуемые поперечные перегрузки не превышали допустимые значения. Методика выбора отношений коэффициентов штрафов, обеспечивающих минимальную динамическую ошибку в установившемся режиме при заданной длительности переходных процессов, рассмотрена в [3].
В состав информационно-вычислительной системы наводимого ЛА, реализующей алгоритм управления (5), должны входить устройства формирования оценок дальности Д, скорости , бортовых пеленгов φГ и φB, угловых скоростей ωГ и ωB в линии визирования (ЛВ), собственных ускорений jГ и jB и ускорений цели jЦГ и jЦВ.
Сущность изобретения заключается в том, что сигнал управления в каждой плоскости формируют в виде алгебраической суммы оценок поперечных ускорений ГЗЦ и наводимого на нее ЛА и взвешенных ошибок наведения по бортовым пеленгам цели и угловым скоростям линии визирования цели. Переменные коэффициенты при первом и втором слагаемых (5) учитывают условия функционирования, определяемые значениями скорости сближения и дальности Д. Кроме того, в способе наведения (5) напрямую учитываются как маневр ГЗЦ jЦГ,В, так и маневр наведения ЛА jГ,В.
На фиг.2 представлена упрощенная схема возможного варианта системы самонаведения на ГЗЦ, реализующей предлагаемый способ, где:
1 - антенная система бортовой РЛС наводимого ЛА;
2 - приемо-передающая часть бортовой РЛС наводимого ЛА;
3 - дальномерный канал БРЛС;
4 - угломерный канал БРЛС;
5 - бортовая вычислительная система (БВС);
6 - акселерометр;
7 - система автоматического управления (САУ) наводимого ЛА;
8 - наводимый ЛА;
9 - перехватываемая ГЗЦ.
Принципы построения антенной системы, приемо-передающей части бортовой РЛС и ее дальномерного и угломерного каналов известны и подробно описаны в литературе [1, 4]. Функционирование системы наведения происходит в следующем порядке.
Передатчик 2 РЛС формирует импульсы сверхвысокой частоты, которые излучаются антенной системой 1 в пространство и после отражения от ГЗЦ 9 принимаются антенной системой, осуществляющей пространственную селекцию сигналов, после чего они селектируются по частоте и усиливаются в приемной части 2. На основании сигналов с выхода приемника в дальномерном канале 3 формируются измерения (оценки) дальности Д и скорости сближения , а в угломерном канале - измерения (оценки) бортовых пеленгов φГ, φВ, угловых скоростей линии визирования ωГ, ωB и поперечных ускорений ГЗЦ jЦВ, jЦВ, которые поступают в бортовую вычислительную систему 5, куда одновременно из акселерометра 6 поступают измерения собственных поперечных ускорений jГ, jB. На основе поступивших измерений (оценок) в БВС по закону (5) формируются параметры рассогласования ΔГ, ΔВ для горизонтальной и вертикальной плоскостей, поступающие в САУ 7 наводимого самолета 8.
Эти параметры рассогласования преобразуются в отклонения рулей, которые вызывают соответствующие пространственные перемещения наводимого ЛА 8, обеспечивающие его встречу с ГЗЦ 9 в упрежденной точке (фиг.1).
Техническим результатом изобретения является реализация возможности перехвата интенсивно маневрирующих ГЗЦ в упрежденной точке встречи по траекториям с малой кривизной с перегрузками, не превышающими допустимых значений.
Предложенный способ отличается от прототипа (1)-(3) тем, что кроме ошибок управления по углу в законе управления (5) учитываются еще ошибки по угловой скорости, минимизирующие промах, поперечные ускорения, учитывающие маневр цели и наводимого ЛА.
Фиг.3 иллюстрирует предлагаемый способ наведения ЛА на ГЗЦ в горизонтальной плоскости. Сплошной линией обозначена траектория полета гиперзвукового летательного аппарата, движущегося со скоростью 1300 м/с, пунктирной линией обозначена траектория движущегося со скоростью 300 м/с наводимого ЛА при условии Д(0), равного 300 км.
Проведенные исследования свидетельствуют о том, что этот способ обеспечивает всеракурсное наведение ЛА на гиперзвуковые цели.
ЛИТЕРАТУРА
1. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2003.
2. Канащенков А.И., Меркулов В.И., Самарин О.Ф. Облик перспективных бортовых радиолокационных систем. Возможности и ограничения. - М.: ИПРЖР, 2002.
3. Меркулов В.И., Дрогалин В.В, Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.1. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2003.
4. 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. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2006.
Claims (1)
- Способ самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые цели (ГЗЦ), при котором параметр рассогласования пропорционален разности требуемого и фактического углов упреждения, заключающийся в одновременном измерении и оценки значений бортовых пеленгов ГЗЦ, дальности от наводимого ЛА до ГЗЦ и скорости их сближения, при этом измеряют и оценивают угловую скорость линии визирования ГЗЦ (УСЛВ), поперечные ускорения ГЗЦ и наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, и формируют сигнал управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях по правилу:
в котором
qφ, qω - коэффициенты, определяющие точность управления ЛА по бортовому пеленгу и УСЛВ;
kj - коэффициент, определяющий максимально допустимую величину сигнала управления;
Д, - измерения дальности от наводимого ЛА до цели и скорости ее изменения;
φГ,В, ωГ,В - текущие измерения бортового пеленга и УСЛВ;
ДР - баллистическая дальность полета ракеты, используемой на наводимом ЛА;
jцг,в - поперечное ускорение ГЗЦ в горизонтальных и вертикальных плоскостях;
jг,в - поперечное ускорение наводимого ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009148136/28A RU2408847C1 (ru) | 2009-12-24 | 2009-12-24 | Способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009148136/28A RU2408847C1 (ru) | 2009-12-24 | 2009-12-24 | Способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2408847C1 true RU2408847C1 (ru) | 2011-01-10 |
Family
ID=44054675
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009148136/28A RU2408847C1 (ru) | 2009-12-24 | 2009-12-24 | Способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2408847C1 (ru) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2466344C1 (ru) * | 2011-05-16 | 2012-11-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Исследовательский Институт "Экран" | Устройство самонаведения |
CN107941087A (zh) * | 2017-10-18 | 2018-04-20 | 北京航空航天大学 | 一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法 |
RU2690234C1 (ru) * | 2018-07-12 | 2019-05-31 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Способ автоматического группового целераспределения истребителей с учетом приоритета целей |
RU2742626C1 (ru) * | 2020-03-25 | 2021-02-09 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Способ индивидуального наведения летательного аппарата на воздушную цель в составе плотной группы |
RU2742737C1 (ru) * | 2020-03-25 | 2021-02-10 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Способ перехвата приоритетной цели, обеспечивающий срыв наведения истребителей сопровождения |
RU2777874C1 (ru) * | 2021-09-30 | 2022-08-11 | Игорь Владимирович Догадкин | Способ уничтожения гиперзвуковых маневрирующих целей ракетами, отделяемыми от ракеты-носителя |
-
2009
- 2009-12-24 RU RU2009148136/28A patent/RU2408847C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
МЕРКУЛОВ В.И., ДРОГАЛИН В.В., КАНАЩЕНКОВ А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Радиоэлектронные системы самонаведения. / Под ред. А.И. КАНАЩЕНКОВА И В.И. МЕРКУЛОВА. - М.: Радиотехника, 2003, т.2, с.15-22. МЕРКУЛОВ В.И., ДРОГАЛИН В.В, КАНАЩЕНКОВ А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа. / Под ред. А.И. КАНАЩЕНКОВА и В.И. МЕРКУЛОВА. - М.: Радиотехника, 2003, т.1, с.7-11. * |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2466344C1 (ru) * | 2011-05-16 | 2012-11-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Исследовательский Институт "Экран" | Устройство самонаведения |
CN107941087A (zh) * | 2017-10-18 | 2018-04-20 | 北京航空航天大学 | 一种基于阻力剖面的高升阻比高超平稳滑翔再入制导方法 |
RU2690234C1 (ru) * | 2018-07-12 | 2019-05-31 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Способ автоматического группового целераспределения истребителей с учетом приоритета целей |
RU2742626C1 (ru) * | 2020-03-25 | 2021-02-09 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Способ индивидуального наведения летательного аппарата на воздушную цель в составе плотной группы |
RU2742737C1 (ru) * | 2020-03-25 | 2021-02-10 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Способ перехвата приоритетной цели, обеспечивающий срыв наведения истребителей сопровождения |
RU2777874C1 (ru) * | 2021-09-30 | 2022-08-11 | Игорь Владимирович Догадкин | Способ уничтожения гиперзвуковых маневрирующих целей ракетами, отделяемыми от ракеты-носителя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104919335B (zh) | 用于回溯空中目标的轨迹的方法和系统 | |
RU2408847C1 (ru) | Способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели | |
RU2458358C1 (ru) | Угломерно-корреляционный способ определения местоположения наземных источников радиоизлучения | |
RU2408846C1 (ru) | Способ командного наведения летательного аппарата на наземные цели | |
US9341705B2 (en) | Passive ranging of a target | |
RU2660160C1 (ru) | Способ определения параметров движения воздушного объекта динамической системой радиотехнического контроля | |
US3001186A (en) | Missile guidance system | |
RU2521890C2 (ru) | Способ приведения летательного аппарата к наземному объекту | |
RU2666069C1 (ru) | Способ перехвата интенсивно маневрирующих высокоскоростных воздушно-космических объектов | |
RU2418267C1 (ru) | Информационно-вычислительная система беспилотного самолета-истребителя | |
RU2660159C1 (ru) | Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией | |
RU2308093C1 (ru) | Способ управления летательными аппаратами по курсу в угломерной двухпозиционной радиолокационной системе | |
RU2498342C1 (ru) | Способ перехвата воздушных целей летательными аппаратами | |
RU2660776C1 (ru) | Способ управления летательными аппаратами по курсу в угломерной двухпозиционной радиолокационной системе | |
Raj et al. | Estimation of line-of-sight rate in a homing Missile Guidance loop using optimal filters | |
CN112835034B (zh) | 一种双通道雷达对地测高系统及方法 | |
RU2586399C2 (ru) | Способ комбинированного наведения летательного аппарата | |
US8513580B1 (en) | Targeting augmentation for short-range munitions | |
RU2164654C2 (ru) | Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты | |
RU2325306C1 (ru) | Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты и устройство для его осуществления | |
RU2254542C1 (ru) | Способ наведения летательного аппарата на интенсивно маневрирующую воздушную цель | |
RU2742626C1 (ru) | Способ индивидуального наведения летательного аппарата на воздушную цель в составе плотной группы | |
RU2429502C2 (ru) | Радиолокатор староверова | |
RU2229671C1 (ru) | Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты | |
RU2253082C1 (ru) | Способ наведения летательного аппарата на отдельную воздушную цель в составе плотной группы целей |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201225 |