RU2593911C1 - Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target - Google Patents
Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target Download PDFInfo
- Publication number
- RU2593911C1 RU2593911C1 RU2015110179/28A RU2015110179A RU2593911C1 RU 2593911 C1 RU2593911 C1 RU 2593911C1 RU 2015110179/28 A RU2015110179/28 A RU 2015110179/28A RU 2015110179 A RU2015110179 A RU 2015110179A RU 2593911 C1 RU2593911 C1 RU 2593911C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fighter
- air target
- horizontal plane
- group
- range
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах радиоуправления (РЭУ) при ближнем наведении истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на групповую воздушную цель (ГВЦ) с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в бортовой радиолокационной станции (БРЛС) истребителя за счет эффекта радиолокационного синтезирования апертуры (РСА) антенны.The invention relates to the field of radio control and can be used in electronic electronic radio control systems (REU) with close guidance of the fighter to the most advantageous anticipated meeting point at a group air target (MCC) with the additional creation of conditions to ensure the required linear resolution of targets in a group in an airborne radar station ) fighter due to the effect of radar synthesis aperture (SAR) antenna.
Известен способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на одиночную воздушную цель, в соответствии с которым параметр рассогласования Δχг в горизонтальной плоскости определяется, какThere is a method of generating a fighter control signal in the horizontal plane when it is pointed at the most advantageous anticipated meeting point on a single air target, according to which the mismatch parameter Δχ g in the horizontal plane is determined as
гдеWhere
χг и χгт - соответственно фактический и требуемый углы упреждения продольного полета истребителя в горизонтальной плоскости; r χ and χ zm - respectively the actual and the desired angles feedforward longitudinal fighter flight in the horizontal plane;
ψи и ψит - соответственно фактический и требуемый курсы полета истребителя;ψ and and ψ um - respectively, the actual and required flight rates of the fighter;
εг - угол пеленга цели в горизонтальной плоскости [1].ε g - the angle of the bearing of the target in the horizontal plane [1].
Недостатком данного способа формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи является невозможность обеспечить такое наведение истребителя на групповую воздушную цель, при котором создавались бы дополнительное условие для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС истребителя при его наведении на ГВЦ.The disadvantage of this method of generating a fighter control signal in the horizontal plane when it is pointing to the most advantageous anticipated meeting point is the inability to provide such guidance of the fighter to a group air target, which would create an additional condition for ensuring the required linear resolution of targets in the group in the fighter’s radar station when it is aimed at MCC.
Известен способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, заключающийся в формировании сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости Δг с дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, до дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с целью, в соответствии с выражениемThere is a method of generating a fighter control signal in a horizontal plane when it is near pointing at a group of air targets at the most advantageous anticipated meeting point, which consists in generating a fighter control signal in a horizontal plane Δ g from a range at which the fighter is launched from its missile to a range , upon reaching which the fighter launched from his side of the missile will meet with the goal, in accordance with the expression
гдеWhere
к1 - коэффициент пропорциональности;to 1 is the coefficient of proportionality;
φг - текущее значение наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости;φ g - the current value of the most advantageous lead angle in the horizontal plane;
Д - дальность до групповой воздушной цели;D - range to group air targets;
ωг - угловая скорость вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости;ω g - the angular velocity of rotation of the line of sight "fighter - group air target" in the horizontal plane;
Vсбл - скорость сближения истребителя с групповой воздушной целью;V sbl - the approach speed of a fighter with a group air target;
Vp и tp - соответственно скорость и время полета ракеты [2].V p and t p are the speed and time of flight of the rocket, respectively [2].
Недостатком данного способа формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости является невозможность с его помощью обеспечить такое ближнее наведения истребителя на групповую воздушную цель в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества при полете истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, при котором дополнительно создавалось бы условие и для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС истребителя на основе эффекта PC А антенны.The disadvantage of this method of generating a fighter control signal in the horizontal plane is the impossibility of using it to provide such close guidance of the fighter to a group air target in accordance with the method that is optimal according to the criterion of the minimum local quality functional when flying the fighter to the most advantageous anticipated meeting point, which would additionally create condition and to ensure the required linear resolution of targets in the group in the fighter radar based on the PC A antenna effect.
Цель изобретения - в процессе ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, дополнительно создать условие для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны.The purpose of the invention is the process of close guidance of a fighter in a horizontal plane at a group air target at the most advantageous anticipated meeting point in accordance with a method optimal for the criterion of minimum local quality functional, to additionally create a condition for ensuring in its radar station the required linear resolution of targets in the group based on the effect SAR antenna.
Указанная цель достигается тем, что в способе формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель, заключающемся в том, что с дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, до дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с целью, формируется сигнал управления истребителем в соответствии с выражением (4), а с дальности захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск ракеты, сигнал
гдеWhere
kΔφ - динамический коэффициент усиления;kΔφ is the dynamic gain;
w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета истребителя;w - penalty factor for the accuracy of tracking the current value of the angle between the line of sight "fighter - group air target" and the vector fighter flight speed;
k - коэффициент штрафа на величину сигнала управленияk - penalty coefficient by the value of the control signal
φтр - требуемый угол отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель»;φ Tr - the required angle of the deviation of the vector the speed of the fighter from the line of sight "fighter - group air target";
ΔL - требуемое линейное разрешение целей в группе;ΔL is the required linear resolution of the goals in the group;
Vгвц и Vи - соответственно продольные составляющие скоростей полета групповой воздушной цели и истребителя;V GVTs and V and - respectively, the longitudinal components of the flight speeds of a group air target and a fighter;
q - угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета групповой воздушной цели;q is the angle between the line of sight "fighter - group air target" and the vector group air target flight speeds;
λ и Δf - соответственно рабочая длина волны бортовой радиолокационной станции истребителя и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в измерителе скорости бортовой радиолокационной станции.λ and Δf are, respectively, the working wavelength of the onboard radar station of the fighter and the bandwidth of the narrow-band Doppler filter in the speed meter of the onboard radar station.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:New features with significant differences are:
1. Формирование в соответствии с выражениям (6), (7) и (8) сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении с дальности захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества для обеспечения в его БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны.1. The formation in accordance with expressions (6), (7) and (8) of the fighter control signal in the horizontal plane when it is guided from the capture range of the MCC by the airborne radar station to tracking along the range, speed, angular coordinates and their derivatives, to the range upon reaching which the fighter launches a rocket from its side, in accordance with the method that is optimal according to the criterion of minimum local quality functional to ensure the required linear resolution of targets in its fighter radar PPE based on the effect of SAR antenna.
2. Последовательное использование двух способов формирования сигналов управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества с дополнительным созданием условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе, определяемого выражением (6), и в дальнейшем, при ближнем наведении истребителя также в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, определяемого выражением (4).2. The consistent use of two methods for generating fighter control signals in the horizontal plane when it is guided close to the most advantageous anticipated meeting point in accordance with the method that is optimal by the criterion of the minimum local quality functional with the additional creation of conditions for providing the required linear resolution of targets in the fighter radar, defined by expression (6), and further, with close guidance of the fighter also at the most advantageous anticipated meeting point, emogo expression (4).
Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных способах не обнаружены.These signs have significant differences, because in known methods are not found.
Применение новых признаков позволит сформировать такой сигнал управления истребителем, который, во-первых, в процессе ближнего наведения истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости на ГВЦ в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, дополнительно создаст условие для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны и, во-вторых, обеспечит наведение истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи для успешного пуска ракеты по назначенной для поражения цели из состава их группы.The use of new features will make it possible to generate such a control signal for the fighter, which, firstly, during the near guidance of the fighter to the most advantageous anticipated meeting point in the horizontal plane at the MCC in accordance with the method that is optimal by the criterion of minimum local quality functional, will additionally create a condition for ensuring Fighter radar of the required linear resolution of targets in a group based on the SAR effect of the antenna and, secondly, it will provide guidance to the most advantageous fighter chku meeting for the successful launch of the assigned to defeat the purpose of the composition of their group.
На рис. 1 приведена динамическая структурная схема РЭСУ истребителем при его ближнем наведении в горизонтальной плоскости, поясняющая предлагаемый способ формирования сигнала управления истребителем во взаимодействии с известным [2] (страница 343, рисунок 15.5 - элементы РЭСУ: кинематическое звено, формула (15.27) на странице 341; угломер; формирователь сигнала управления истребителем Δг, формула (4) описания изобретения); формирователь сигнала Δр траекторного управления по крену, формула (15.30) на странице 342); система автоматического управления (САУ); объект управления (истребитель) с их связями), куда дополнительно введены вычислитель требуемого угла отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» (формула (8) описания изобретения), коммутатор, формирователь сигнала управления истребителем (формула (6) описания изобретения) с их связями.In fig. Figure 1 shows the dynamic structural diagram of a RESU fighter with its close guidance in a horizontal plane, explaining the proposed method of generating a control signal of a fighter in cooperation with the known [2] (page 343, Figure 15.5 - elements of the RESU: kinematic link, formula (15.27) on page 341; goniometer; fighter control signal shaper Δ g , formula (4) of the description of the invention); signal generator Δ p of trajectory roll control, formula (15.30) on page 342); automatic control system (ACS); control object (fighter) with their connections), which additionally includes a calculator of the required angle of deviation of the fighter’s flight speed vector from the fighter-group air target line of sight (formula (8) of the description of the invention), commutator, fighter control signal generator (formula (6) of the description of the invention) with their relations.
На рисунке 2 представлена геометрия взаимного перемещения истребителя и групповой воздушной цели, состоящей из двух целей Ц1 и Ц2.Figure 2 shows the geometry of the mutual movement of the fighter and the group of air targets, consisting of two targets, C1 and C2.
На рисунках 3 и 4 представлены результаты моделирования РЭСУ истребителем с предлагаемым способом формирования сигнала управления.Figures 3 and 4 show the results of modeling an electric fighter with a proposed method for generating a control signal.
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в составе контура РЭСУ реализуется следующим образом (рисунок 1).The method of generating a fighter control signal in the horizontal plane when it is near pointing at a group air target as part of a RESU loop is implemented as follows (Figure 1).
С помощью кинематического звена 1 (рисунок 1) осуществляется связь фазовых координат собственного полета истребителя (поперечного ускорения Jг и курса Ψ истребителя) и ГВЦ (поперечного ускорения Jгвц) в горизонтальной плоскости. В результате на входы угломера 2 поступают значения угла εг пеленга ГВЦ и текущего значения наивыгоднейшего угла φг упреждения в горизонтальной плоскости (рисунок 2). В вычислителе 3 (рисунок 1) на основе поступающих на его входы значений дальности Дз захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, скорости сближения Vcбл истребителя с ГВЦ, радиальной составляющей скорости Vи полета истребителя, (рисунок 2) значения требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе и угла q между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета ГВЦ, в соответствии с выражением (8) вычисляется требуемый угол φтр между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета истребителя, который (угол φтр) необходимо постоянно поддерживать в процессе его ближнего наведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на ГВЦ по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при его полете для дополнительного создания условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. Значение этого угла φтр поступает (рисунок 1) на вход формирователя 4 сигнала управления истребителем, куда также поступают значения угла φг, скорости сближения Vcбл истребителя с ГВЦ и отношение весовых коэффициентов w/k. В результате на выходе формирователя 4 в соответствии с выражением (6) формируется сигнал управления истребителем в горизонтальной плоскости, который поступает на вход коммутатора 5, куда дополнительно поступают значения (рисунок 2) дальности Дпр, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты по назначенной для атаки цели из состава группы, дальности Дз, дальности окончания ближнего наведения Дон (дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с назначенной для атаки целью из состава группы), (рисунок 1) сигнал управления Δг истребителем в горизонтальной плоскости, формируемый на выходе формирователя 6 сигнала управления истребителем в соответствии с выражением (4) на основе поступающих на его входы сигналов φг, угловой скорости ωг вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости, дальности Дпр и скорости сближения Vcбл. На выходе коммутатора 5 первоначально, при выполнении условия Дз>Дпр, формируется сигнал управления истребителем в горизонтальной плоскости, который поступает на вход формирователя 7 сигнала траекторного управления истребителем по крену, куда также поступает текущее значение крена истребителя с выхода динамического звена 8, описывающего объект управления (истребитель). В результате на выходе формирователя 7 формируется сигнал Δр траекторного управления истребителем в горизонтальной плоскости ([2], страница 342, формула (15.30) для обеспечения его ближнего наведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на ГВЦ по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества с дополнительным созданием условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. На основе сигнала Δр в САУ 9 вырабатывается сигнал δэ управления элеронами истребителя 8 для его управления в горизонтальной плоскости. Собственное поперечное ускорение Jг и курс Ψ истребителя с выхода динамического звена, описывающего истребитель 8, поступают на входы кинематического звена 1, замыкая тем самым контур ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи с дополнительным созданием условия для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. Для обеспечения устойчивости и управляемости работы РЭСУ истребителем в САУ 9 вводится корректирующий сигнал ωх.With the help of kinematic link 1 (Figure 1), the phase coordinates of the fighter’s own flight (lateral acceleration J g and fighter heading связь ) are connected to the GVC (lateral acceleration J fcc ) in the horizontal plane. As a result, the values of the angle ε g of the bearing of the HVC and the current value of the most advantageous lead angle φ g in the horizontal plane are received at the inputs of the protractor 2 (Figure 2). The calculator 3 (Figure 1) based on the received at its inputs values of distance D of the capture MCC-board radar for range tracking, speed, angular coordinates and their derivatives, the speed of convergence V cbl fighter with GVC, the radial component V of speed and flight fighter , (Figure 2) the values of the required linear resolution ΔL of the targets in the group and the angle q between the line of sight “fighter - group air target” and the vector MCC flight speed, in accordance with expression (8), the required angle φ tr between the line of sight "fighter - group air target" and the vector the fighter’s flight speed, which (angle φ tr ) must be constantly maintained during its close guidance to the most advantageous anticipated meeting point at the MCC using the method that is optimal by the criterion of the minimum local quality functional during its flight to additionally create conditions for ensuring the required linear resolution in the fighter radar ΔL targets in the group based on the PCA antenna effect. The value of this angle φ tr arrives (Figure 1) at the input of the
При достижении истребителем (рисунок 2) дальности пуска ракеты (Дз=Дпр) на выходе коммутатора 5 (рисунок 1) будет сформирован сигнал управления истребителем Δг (выражение (4), в результате чего на выходе формирователя 7 будет сформирован сигнал траекторного управления истребителем по крену в горизонтальной плоскости, переводящий его в режим ближнего наведения только в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи.When the fighter (Figure 2) reaches the missile launch range (D s = D pr ) at the output of the switch 5 (Figure 1), the fighter control signal Δ g (expression (4) is generated, as a result of which the trajectory control signal is generated at the output of the former 7 horizontal roll fighter, translating it into close guidance only at the most advantageous anticipated meeting point.
При достижении истребителем дальности (рисунок 2), при достижении которой произойдет встреча пущенной с его борта ракеты с назначенной для атаки целью из состав группы (выполнении условия Дз=Дон), на выходе коммутатора 5 (рисунок 2) не будет формироваться ни один из двух сигналов управления Δг или что приведет к размыканию контура ближнего наведения истребителя и выходу его из процесса ближнего наведения (выходу из атаки).Upon reaching fighter range (Figure 2), above which occur meeting fired from its bead missiles assigned to the attack order of the group (the condition D s = D it), to switch the output 5 (Figure 2) will not be generated no of two control signals Δ g or which will lead to the opening of the fighter’s close guidance loop and its exit from the near guidance process (exit from the attack).
С целью оценки работоспособности предлагаемого способа формирования сигнала управления истребителем было проведено его моделирование в составе динамической структурной схемы РЭСУ истребителем в горизонтальной плоскости. При моделировании были приняты следующие исходные данные (рисунок 2):In order to assess the operability of the proposed method for generating a fighter control signal, it was simulated as part of a dynamic structural diagram of a fighter jet in a horizontal plane. During the simulation, the following initial data were adopted (Figure 2):
количество целей в группе - 2;the number of goals in the group - 2;
требуемое линейное разрешение целей в группе ΔL=150 м;the required linear resolution of targets in the group ΔL = 150 m;
начальная дальность до ГВЦ Д(0)=250 км;initial range to the MCC D (0) = 250 km;
радиальная составляющая скорости полета ГВЦ Vгвц=300 м/с;radial component of the flight speed V MCC MCC = 300 m / s;
радиальная составляющая скорости полета истребителя Vи=300 м/с;the radial component of the fighter’s flight speed V and = 300 m / s;
начальный угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета ГВЦ q (0)=0 град.; рабочая длина волны БРЛС истребителя λ=3 см;initial angle between the line of sight "fighter - group air target" and the vector GVC flight speed q (0) = 0 deg .; working wavelength of radar fighter λ = 3 cm;
ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения истребителя с ГВЦ Δf=10 Гц;the bandwidth of the narrow-band Doppler filter in the channel for measuring the approach speed of a fighter with a MCC Δf = 10 Hz;
отношение коэффициентов штрафа - ratio of penalty factors -
В результате моделирования установлено, что к 15-й секунде ближнего наведения истребителя (рисунок 3) с помощью РЭСУ с введенным в нее способом формирования сигнала управления истребителем полностью отрабатывается требуемый угол φтр отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель», при этом обеспечивается (рисунок 4) требуемое линейное разрешение целей в группе ΔL=150 м.As a result of the simulation, it was found that by the 15th second of the fighter’s close guidance (Figure 3), using the electronic control system with the method for generating the fighter control signal introduced into it, the required vector deflection angle φ tr the fighter’s flight speed from the line of sight “fighter is a group air target”, while ensuring (Figure 4) the required linear resolution of targets in the group ΔL = 150 m
Таким образом, предлагаемый способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, позволит дополнительно создать условие для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны.Thus, the proposed method of generating a fighter control signal in the horizontal plane when it is near pointing at a group of air targets at the most advantageous anticipated meeting point in accordance with the method that is optimal by the criterion of minimum local quality functional will additionally create a condition for providing the required linear resolution in its radar goals in the group based on the effect of radar synthesis of the antenna aperture.
Источники информацииInformation sources
1. 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 (страница 104, формула (2.44), (аналог).1. Radio-electronic systems for navigation, aiming and armament control of aircraft. T. 2. The use of aircraft electronic systems in solving combat and navigation tasks / Ed. M.S. Yarlykova. - M .: Radio engineering, 2012 (page 104, formula (2.44), (analog).
2. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: «Радиотехника», 2003 (страница 18, формула (7.6); страница 20, формула (7.16), (прототип).2. Aircraft radio control systems. T. 2. Radio-electronic homing systems / Ed. A.I. Kanaschenkova and V.I. Merkulova. - M .: "Radio Engineering", 2003 (page 18, formula (7.6);
Claims (1)
где
кi - коэффициент пропорциональности;
φг - текущее значение наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости;
Д - дальность до групповой воздушной цели;
ωг - угловая скорость вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости;
Vсбл - скорость сближения истребителя с групповой воздушной целью;
Vp и tp - соответственно скорость и время полета ракеты,
отличающийся тем, что с дальности захвата групповой воздушной цели бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, сигнал
где
kΔφ - динамический коэффициент усиления;
w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета истребителя;
k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления;
φтр - требуемый угол отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель»;
ΔL - требуемое линейное разрешение целей в группе;
Vгвц и Vи - соответственно продольные составляющие скоростей полета групповой воздушной цели и истребителя;
q - угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета групповой воздушной цели;
λ и Δf - соответственно рабочая длина волны бортовой радиолокационной станции истребителя и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в измерителе скорости бортовой радиолокационной станции. The method of generating a fighter control signal in the horizontal plane when it is near pointing at a group air target, which consists in generating a signal
Where
to i is the coefficient of proportionality;
φ g - the current value of the most advantageous lead angle in the horizontal plane;
D - range to group air targets;
ω g - the angular velocity of rotation of the line of sight "fighter - group air target" in the horizontal plane;
V sbl - the approach speed of a fighter with a group air target;
V p and t p respectively the speed and time of flight of the rocket,
characterized in that from the capture range of a group of airborne targets by an airborne radar station for tracking in range, speed, angular coordinates and their derivatives, to a range at which the fighter launches a missile from its side, a signal
Where
k Δφ is the dynamic gain;
w - penalty factor for the accuracy of tracking the current value of the angle between the line of sight "fighter - group air target" and the vector fighter flight speed;
k is the penalty coefficient by the value of the control signal;
φ Tr - the required angle of the deviation of the vector the speed of the fighter from the line of sight "fighter - group air target";
ΔL is the required linear resolution of the goals in the group;
V GVTs and V and - respectively, the longitudinal components of the flight speeds of a group air target and a fighter;
q is the angle between the line of sight "fighter - group air target" and the vector group air target flight speeds;
λ and Δf are, respectively, the working wavelength of the onboard radar station of the fighter and the bandwidth of the narrow-band Doppler filter in the speed meter of the onboard radar station.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015110179/28A RU2593911C1 (en) | 2015-03-23 | 2015-03-23 | Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015110179/28A RU2593911C1 (en) | 2015-03-23 | 2015-03-23 | Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2593911C1 true RU2593911C1 (en) | 2016-08-10 |
Family
ID=56612916
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015110179/28A RU2593911C1 (en) | 2015-03-23 | 2015-03-23 | Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2593911C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2099665C1 (en) * | 1995-06-19 | 1997-12-20 | Военная академия противовоздушной обороны им.маршала Советского Союза Жукова Г.К. | Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization |
RU2242698C2 (en) * | 2002-11-26 | 2004-12-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for formation of control commands of rocket spinning in bank angle, and rocket for its realization |
RU2335730C2 (en) * | 2006-09-19 | 2008-10-10 | Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз" | Method of missile command signal formation |
RU110069U1 (en) * | 2010-12-14 | 2011-11-10 | Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей" имени академика А.А. Расплетина" (ОАО "ГСКБ "Алмаз-Антей") | DEVICE FORMING SIGNALS FOR CONTROLLING STEERING BOARDS OF A SYMMETRIC CONTROLLED ROCKET WITH A VERTICAL START AT AN AUTONOMOUS AREA OF ITS FLIGHT |
-
2015
- 2015-03-23 RU RU2015110179/28A patent/RU2593911C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2099665C1 (en) * | 1995-06-19 | 1997-12-20 | Военная академия противовоздушной обороны им.маршала Советского Союза Жукова Г.К. | Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization |
RU2242698C2 (en) * | 2002-11-26 | 2004-12-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for formation of control commands of rocket spinning in bank angle, and rocket for its realization |
RU2335730C2 (en) * | 2006-09-19 | 2008-10-10 | Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз" | Method of missile command signal formation |
RU110069U1 (en) * | 2010-12-14 | 2011-11-10 | Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей" имени академика А.А. Расплетина" (ОАО "ГСКБ "Алмаз-Антей") | DEVICE FORMING SIGNALS FOR CONTROLLING STEERING BOARDS OF A SYMMETRIC CONTROLLED ROCKET WITH A VERTICAL START AT AN AUTONOMOUS AREA OF ITS FLIGHT |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Shaferman et al. | Cooperative multiple-model adaptive guidance for an aircraft defending missile | |
RU2381524C1 (en) | Tracking system for mobile objects | |
RU2408846C1 (en) | Method of command guidance of aircraft to ground targets | |
RU2743479C1 (en) | Method and system for determining most favourable for attack aerial targets in multi-purpose tracking mode | |
RU2408847C1 (en) | Self-guidance method of aircrafts to hypersonic targets | |
JP2019184138A (en) | Guidance device, projectile and guidance system | |
RU2418267C1 (en) | Information-computer system of unmanned fighter | |
RU2593911C1 (en) | Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target | |
RU2583347C1 (en) | Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system | |
US20230358509A1 (en) | Method and system for homing | |
Melczer et al. | 4D trajectory design for vision only sense and avoid flight test | |
CN115542939A (en) | Guidance law analysis method in air-air missile distributed cooperation and guidance system thereof | |
Palumbo | Guest editor’s introduction: homing missile guidance and control | |
RU2586399C2 (en) | Method for combination of guiding aircraft | |
Koruba et al. | Programmed control of the flat track anti-tank guided missile | |
Ye et al. | Tracking algorithm for cruise missile based on IMM-singer model | |
RU2230278C1 (en) | Helicopter weapon guidance system | |
RU112755U1 (en) | DEVICE FOR FORMATION OF THE MISSION PARAMETER IN THE RADIO ELECTRONIC CONTROL SYSTEM OF THE PLANE IN THE HORIZONTAL PLANE | |
RU2335730C2 (en) | Method of missile command signal formation | |
RU2751378C1 (en) | Method for targeting high-speed, highly maneuverable air objects | |
GB2279444A (en) | Missile guidance system | |
RU2818981C1 (en) | Method of controlling group of maneuverable unmanned aerial vehicles | |
RU2812306C1 (en) | Method for self-homing of air-to-air missile with active radar self-homing head in vertical plane to helicopter with on-board defense complex | |
Hodžić et al. | LOS rate estimation techniques for proportional navigation guided missiles | |
RU2784492C1 (en) | Method for payload delivery to air object |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170324 |