СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ КОМАНД НАВЕДЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ Российский патент 2004 года по МПК F41G7/22 

Предлагаемое изобретение относится к системам наведения управляемых ракет.

Известен способ формирования команд наведения управляемой ракеты с использованием расширенной пропорциональной навигации, в котором для формирования команд наведения используют оценки линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели, а также время, оставшееся до точки встречи, которое определяют через оценку дальности “ракета - цель” (“Сравнение классической и современной систем наведения самонаводящихся ракет”. - Ракетная техника и космонавтика, т.19, 6, июнь 1981 г., с.185-194). Этот способ взят в качестве прототипа.

Недостатком данного способа является то, что с ростом ошибок определения оценки дальности “ракета - цель” точность наведения быстро снижается, особенно при перехвате маневрирующих целей.

Целью данного изобретения является повышение точности наведения управляемой ракеты с использованием расширенной пропорциональной навигации при больших ошибках определения дальности “ракета - цель”.

Поставленная цель достигается тем, что согласно способу формирования команд наведения управляемой ракеты в каждом канале управления формирование оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели, а также команд наведения производят для двух оценок дальности “ракета - цель”, которые формируют путем интегрирования скорости сближения при начальном условии, уменьшенном на величину предполагаемой ошибки определения дальности для первой оценки дальности D₁ и увеличенном на эту величину для второй оценки дальности D₂, при выходе меньшей оценки дальности D₁ на граничное значение D_min из оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели вычитают дополнительные сигналы, полученные умножением разности граничного значения дальности D_min и первой оценки D₁ на соответствующую разность оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели для второй и первой оценок дальностей, деленную на разность второй и первой оценок дальности, и для управления ракетой выбирают большую по модулю из полученных команд наведения.

На фиг.1 изображена структурная схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования команд наведения управляемой ракеты.

Структурная схема состоит из следующих блоков:

ГСН - головка самонаведения (фиг.2);

БЛР - блок формирования линейных рассогласований (фиг.3);

Ф - фильтр фазовых переменных (фиг.4);

РЕГ - регулятор, формирующий закон наведения (фиг.5);

Б1 - блок, объединяющий БЛР и Ф (фиг.6);

БВМ - блок выбора максимальной по модулю команды наведения;

БЗ - блок “заморозки”.

На вход ГСН (фиг.2) поступают углы линии визирования “ракета - цель” q_i(i=l; 2), случайные шумы измерений ξ_i, а с выхода снимаются измерения угловых рассогласований Δ_i и измеренная угловая скорость линии визирования ω_i, которые поступают на вход БЛР, в котором образуются измерения линейных рассогласований Z_i (фиг.3, где D - оценка дальности “ракета - цель”; 1/р - оператор интегрирования; X - оператор умножения).

Фильтр (фиг.4) фазовых переменных формирует оценки Y_ji=(j=1, 2, 3):

Y_li - оценка линейного рассогласования в i-ом канале;

Y_2i - оценка скорости изменения линейного рассогласования в i-ом канале;

Y_3i - оценка ускорения цели в i-ом канале;

K₁, К₂, К₃ - коэффициенты фильтра.

Регулятор (фиг.5) вырабатывает из оценок фильтра текущую команду наведения λ_i в соответствии с методом расширенной пропорциональной навигации:

где К_н - навигационная постоянная;

τ - оценка времени, оставшегося до точки встречи;

где D - скорость сближения.

Команда наведения λ_i поступает на вход системы стабилизации и ракета развивает необходимую для наведения на цель перегрузку j_pi.

Оценка дальности “ракета - цель” D строится интегрированием при начальном условии D(t₃)=D₀, где t₃ - время захвата цели ГСН; D₀ - начальная дальность на момент самонаведения.

В предлагаемом способе в отличие от прототипа используются две модели дальности:

где D₁₀, d₂₀ - границы известного интервала дальности [D₁₀, D₂₀], в котором лежит истинная дальность (фиг.7):

где ΔD - предполагаемая погрешность определения дальности “ракета - цель”.

Объединим в каждом канале управления блоки БЛР и Ф в один блок Б1 (фиг.6) со входными сигналами ω*, Δ и D и выходным вектором Y_ji=(Y₁₁, Y₂₁, Y₃₁), где 1=1; 2 - номер модели дальности.

Имея две оценки дальности D₁ и D₂ в каждом канале управления, на выходе блока Б1 получим два вектора оценок фазовых переменных:

Y_j1=(Y₁₁, Y₂₁, Y₃₁) - для первой модели дальности;

Y_j2=(Y₁₂, Y₂₂, Y₃₂) - для второй модели дальности.

Имея два вектора оценок, получают произвольную промежуточную оценку Y_j(D). В этом случае для любой промежуточной дальности D рассчитывают потребные команды наведения λ_i(D₁) и λ_i(D₂) и затем выбирают наибольшую по модулю команду наведения, то есть строится минимаксный алгоритм наведения, рассчитанный на наиболее опасную цель из заданного интервала. При этом в каждый момент времени зависимость λ_i(D) носит монотонный характер и, следовательно, максимум достигается на краях интервала, то есть либо λ_i(D₁)=max, либо λ_i(D₂)=max.

Таким образом, предлагаемый способ формирования команд наведения управляемой ракеты можно представить в виде двух параллельных ветвей, состоящих из блоков Б1 и РЕГ и использующих две оценки дальности D₁ и D₂, а на выходе регулятора реализуются две текущие команды управления λ_i(D₁) и λ_i(D₂), из которых в блоке выбора максимальной по модулю команды наведения (БВМ) выбирают максимальную (фиг.1).

Так как меньшая дальность D₁ (фиг.7), начиная с некоторого момента, может стать отрицательной, необходимо “заморозить” дальность D₁ на некотором уровне D_min. Одновременно уточняют оценки Y₁ по следующим алгоритмам:

Указанные алгоритмы реализуют в блоке “заморозки” БЗ.

Предлагаемый способ позволяет существенно повысить точность наведения на цели (особенно маневрирующие) при наличии больших ошибок определения дальности “ракета - цель”, что иллюстрируется интегральными законами распределения относительного промаха (r/r_mах), приведенными на фиг.8 и 9 (Р - вероятность; r - реализованный промах; r_max - максимально допустимый промах) и полученными с помощью имитационного математического моделирования для условий, обозначенных на фиг.8 и 9 (n_ц - перегрузка цели; σ_D - среднеквадратическая ошибка определения дальности). Точность наведения увеличивается в 1,5-6 раз, а вероятность поражения типовой цели увеличивается с 0,3 для прототипа до 0,9 для предлагаемого способа.

Y_j2=(Y₁₂, Y₂₂, Y₃₂) - для второй модели дальности.

Имея два вектора оценок, получают произвольную промежуточную оценку Y_j(D). В этом случае для любой промежуточной дальности D рассчитывают потребные команды наведения λ_i(D₁) и λ_i(D₂) и затем выбирают наибольшую по модулю команду наведения, то есть строится минимаксный алгоритм наведения, рассчитанный на наиболее опасную цель из заданного интервала. При этом в каждый момент времени зависимость λ_i(D) носит монотонный характер и, следовательно, максимум достигается на краях интервала, то есть либо λ_i(D₁)=max, либо λ_i(D₂)=max.

Таким образом, предлагаемый способ формирования команд наведения управляемой ракеты можно представить в виде двух параллельных ветвей, состоящих из блоков Б1 и РЕГ и использующих две оценки дальности D₁ и D₂, а на выходе регулятора реализуются две текущие команды управления λ_i(D₁) и λ_i(D₂), из которых в блоке выбора максимальной по модулю команды наведения (БВМ) выбирают максимальную (фиг.1).

Так как меньшая дальность D₁ (фиг.7), начиная с некоторого момента, может стать отрицательной, необходимо “заморозить” дальность D₁ на некотором уровне D_min. Одновременно уточняют оценки Y₁ по следующим алгоритмам:

Указанные алгоритмы реализуют в блоке “заморозки” БЗ.

Предлагаемый способ позволяет существенно повысить точность наведения на цели (особенно маневрирующие) при наличии больших ошибок определения дальности “ракета - цель”, что иллюстрируется интегральными законами распределения относительного промаха (r/r_max), приведенными на фиг.8 и 9 (Р - вероятность; r - реализованный промах; r_mах - максимально допустимый промах) и полученными с помощью имитационного математического моделирования для условий, обозначенных на фиг.8 и 9 (n_ц - перегрузка цели; σ_D - среднеквадратическая ошибка определения дальности). Точность наведения при использовании предлагаемого способа увеличивается в 1,5-6 раз.

Изобретение относится к системам наведения управляемых ракет. Сущность изобретения заключается в том, что в каждом канале управления формирование оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели, а также команд управления производят для двух оценок дальности “ракета - цель”. Эти команды формируют путем интегрирования скорости сближения при начальном условии, уменьшенном на величину предполагаемой ошибки определения дальности для первой оценки дальности и увеличенном на эту величину для второй оценки дальности. Для управления ракетой выбирают большую по модулю из полученных команд наведения. 9 ил.

Способ формирования команд наведения управляемой ракеты с использованием расширенной пропорциональной навигации, в котором для каждого из каналов управления осуществляют перемножение навигационной постоянной, деленной на квадрат времени, оставшегося до точки встречи, определяемого делением оценки дальности “ракета - цель” на скорость сближения, на текущий пролет, формируемый суммированием оценок линейного рассогласования, скорости его изменения, умноженной на время, оставшееся до точки встречи, и половины произведения ускорения цели на квадрат этого времени, отличающийся тем, что в каждом канале управления формирование оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели, а также команд наведения производят для двух оценок дальности “ракета - цель”, которые формируют путем интегрирования скорости сближения при начальном условии, уменьшенном на величину предполагаемой ошибки определения дальности для первой оценки дальности D₁ и увеличенном на эту величину для второй оценки дальности D₂, при выходе меньшей оценки дальности D₁ на граничное значение D_min из оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели вычитают дополнительные сигналы, полученные умножением разности граничного значения дальности D_min и первой оценки D₁ на соответствующую разность оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели для второй и первой оценок дальностей, деленную на разность второй и первой оценок дальности, и для управления ракетой выбирают большую по модулю из полученных команд наведения.