СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ НА ИСТОЧНИК РАДИОИЗЛУЧЕНИЯ В ДВУХПОЗИЦИОННОЙ ПАССИВНОЙ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ СИСТЕМЕ Российский патент 2005 года по МПК F41G3/22 F41G7/20 

Настоящее изобретение относится к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на источники радиоизлучений (ИРИ) с использованием пассивных двухпозиционных радиолокационных систем (ДПРЛС) и может применяться для наведения самолетов, вертолетов и ракет на подвижные и неподвижные радиоизлучающие воздушные, наземные и надводные объекты.

Повышение скрытности функционирования является одной из основных тенденций развития радиолокационных систем наведения [Канащенков А.И., Меркулов В.И., Самарин О.Ф. Облик перспективных бортовых радиолокационных систем. Возможности и ограничения. - М.: ИПРЖР, 2002, стр.37-51, 54]. Кардинальным способом решения проблемы повышения скрытности является использование пассивных режимов работы, область применения которых ограничена радиоизлучающими целями.

Следует, однако, отметить, что в пассивном режиме на самолете-носителе можно измерять только бортовые пеленги излучающих целей, собственный курс и собственные координаты путем их счисления. Необходимые для реализации современных методов наведения [Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения. / Под ред. - А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр.15-54] оценки дальности до цели и скорости сближения с ней формируются в однопозиционных пассивных РЛС с низкой точностью в процессе выполнения достаточно длительного маневра носителя по курсу [Дрогалин В.В., Дудник П.И., Канащенков А.И. и др. Определение координат и параметров движения источников радиоизлучений по угломерным данным в однопозиционных бортовых радиолокационных системах. Зарубежная радиоэлектроника. Успехи современной радиоэлектроники, 2002; №3 стр.64-93], что делает невозможным использование пассивной информационной системы для наведения на воздушные цели. Сложность наведения на воздушную цель состоит еще в том, что для повышения точности оценивания дальности и скорости сближения самолет-носитель должен лететь под некоторым, достаточно большим углом к ней, в то время как для ее поражения линия пути должна пройти через цель.

Более приемлемым является использование пассивной двухпозиционной РЛС (ДПРЛС), дающей возможность практически мгновенно определить триангуляционным способом координаты излучающей цели, с соответствующим оцениванием дальности до нее и скорости сближения с ней на обеих позициях.

Известен способ наведения двух ЛА в горизонтальной плоскости (прототип) [Катулаев А.Н., Тухватулин В.В. Формирование управлений движением пеленгаторов угломерной системы. // Радиотехника. 1989, №10, стр.3-5] в соответствии с которым:

на каждом из ЛА измеряют значения пеленгов ИРИ (ϕ₁, ϕ₂) и собственные координаты ЛА (x₁, z₁ и x₂, z₂) в прямоугольной системе координат (фиг.1).

По измеренным значениям пеленгов ИРИ и координат ЛА на каждом из них формируют сигналы управления движением таким образом, что обеспечивают минимум ошибок измерений координат ИРИ.

Недостатками такого способа наведения являются:

сложная процедура отыскания сигналов управления, обеспечивающих наивысшую точность оценивания координат ИРИ, основанная на использовании градиентного поиска оптимальных перемещений летательных аппаратов;

высокие требования к точности первичных измерений пеленгов ϕ₁ и ϕ₂ ИРИ, ограничиваемые значениями среднеквадратической ошибки измерений σ_ϕ<15', при несоблюдении которых возможны срывы наведения;

способность выполнять наведение только на неманеврирующие объекты, движущиеся прямолинейно и с постоянной скоростью;

требование поддержания постоянства расстояния между наводимыми ЛА (базы);

способ не учитывает того, что при формировании сигналов управления ЛА необходимо не только обеспечивать минимальные ошибки определения местоположения ИРИ, но и решать задачу наведения на него за минимальное время.

Задачей настоящего изобретения является обеспечение такого наведения летательных аппаратов - носителей ДПРЛС, при котором один из них наводится на ИРИ с целью его уничтожения, в то время как траектория полета другого обеспечивает условия для наиболее точных измерений местоположения ИРИ на обоих ЛА.

Сущность предлагаемого способа состоит в том, что один из ЛА наводится на ИРИ любым из известных способов самонаведения, например путем прямого наведения [Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения. / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника, стр.15-18], способом наведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи [там же, стр.18-22] или способом пропорционального наведения [там же, стр.23-30] и т.д.

Выбор наводимого ЛА можно осуществить различными способами, например по критерию наименьшей дальности до ИРИ. В ситуации, показанной на фиг.1, в качестве наводимого выбирается ЛА2, поскольку дальность R₂ от него до ИРИ меньше, чем дальность R₁ от другого летательного аппарата ЛА1 до ИРИ.

В свою очередь траектория полета ЛА1 должна быть такой, чтобы среднеквадратичная ошибка (СКО) определения местоположения ИРИ

была минимальной [Дрогалин В.В., Ефимов В.А., Канащенков А.И. и др. Способы оценивания точности определения местоположения источников радиоизлучений пассивной угломерной двухпозиционной бортовой радиолокационной системой. // Успехи современной радиоэлектроники, 2003, №5, стр.32].

Здесь: σ_ϕ - СКО измерения пеленгов; α₃ - угол между линиями визирования ИРИ с обеих позиций (фиг.1).

Из соотношения (1) следует, что для получения минимума σ траектория полета ЛА1 должна быть такой, чтобы при любом положении ЛА2 обеспечивался угол α₃=π/2 (фиг.1).

Заявляемый технический результат достигают тем, что:

на ЛА1 и ЛА2 измеряют значения пеленгов ϕ₁ и ϕ₂ ИРИ (здесь и далее индекс 1,2 означает принадлежность к ЛА1 и ЛА2 соответственно) и их производных и , их собственные координаты местоположения x₁, z₁ и x₂, z₂ в прямоугольной системе координат, скорости их изменения , , , , собственные поперечные ускорения j₁ и j₂ в горизонтальной плоскости, курсы ψ₁, ψ₂ и их производные и (фиг.1) любым известным способом [Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. Авиационные системы радиоуправления. Т2. Радиоэлектронные системы самонаведения. // Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника 2003, стр.233-238];

осуществляют взаимный обмен результатами измерениями между ЛА;

на каждом ЛА одним из известных способов, например описанными в [Дрогалин В.В., Ефимов В.А., Канащенков А.И. и др. Алгоритмы оценивания координат и параметров движения радиоизлучающих целей в угломерных двухпозиционных бортовых радиолокационных системах. // Информационно-измерительные и управляющие системы, 2003, т.1, №1, стр.4-22], оценивают координаты х_ИРИ, z_ИРИ ИРИ в прямоугольной системе координат, дальности R₁ и R₂ до ИРИ и скорости , сближения с ним летательных аппаратов;

выбирают, например, путем сравнения R₁ и R₂ ЛА, обеспечивающий минимальное время его полета до ИРИ;

осуществляют самонаведение выбранного ЛА (например, ЛА2) одним из известных способов, например описанным в [Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т2. Радиоэлектронные системы самонаведения. // Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника, 2003, стр.15-30], и формируют сигналы траекторного управления другим ЛА (например, ЛА1) по соотношениям:

в которых:

Δ_Г - сигнал управления в горизонтальной плоскости;

R₁ и - значения дальности от ЛА1 до ИРИ и ее скорости изменения;

q_ϕ и q_ω - весовые коэффициенты чувствительности к точности управления по углам и угловой скорости:

k_j - коэффициент, ограничивающий величину сигнала управления;

Δϕ_Г1 и Δω_Г1 - текущие ошибки управления по углу и угловой скорости;

ϕ_ГТ1 и ω_ГТ1 - требуемые значения бортового пеленга и угловой скорости линии визирования, при которых на обоих ЛА обеспечивают минимальные ошибки оценивания местоположения ИРИ;

ϕ_Г1 и ω_Г1 - текущее значение бортового пеленга и угловой скорости линии визирования ИРИ с ЛА1;

, и , - производные бортовых пеленгов и курсовых углов;

j_Г1 - поперечное горизонтальное ускорение ЛА.

Вывод формул (2)-(7) приведен в приложении.

На фиг.1 показано взаимное расположение ЛА1, ЛА2 и ИРИ, векторы их скоростей V₁, V₂ и V_ИРИ при их полете с курсовыми углами ψ₁, ψ₂, и ψ_ИРИ.

На фиг.2 показана упрощенная структурная схема возможного варианта построения пассивной ДПРЛС, реализующей предлагаемый способ наведения.

Система содержит:

1 - первую приемную позицию;

2 - пеленгатор первого ЛА;

3 - навигационную систему первого ЛА;

4 - аппаратуру передачи и приема данных первого ЛА;

5 - вычислитель оценок первого ЛА, вычисляющий оценки местоположения ИРИ и параметров движения системы ЛА1-ИРИ;

6 - вычислитель сигналов управления первым ЛА;

7 - систему автоматического управления (САУ) первого ЛА;

8 - первый летательный аппарат ЛА1 как объект управления;

9 - акселерометры первого ЛА;

10 - ИРИ;

11 - вторую приемную позицию;

12 - пеленгатор второго ЛА;

13 - навигационную систему второго ЛА;

14 - аппаратуру передачи и приема данных второго ЛА;

15 - вычислитель оценок второго ЛА, вычисляющий оценки координат местоположения ИРИ и параметров движения системы ЛА2-ИРИ;

16 - вычислитель сигнала управления вторым ЛА;

17 - систему автоматического управления вторым ЛА;

18 - второй ЛА как объект управления;

19 - акселерометры второго ЛА.

На фиг.3 показан вариант траектории полета ИРИ, ЛА1 и ЛА2 в составе пассивной двухпозиционной радиолокационной системы наведения при использовании заявляемого способа.

Рассмотрим один из возможных вариантов двухпозиционной системы при использовании заявляемого способа наведения летательных аппаратов.

В состав пассивной ДПРЛС входят первая 1 и вторая 11 приемные позиции (ПП). Каждая ПП содержит одинаковый состав оборудования: пеленгатор 2 (12), навигационную систему 3 (13), аппаратуру передачи и приема данных 4 (14), формирователь оценок местоположения ИРИ и дальности до него и скорости сближения с ним 5 (15), вычислитель сигналов управления 6 (16), систему автоматического управления 7 (17), летательный аппарат 8 (18) как объект управления и акселерометры 9 (19), ИРИ 10 - любое радиоэлектронное средство, излучающее радиосигналы.

Пеленгатор 2 (12) первого (второго) ЛА измеряет значение пеленга ϕ₁ (ϕ₂) ИРИ (фиг.1) и его производной , которые поступают на первый вход аппаратуры передачи и приема данных 4(14) для последующей передачи на вторую (первую) подвижную позицию и на первый вход вычислителя оценок 5(15).

Навигационная система 3(13) первого (второго) ЛА определяет его координаты x₁, z₁ (х₂, z₂), курс ψ₁ (ψ₂) и его производную , которые поступают на второй вход аппаратуры передачи данных 4(14) и на второй вход вычислителя оценок 5(15). Предпочтительным вариантом является использование более точной спутниковой радионавигационной системы.

Значения пеленга ϕ₁ (ϕ₂), его производной , собственных координат x₁, z₁ (x₂, z₂), курса ψ₁ (ψ₂) и его производной аппаратура передачи данных 4 (14) передает с первой (второй) ПП 1 (11) на вторую (первую) ПП 11 (1), где их принимает аппаратура передачи и приема данных 14 (4) и передает на третий вход вычислителя оценок 15 (5) второго (первого) ЛА.

Вычислители оценок 5 и 15 по полученным данным известным способом, например, описанным в [Дрогалин В.В., Ефимов В.А., Канащенков А.И. и др. Алгоритмы оценивания координат и параметров движения радиоизлучающих целей в угломерных двухпозиционных бортовых радиолокационных системах. // Информационно-измерительные и управляющие системы 2003, т.2, №1, стр.4-22], оценивают координаты x_ИРИ, z_ИРИ, дальности R₁, R₂ до ИРИ и скорости их изменения , .

Кроме того, в вычислителях оценок в процессе сравнивания дальностей R₁ и R₂ определяется летательный аппарат, который будет наводиться на ИРИ (на фиг.1 ЛА2) и ЛА, который будет обеспечивать наилучшие условия для высокоточного радиолокационного наблюдения ИРИ на обеих позициях.

Если летательный аппарат используется для наведения на ИРИ, то в нем по известным соотношениям [Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т 2 Радиоэлектронные системы самонаведения. / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника, 2003, стр.15-30], в зависимости от используемого метода наведения формируется сигнал управления, поступающий в САУ ЛА.

В САУ осуществляется преобразование сигналов управления в отклонения рулевых органов, обеспечивающие целенаправленное движение ЛА в нужном направлении.

Возникающие при этом поперечные ускорения ЛА измеряют акселерометрами 19 (9). Измеренные значения поперечных ускорений используют в большинстве методов самонаведения для формирования сигналов управления [там же, стр.23-40].

Если ЛА (например, ЛА1 - первая ПП) используется для полета по траектории, обеспечивающей повышение точности формирования требуемых оценок, то вычислитель сигналов управления 6 (16) вычисляет сигнал управления по соотношениям (2)-(7). Под действием сигнала управления (2) САУ отклоняет рулевые органы ЛА1 таким образом, чтобы он перемещался по траектории, при которой угол α₃ (фиг.1) стремится к 90°, обеспечивая за счет этого высокую точность определения местоположения ИРИ и оценок R₁, R₂ и , .

Рассмотрим в динамике процедуру наведения пассивной двухпозиционной радиолокационной системы на ИРИ. После обнаружения ИРИ и измерения на обеих позициях его пеленгов ϕ₁ и ϕ₂, собственных курсов ψ₁ и ψ₂, их производных , , , , собственных поперечных ускорений j_Г1 и j_Г2 и собственного местоположения x₁, z₁ и х₂, z₂ осуществляют обмен этими измерениями между летательными аппаратами ЛА1 и ЛА2. По результатам обмена и собственных измерений на каждой позиции вычисляют оценки х_ИРИ, z_ИРИ местоположения ИРИ, оценивают дальности R₁, R₂ до него и скорости , сближения с ним. Сравнение R₁ и R₂ дает возможность определить ближайший к ИРИ ЛА, который и будет наводиться на него для уничтожения.

В то же время на другом ЛА по соотношениям (5)и (6) вычисляют требуемые значения бортового пеленга ϕ_ГТ и угловой скорости ω_ГТ линии визирования, по соотношениям (3) и (4), (7) формируют ошибки Δϕ_Г и Δω_Г наведения и по формуле (2) рассчитывает сигнал управления, в соответствии с которым ЛА будет перемещаться по траектории, при которой угол α₃ будет примерно равным 90°, обеспечивая этим высокую точность измерений местоположения ИРИ на обеих позициях, а соответственно, и всех фазовых координат, используемых для наведения обоих ЛА.

Следует отметить, что на больших расстояниях, когда значение дальности R₁ велико, влияние второго слагаемого в соотношении (2) весьма незначительно и наведение ЛА1 будет выполняться с некоторым углом упреждения [Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения. // Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр.29], обеспечивая хорошую управляемость ЛА. По мере уменьшения R₁ возрастает роль второго слагаемого в законе управления, что дает возможность скомпенсировать относ ЛА за счет бокового ветра [там же, стр.28] и повысить точность выдерживания равенства α₃≈90°, обеспечивающего высокую точность измерений и, соответственно, высокую точность наведения ЛА, предназначенного для поражения ИРИ. Следует отметить, что по мере уменьшения дальности R₁ увеличивается чувствительность закона управления к ошибке наведения по угловой скорости.

Геометрические соотношения между координатами абсолютного и относительного движения ИРИ и летательных аппаратов ЛА1 и ЛА2 показаны на фиг.1, на которой:

X₀OZ₀ - земная невращающаяся система координат;

X₀₁ЛА1Z₀₁ и Х₀₂ЛА2Z₀₂ - невращающиеся системы координат, связанные с центром масс ЛА1 и ЛА2;

V_ИРИ, V₁ и V₂ - векторы скорости ИРИ, ЛА1 и ЛА2;

ψ₁ и ψ₂ - курсовые углы ЛА1 и ЛА2;

ϕ₁ и ϕ₂ - бортовые пеленги ИРИ с ЛА1 и ЛА2;

ε₁, ε₂ и ε₃ - углы визирования ИРИ и ЛА2 в системах координат Х₀₁ЛА1Z₀₁ и Х₀₂ЛА2Z₀₂;

R₁ и R₂ - дальности от ЛА1 и ЛА2 до ИРИ;

x₁ z₁, x₂ z₂ и x_ИРИ, z_ИРИ - координаты ЛА1, ЛА2 и ИРИ в земной системе координат;

R_Б - расстояние между ЛА1 и ЛА2, именуемое базой;

α₁, α₂ и α₃ - углы навигационного треугольника ЛА1, ИРИ, ЛА2;

ϕ_Б - угол наклона базы.

На фиг.3 показан один из вариантов траектории полета ИРИ, ЛА2 и ЛА1 при реализации заявляемого способа для ситуации, когда ИРИ перемещается с постоянной скоростью, ЛА2 наводится с использованием пропорционального самонаведения [Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т2. Радиоэлектронные системы самонаведения. // Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника, 2003, стр.23-30], а сигнал управления ЛА1 формируется по соотношениям (2)-(7).

Заявляемый способ наведения на ИРИ, обладая высокой скрытностью, существенно расширяет возможности практического применения летательных аппаратов в составе пассивной двухпозиционной радиолокационной системы. Он обеспечивает минимум времени подлета и высокую точность наведения одного из них, не накладывая при этом ограничений на характер его движения. Высокая точность оценивания местоположения ИРИ, дальностей до него и скоростей сближения с ним обеспечивается целенаправленным перемещением другого ЛА по специальной траектории. Достоинством способа является также простота его реализации. Кроме того, использование заявляемого способа не накладывает ограничений на используемую элементную базу, быстродействие и объем памяти используемых вычислителей.

Изобретение относится к области наведения летательных аппаратов (ЛА) на подвижные, неподвижные, наземные или воздушные источники радиоизлучений в двухпозиционной пассивной радиолокационной системе. Технический результат - повышение точности наведения за счет увеличения точности измерений местоположения источника радиоизлучений на обоих летательных аппаратах. Способ согласно изобретению обеспечивает самонаведение одного из ЛА на радиоизлучающий объект одним из известных способов, в то время как другой ЛА перемещается по специально рассчитываемой траектории, обеспечивающей наивысшую точность измерения местоположения радиоизлучающего объекта на обоих ЛА и, соответственно, наивысшую точность наведения на него ЛА. 3 ил.

Способ наведения летательных аппаратов на источник радиоизлучения в двухпозиционной пассивной радиолокационной системе, заключающийся в том, что измеряют значения пеленгов ϕ₁ и ϕ₂ источника радиоизлучения (ИРИ) и их производные , на первом и втором летательных аппаратах (ЛА1 и ЛА2), измеряют собственные курсы летательных аппаратов ψ₁, ψ₂ и их производные , , поперечные ускорения j₁, j₂ и координаты местоположения x₁, z₁ первого и x₂, z₂ второго ЛА в прямоугольной горизонтальной системе координат и скорости их изменения , , , , осуществляют взаимный обмен между ЛА значениями измерений пеленгов ИРИ ϕ₁, ϕ₂ и их производных , , координат x₁, z₁ и x₂, z₂ ЛА, и их производных , и , , курсов ψ₁, ψ₂ и их производных , , на каждом ЛА оценивают координаты x_ИРИ, z_ИРИ ИРИ в прямоугольной горизонтальной системе координат, дальности R₁ и R₂ от ИРИ до соответствующего ЛА и их производные и , отличающийся тем, что по наименьшей из дальностей определяют ЛА, обеспечивающий минимальное время его полета к ИРИ, осуществляют самонаведение этого ЛА на ИРИ любым из известных способов, вычисляют сигналы траекторного управления другим ЛА в горизонтальной плоскости по соотношениям:

Δϕ_Г1,2=ϕ_ГТ1,2-ϕ_1,2;

Δω_Г1,2=ω_ГТ1,₂-ϕ_1,2;

ϕ_ГT1,2=90°-ϕ_2,1+ψ_2,1,-ψ_1,2;

,

в которых Δ_Г1,2 - сигнал управления в горизонтальной плоскости;

Δϕ_Г1,2 и Δω_Г1,2 - ошибки наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости;

ϕ_ГТ1,2 и ϕ_Г1,2 - соответственно требуемое и текущее значения бортового пеленга;

ω_ГТ1,2 и ω_Г1,2 - соответственно требуемое и текущее значения угловой скорости линии визирования ИРИ с ЛA1 или ЛА2;

j_Г1,2 - собственное поперечное ускорение ЛА в горизонтальной плоскости;

R_1,2 и - соответственно дальность от первого или второго ЛА до ИРИ и скорость ее изменения;

q_ϕ и q_ω - весовые коэффициенты чувствительности сигнала управления к точности выдерживания требуемых значений бортового пеленга и угловой скорости линии визирования;

k_j - коэффициент, ограничивающий величину сигнала управления;

индексы 1, 2 означают принадлежность к ЛА1 и ЛА2.