СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ НА УЧАСТКЕ ВОЗРАСТАНИЯ СКОРОСТНОГО НАПОРА Российский патент 2008 года по МПК F42B15/01 F41G7/22 

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, в частности к системам наведения ракет, использующих метод пропорциональной навигации или его модификации.

Известен способ наведения ракет, заключающийся в обнаружении головкой самонаведения сигнала цели, в измерении головкой самонаведения угловых рассогласований между направлением на цель и равносигнальным направлением антенны головки самонаведения в проекциях на две измерительные оси антенной системы координат и проекций угловой скорости вращения линии визирования, в определении времени до встречи τ, в определении оценок проекций промаха ракеты на измерительные оси антенной системы координат головки самонаведения и , в формировании сигналов управления ракетой λ_YA и λ_ZA по методу пропорциональной навигации или его модификациям с навигационным коэффициентом К_H.

В этом случае сигнал управления в проекциях на измерительные оси антенной системы координат ГСН формируется следующим образом:

где К_H - навигационная постоянная;

τ - время, оставшееся до встречи;

- оценка проекций промаха на измерительные оси антенной системы координат.

(«Динамическое проектирование систем управления автоматических маневренных летательных аппаратов». / Е.А.Федосов, В.Т.Бобронников, М.Н.Красильщиков, В.И.Кухтенко и др./ Под ред. Е.А.Федосова. - М.: Машиностроение, 1997, с.308; 312-313). Этот способ взят в качестве прототипа.

Недостатком данного способа является то, что на участке возрастания скоростного напора управление можно начинать только с определенного момента времени и имеет место потеря скорости к моменту встречи из-за неоптимального распределения управляющих ускорений, что приводит к увеличению ближней границы зоны поражения.

Техническим результатом является уменьшение ближней границы зоны поражения и увеличение скорости полета в точке встречи на участке возрастания скоростного напора.

Указанный результат достигается тем, что измеряют текущее время t, вычисляют время полета до точки встречи T_п=t+τ, нормированное время , определяют навигационный коэффициент, зависящий от нормированного времени

формируют сигналы управления ракетой

Известно, что при отработке одного и того же ускорения, потери ракеты по скорости обратно пропорциональны текущему скоростному напору q(t).

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что используют переменный по времени (форсируемый) навигационный коэффициент K^* _H(t). Характер его изменения полностью определяется законом изменения скоростного напора q(t).

На участке возрастания скоростного напора (в том числе в ближней части зоны поражения) зависимость q(t) можно заменить на следующую аналитическую аппроксимацию:

В этом случае на этом участке К^* _H(t) можно определить по следующей формуле:

где - нормированное время.

В соответствии с этой зависимостью K^* _H(t) принимает малые значения при малых скоростных напорах, а при максимальных значениях q* и перед встречей стремится к уровню, равному 3, что соответствует оптимальному значению для метода пропорциональной навигации.

Предлагаемый способ наведения по структуре близкий к методу пропорциональной навигации, но в отличие от последнего, где навигационный коэффициент К_H≡const, в данном способе он оптимально изменяется (форсируется) в зависимости от известного профиля поведения на траектории скоростного напора ракеты с целью максимизации ее скорости на момент встречи. В ближней зоне на фоне быстрого роста скоростного напора K^* _H(t) постоянно меньше 3 и иногда (при малых значениях q^*) достаточно близок к 0.

Головка самонаведения обнаруживает сигнал цели, измеряет угловые рассогласования между направлением на цель и равносигнальным направлением антенны в проекциях на две измерительные оси антенной системы координат и проекции угловой скорости вращения линии визирования, определяют время до встречи τ, определяют оценки проекций промаха ракеты на измерительные оси антенной системы координат головки самонаведения и , измеряют текущее время полета t, вычисляют время полета до точки встречи T_п=t+τ, нормированное время , определяют навигационный коэффициент, зависящий от нормированного времени ,

формируют сигналы управления ракетой по методу пропорциональной навигации или его модификациям

Благодаря форсированию К^* _H(t):

- управление можно начинать со старта и не нужно решать задачу определения времени начала управления;

- ослабляется требование к устойчивости ракеты по каналу крена при малых скоростных напорах;

- в силу оптимального перераспределения необходимых ускорений происходит увеличение скорости ракеты к моменту встречи.

По результатам моделирования типовой управляемой ракеты ближнюю зону можно уменьшить в 1,5 раза.

Изобретение относится к системам наведения ракет. Технический результат - уменьшение ближней границы зоны поражения и увеличение скорости полета в точке встречи на участке возрастания скоростного напора. При использовании метода пропорциональной навигации на участке возрастания скоростного напора управление можно начинать с определенного момента времени. Кроме того, имеет место потеря скорости к моменту встречи из-за неоптимального распределения управляющих ускорений. Сущность изобретения заключается в том, что используют переменный по времени навигационный коэффициент. Предлагаемый метод наведения по структуре близок к методу пропорциональной навигации, но в отличие от последнего, где навигационный коэффициент является постоянной величиной, в предложенном способе он оптимально изменяется в зависимости от известного поведения ракеты на траектории скоростного напора ракеты с целью максимизации ее скорости на момент встречи с целью.

Способ наведения ракеты на участке возрастания скоростного напора, включающий обнаружение головкой самонаведения сигнала цели, измерение головкой самонаведения угловых рассогласований между направлением на цель и равносигнальным направлением антенны головки самонаведения в проекциях на две измерительные оси антенной системы координат и проекций угловой скорости вращения линии визирования, определение времени τ до встречи ракеты с целью, определение оценок проекций промаха ракеты на измерительные оси антенной системы координат головки самонаведения и , формирование сигналов управления ракетой λ_YA и λ_ZA по методу пропорциональной навигации или его модификациям с использованием навигационного коэффициента, отличающийся тем, что измеряют текущее время полета t, вычисляют время полета T_П=t+τ до точки встречи ракеты с целью и нормированное время , вычисляют навигационный коэффициент, зависящий от нормированного времени , по математическому выражению

и формируют сигналы управления ракетой в соответствии с математическими выражениями

.