СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ Российский патент 2008 года по МПК F41G7/22 

Описание патента на изобретение RU2335730C2

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах самонаведения управляемых ракет класса «воздух - воздух» при их наведении на элементы групповой воздушной цели (ГВЦ), летящие в плотной группе.

Известен способ формирования сигнала управления ракетой при наведении на элементы ГВЦ, заключающийся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения (РГС) на сопровождение до встречи ракеты с целью и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны (ДНА) РГС до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяются соответственно соотношениями

где N0 - навигационная постоянная;

Vсбл - скорость сближения ракеты с целью;

ωв и ωг - угловые скорости вращения линии визирования «ракета - цель» соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

Jв и Jг - линейные ускорения, развиваемые ракетой соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

а с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой ДНА РГС, сигнал управления в горизонтальной плоскости определяется соотношением

где ωт=λΔfф/2Δlт, - требуемая, постоянная по величине и не равная нулю угловая скорость вращения линии визирования «ракета - цель» в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости Δlт;

λ - рабочая длина волны приемопередающего тракта РГС;

Δfф - полоса пропускания узкополосного доплеровского фильтра в системе обработки сигналов в приемном тракте РГС [1].

При данном способе формирования сигнала управления ракетой разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе, с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, осуществляется на основе искусственного создания эффекта синтезирования апертуры антенны путем отклонения вектора скорости ракеты в горизонтальной плоскости от опорной траектории, формируемой в соответствии с выражением (2), на требуемый угол для обеспечения требуемого линейного разрешения Δlт элементов ГВЦ. Данное отклонение вектора скорости ракеты осуществляется при формировании сигнала управления в соответствии с выражением (3). В то же время полет целей в плотной группе неодинаков, поскольку для каждого самолета группы характерны собственные угловые и скоростные флюктуации, обусловленные их стремлениями сохранить заданные параметры группы. Но из-за имеющейся неоднозначности «угол - доплеровская частота (скорость)» могут возникнуть ситуации взаимной компенсации угловых и скоростных флюктуаций. Это приведет к тому, что несмотря на то, что хотя и созданы в данном случае дополнительные (на основе эффекта синтезирования апертуры антенны) условия радиолокационного (р/л) наблюдения отраженных от ГВЦ сигналов на входе РГС, элементы ГВЦ в плотной группе разрешаться по доплеровской частоте не будут, и в данном случае энергетические затраты на управление ракетой при отклонении ее вектора скорости от опорной траектории будут напрасными. Так, на основе проведенных летно-экспериментальных исследований (ЛЭИ), связанных с регистрацией р/л сигналов, отраженных от реальных ГВЦ с различным ее численным составом, и их обработкой на основе применения узкополосной доплеровской фильтрации зарегистрированных р/л сигналов, установлено, что на практике имеют место интервалы времени малой (до 2 с) и средней (до 7 с) длительности, в течение которых элементы ГВЦ по доплеровской частоте не разрешаются за счет искусственного создания эффекта синтезирования апертуры антенны. Поэтому недостатком данного способа формирования сигнала управления ракетой является его недостаточная информативность, поскольку дополнительно обеспеченные условия р/л наблюдения сигналов на входе РГС (за счет искусственного создания эффекта синтезирования апертуры антенны) не всегда позволят в ней осуществить разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе.

Известен способ формирования сигнала управления ракетой, который может быть применен при наведении ракеты на элементы ГВЦ и заключающийся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной и горизонтальной плоскостях с дальности захвата цели РГС на сопровождение до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяются соответственно соотношениями (1) и (2) [2].

При данном способе формирования сигнала управления ракетой разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе, с дальности захвата цели РГС может происходить также за счет различий в траекторных (угловых и скоростных) флюктуациях каждой цели из состава группы, обусловленных стремлением путем периодического «подруливания» сзади летящих самолетов относительно впереди летящих сохранить заданные параметры группы (интервал, дистанцию). Однако и при данном способе формирования сигнала управления ракетой из-за той же неоднозначности «угол - доплеровская частота (скорость)» могут возникнуть ситуации неразрешения целей по доплеровской частоте. Так, на основе ЛЭИ установлено, что на практике имеют также место не только интервалы времени малой (до 2 с) и средней (до 7 с) длительности, но и более длительные (до 30 с) интервалы, в течение которых элементы ГВЦ по доплеровской частоте не разрешаются за счет влияния их траекторных флюктуаций. Поэтому недостатком данного способа формирования сигнала управления ракетой также является его недостаточная информативность, поскольку не всегда будут обеспечены условия р/л наблюдения сигналов на входе РГС (при полете ракеты по опорной траектории, когда сигналы управления формируются в соответствии с выражениями (1) и (2)), позволяющие в ней осуществить разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе.

Цель изобретения - повышение информативности сигнала управления ракетой, позволяющего обеспечить в ее РГС разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе.

Указанная цель достигается тем, что в способе формирования сигнала управления ракетой, заключающемся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости с дальности захвата цели РГС самонаведения на сопровождение до встречи ракеты с целью и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяются соответственно соотношениями (1) и (2), дополнительно в горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, наведение ракеты разбивают на R последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в РГС ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение, с дальности захвата цели РГС на сопровождение в течение первого этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с соотношением (2), при этом в течение первого этапа наведения в РГС оценивают максимальное количество разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе mРГС(1) и вероятность правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе РРГС(1) в конце первого этапа наведения сравнивают величину mРГС(1) с максимальным количеством разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе mЦУ, введенным в качестве предстартового целеуказания в РГС ракеты, а величину РРГС(1) с пороговым значением вероятности правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе Pпор, введенным также в качестве предстартового целеуказания в РГС, при одновременном выполнении условий

и

для второго этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с выражением (2), при этом в течение второго этапа наведения оценивают в РГС величины mРГС(2) и РРГС(2), в конце второго этапа наведения ракеты сравнивают между собой величины mРГС(2) и mРГС(1), РРГС(2) и Pпор, при одновременном выполнении условий

и

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения формируют в соответствии с выражением (2), при невыполнении условий (4) формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для второго этапа наведения ракеты в соответствии с выражением (3), при этом на втором этапе наведения ракеты в ее РГС оценивают максимальное количество разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе kРГС(2) и вероятность правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в LРГС(2), в конце второго этапа наведения ракеты сравнивают величины kРГС(2) и LРГС(2) с соответствующими величинами mРГС(1), РРГС, Pпор, оцененными на первом этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированным в соответствии с выражением (2), при одновременном выполнении условий

и

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения ракеты формируют в соответствии с выражением (3), при невыполнении условий (6) для третьего этапа наведения ракеты формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости в соответствии с выражением (2), при этом на третьем этапе наведения ракеты в ее РГС оценивают максимальное количество разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе mРГС(3) и вероятность правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в РРГС(3), в конце третьего этапа наведения ракеты сравнивают величины mРГС(3) и РРГС(3) с соответствующими величинами kРГС(2), LРГС(2), Pпор, оцененными на втором этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированным в соответствии с выражением (3), при одновременном выполнении условий

и

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с выражением (2), при невыполнении условий (7) сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с выражением (3), сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для r=5, ..., R этапов наведения ракеты формируют аналогично, как для третьего и четвертого этапов в зависимости от результата выполнения условий (6) и (7).

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:

1. В горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, наведение ракеты разбивают на R последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в РГС ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение.

2. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для второго этапа наведения по окончании первого этапа ее наведения на основе результата сравнения, описываемого выражением (4).

3. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения по окончании второго этапа ее наведения на основе результатов сравнения, описываемых выражениями (5) и (6).

4. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения по окончании третьего этапа ее наведения на основе результата сравнения, описываемого выражением (7).

5. Формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости для r=5, ..., R этапов ее наведения осуществляется аналогично, как для третьего и четвертого этапов, в зависимости от результата выполнения условий (6) и (7).

Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных способах не обнаружены.

Применение всех новых признаков позволит повысить информативность сигнала управления ракетой в интересах обеспечения в ее РГС разрешения по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе, на каждом этапе наведения ракеты в горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС.

На чертеже приведена блок-схема с элементами РГС, поясняющая предлагаемый способ формирования сигнала управления ракетой.

Способ формирования сигнала управления ракетой осуществляется следующим образом. Радиолокационный сигнал, отраженный от элементов ГВЦ, летящих в плотной группе и находящихся в главном луче ДНА РГС, с выхода приемника РГС поступает на входы входящих в состав РГС следующих измерителей параметров взаимного перемещения ракеты и цели: автоселектор скорости - для измерения скорости сближения Vсбл ракеты с ГВЦ; угломер - для измерения угловых скоростей линий визирования «ракета - цель» в вертикальной ωв и горизонтальной ωг плоскостях; дальномер - для измерения дальности до цели, в том числе дальности захвата Дз цели в РГС ракеты и дальности разрешения Дp целей, определяемой шириной ДНА Θ, как Др=ΔlТ/Θ, а также в блок определения численного состава ГВЦ - для определения максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе (mРГС(r) или kРГС(r)) и вероятности правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе (РРГС(r) или LРГС(r)) на каждом r-ом этапе наведения ракеты (r=1, ..., R). В вычислителе параметров рассогласования на основе измеренных значений Vсбл, ωв и ωг, вычисленной в соответствии с выражением ωт=λΔfф/2Δlт требуемой угловой скорости вращения линии визирования «ракета - цель» в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости ΔlТ, а также значений собственных ускорений ракеты в вертикальной Jв и горизонтальной Jг плоскостях, формируемых на выходе акселерометра, осуществляется вычисление параметра рассогласования в вертикальной плоскости с дальности захвата Дз цели РГС на сопровождение до встречи ракеты с целью в соответствии с выражением (1) и в горизонтальной плоскости с дальности Дз до дальности Др в соответствии с выражением (2) или (3) в зависимости от ситуации относительно количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе в РГС ракеты на каждом предыдущем r-1 этапе наведения ракеты, и с дальности разрешения целей Др до встречи ракеты с целью в соответствии с выражением (2). Вычисленные значения параметров рассогласования Δв, Δг и Δ'г поступают на соответствующие рули ракеты для управления ею в вертикальной и горизонтальной плоскостях.

В синхронизаторе на основе значений дальностей Дз и Др, поступающих с выхода дальномера, и скорости сближения ракеты с целью Vсбл, поступающей с выхода автоселектора скорости, время наведения ракеты с дальности захвата цели Дз до дальности разрешения Др разбивается на R последовательных этапов одинаковой длительности Δtнав в соответствии с выражением , где ceil - функция определения ближайшего целого. Длительность интервала времени Δtнав на каждом этапе наведения ракеты определяется интервалом времен ΔtРГС, необходимым для оценки в блоке определения численного состава ГВЦ максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки РРГС(r), превышающей ее пороговое значение Pпор на каждом r-ом этапе наведения. С выхода синхронизатора команды начала tн(r) и окончания tк(r) каждого r-го этапа наведения ракеты поступают на соответствующие входы блока определения численного состава ГВЦ. Кроме того, эти команды tн(r) и tк(r) поступают и на входы формирователя команд управления.

В [3] приведен один из возможных вариантов построения блока определения численного состава ГВЦ, в котором на основе узкополосной доплеровской фильтрации и процедуры оптимальной линейной дискретной калмановской фильтрации осуществляется оценка максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей. При этом по команде tн(r) происходит обнуление выходных величин mРГС(r-1) или kРГС(r-1) и РРГС(r-1) или LРГС(r-1), полученных при работе блока на предыдущем r-1 этапе наведения ракеты, а по команде tк(r) осуществляется вычисление значений mРГС(r) или kРГС(r-1) и РРГС(r-1) или LРГС(r), полученных при работе блока на текущем r-ом этапе наведения ракеты, и их подача на вход формирователя команд управления. На основе математического моделирования работы данного блока установлено, что длительность интервала времени ΔtРГС, в течение которого величина правильной оценки количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей составляет 0,995, равна 3,5 с, т.е. можно принять, что Δtнав≈3,5 с и Pпор<0,995.

Пример. Пусть Дз=30 км; ΔlТ=100 м; Θ=5 град.; Vсбл=1000 м/с; ΔtРГС=3,5 c. Тогда Др≈1150 м и ближайшее целое количество этапов наведения ракеты R=8. В этом случае принимаем Δtнав=3,6 с, а Pпор=0,995.

В формирователе команд управления по команде tн(r) происходит запоминание величин mРГС(r-1) или kРГС(r-1) и РРГС(r-1) или LРГС(r-1), поступивших на его вход на предыдущем r-1 этапе наведения ракеты, а по команде tк(r) на основе анализа результатов сравнения (выражения (4)-(7)) значений mРГС(r-1), mРГС(r), kРГС(r-1), kРГС(r), РРГС(r-1), PРГС(r), LРГС(r-1), LРГС(r), поступающих на вход с выходов блока определения численного состава ГВЦ, а также предстартовых значений целеуказаний mЦУ и Pпор формируется команда выбора для следующего этапа наведения ракеты одного из двух вариантов формирования параметра рассогласования: либо в соответствии с выражением (2) либо в соответствии с выражением (3).

Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит повысить информативность сигнала управления ракетой, поскольку в зависимости от конкретной ситуации относительно количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей в РГС ракеты на данном этапе ее наведения в горизонтальной плоскости с дальности Дз до дальности разрешения целей Др для следующего этапа наведения ракеты будет сформирован сигнал управления ею с наилучшей информативностью, позволяющей обеспечить в ее РГС разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ, летящих в плотной группе. Кроме того, это позволит при одновременном пуске нескольких ракет по ГВЦ осуществить одновременное наведение каждой пущенной ракеты на отдельную цель из состава их плотной группы.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Авторское свидетельство СССР №800887, 1990 (аналог).

2. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1982, с.57, выражения (2.2.3) и (2.2.5) (прототип).

3. Патент РФ на изобретение №2166771, 2001.

Похожие патенты RU2335730C2

название год авторы номер документа
Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на самолёт из состава их пары по его функциональному назначению по принципу "ведущий-ведомый" 2019
  • Богданов Александр Викторович
  • Голубенко Валентин Александрович
  • Горбунов Сергей Александрович
  • Коваленко Александр Григорьевич
  • Кучин Александр Александрович
  • Лобанов Александр Александрович
RU2695762C1
Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на заданный тип самолёта с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары при воздействии уводящих по скорости помех 2022
  • Богданов Александр Викторович
  • Дьяков Дмитрий Леонидович
  • Кучин Александр Александрович
  • Петров Сергей Геннадьевич
  • Пшеницын Андрей Александрович
  • Якунина Гаяне Размиковна
RU2783734C1
Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта 2019
  • Богданов Александр Викторович
  • Горбунов Сергей Александрович
  • Коваленко Александр Григорьевич
  • Кучин Александр Александрович
  • Лобанов Александр Александрович
RU2726273C1
Способ распознавания направления самонаведения пущенной по группе самолётов ракеты с радиолокационной головкой самонаведения 2015
  • Анциферов Александр Анатольевич
  • Богданов Александр Викторович
  • Коротков Сергей Сергеевич
  • Филонов Андрей Александрович
RU2609530C1
Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на заданный тип самолёта с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары 2021
  • Богданов Александр Викторович
  • Голубенко Валентин Александрович
  • Кучин Александр Александрович
  • Лобанов Александр Александрович
  • Мальцев Дмитрий Валерьевич
  • Петров Сергей Геннадьевич
RU2758682C1
СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛА УПРАВЛЕНИЯ ИСТРЕБИТЕЛЕМ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ ПРИ ЕГО БЛИЖНЕМ НАВЕДЕНИИ НА ГРУППОВУЮ ВОЗДУШНУЮ ЦЕЛЬ 2015
  • Кучин Александр Александрович
  • Богданов Александр Викторович
  • Миронович Сергей Яковлевич
RU2593911C1
Способ всеракурсного самонаведения ракеты "воздух-воздух" на заданный тип самолёта из состава их разнотипной пары 2023
  • Богданов Александр Викторович
  • Дьяков Дмитрий Леонидович
  • Коротков Сергей Сергеевич
  • Кучин Александр Александрович
  • Максимович Сергей Викторович
  • Петров Сергей Геннадьевич
  • Толкачев Николай Михайлович
RU2805782C1
СПОСОБ КОМАНДНОГО НАВЕДЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА НАЗЕМНЫЕ ЦЕЛИ 2009
  • Верба Владимир Степанович
  • Гандурин Виктор Александрович
  • Забелин Игорь Владимирович
  • Меркулов Владимир Иванович
  • Садовский Петр Алексеевич
RU2408846C1
УНИВЕРСАЛЬНЫЙ СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ САМОЛЕТОВ НА НАЗЕМНЫЕ ЦЕЛИ 2002
  • Кононов Е.И.
  • Канащенков А.И.
  • Меркулов В.И.
  • Самарин О.Ф.
  • Францев В.В.
  • Чернов В.С.
  • Шуклин А.И.
RU2210801C1
СПОСОБ СОПРОВОЖДЕНИЯ ПИЛОТИРУЕМОЙ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ 2009
  • Богданов Александр Викторович
  • Андронов Андрей Викторович
  • Голубенко Валентин Александрович
  • Киселёв Владимир Васильевич
  • Кучин Александр Александрович
  • Синицын Андрей Викторович
  • Филонов Андрей Александрович
  • Черваков Владимир Олегович
RU2408031C2

Реферат патента 2008 года СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах самонаведения управляемых ракет класса «воздух - воздух» при их наведении на элементы групповой воздушной цели, летящие в плотной группе. Технический результат - увеличение разрешения головкой самонаведения ракеты элементов групповой воздушной цели. Способ заключается в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения (РГС) на сопровождение до встречи ракеты с целью, и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны (ДНА) РГС, до встречи ракеты с целью в соответствии с методом пропорционального сближения. При этом наведение ракеты в горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, разбивают на несколько последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в РГС ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение. На каждом этапе в зависимости от ситуации относительно количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе в РГС ракеты на предыдущем этапе наведения ракеты сигнал управления ею формируется либо также в соответствии с методом пропорционального сближения либо в соответствии с методом пропорционального сближения со смещением угловой скорости вращения линии визирования «ракета - цель» на постоянную и не равную нулю величину для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 335 730 C2

Способ формирования сигнала управления ракетой, включающий формирование сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения на сопровождение до встречи ракеты с целью, формирование сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости, начиная с дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны радиолокационной головки самонаведения до встречи ракеты с целью, причем сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяют по математическим выражениям

где N0 - навигационная постоянная;

Vсбл - скорость сближения ракеты с целью;

ωв и ωг - угловые скорости вращения линии визирования "ракета-цель" соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

Jв и Jг - линейные ускорения, развиваемые ракетой соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях,

отличающийся тем, что в горизонтальной плоскости, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения до дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны радиолокационной головки самонаведения, процесс наведения ракеты разбивают на несколько последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в радиолокационной головке самонаведения ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения на сопровождение в течение первого этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с математическим выражением (2), при этом в течение первого этапа наведения в радиолокационной головке самонаведения оценивают максимальное количество mргс(1) разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе и вероятность Рргс(1) правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе,

по окончании первого этапа наведения сравнивают величину mргс(1) с максимальным количеством разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе mцу, введенным в качестве предстартового целеуказания в радиолокационную головку самонаведения ракеты, а величину вероятности Рргс(1) сравнивают с пороговым значением вероятности Рпор правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе, введенным также в качестве предстартового целеуказания в радиолокационную головку самонаведения ракеты, при одновременном выполнении условий

для второго этапа наведения ракеты сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости формируют в соответствии с математическим выражением (2), при этом в течение второго этапа наведения оценивают максимальное количество mргс(2) разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе и вероятность Рргс(2) правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе, по окончании второго этапа наведения ракеты сравнивают между собой величины mргс(2) и mргс(1), Рргс(2) и Рпор, при этом при одновременном выполнении условий

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения формируют в соответствии с математическим выражением (2), при не выполнении условий (3) формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для второго этапа наведения ракеты в соответствии с математическим выражением

где ωТ=λΔfф/2ΔlТ, - требуемая, постоянная по величине и не равная нулю угловая скорость вращения линии визирования "ракета-цель" в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости ΔlТ;

λ - рабочая длина волны приемо-передающего тракта радиолокационной головки самонаведения ракеты;

Δfф - полоса пропускания узкополосного доплеровского фильтра в системе обработки сигналов в приемном тракте радиолокационной головки самонаведения,

при этом, на втором этапе наведения ракеты в ее радиолокационной головке самонаведения оценивают максимальное количество kргс(2) разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе и вероятность Lргс(2) правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей, по окончании второго этапа наведения ракеты сравнивают величины kргс(2) и Lргс(2) с соответствующими величинами mргс(1), Рргс(1), Рпор, оцененными на первом этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированном в соответствии с математическим выражением (2), при одновременном выполнении условий

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для третьего этапа наведения ракеты формируют в соответствии с математическим выражением (5), при не выполнении условий (6) для третьего этапа наведения ракеты формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости в соответствии с математическим выражением (2), при этом на третьем этапе наведения ракеты в ее радиолокационной головке самонаведения оценивают максимальное количество mргс(3) разрешаемых по доплеровскои частоте целей в группе и вероятность Рргс(3) правильной оценки максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте целей, по окончании третьего этапа наведения ракеты сравнивают величины mргс(3) и Рргс(3) с соответствующими величинами kргс(2), Lргс(2), Рпор, оцененными на втором этапе наведения ракеты при сигнале управления ракетой, сформированном в соответствии с математическим выражением (5), при одновременном выполнении условий

сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с математическим выражением (2), при не выполнении условий (7) сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для четвертого этапа наведения ракеты формируют в соответствии с математическим выражением (5), сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости для пятого и последующих этапов наведения ракеты формируют аналогично, как для третьего и четвертого этапов в зависимости от результата выполнения условий (6) и (7).

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2008 года RU2335730C2

МАКСИМОВ М.В., ГОРГОНОВ Г.И
Радиоэлектронные системы самонаведения
- М.: Радио и связь, 1982, с.57
СПОСОБ ПРОПОРЦИОНАЛЬНОГО НАВЕДЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ НА НАЗЕМНЫЕ ОБЪЕКТЫ 1999
  • Курилкин В.В.
  • Меркулов В.И.
  • Викулов О.В.
  • Шуклин А.И.
RU2148235C1
СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ НА ЦЕЛЬ 1999
  • Кузнецов В.М.
  • Комиссаренко А.И.
  • Жуков В.П.
RU2148236C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ САМОНАВОДЯЩИМСЯ ВРАЩАЮЩИМСЯ СНАРЯДОМ 1998
  • Шипунов А.Г.
  • Бабичев В.И.
  • Журавлев С.Д.
  • Рабинович В.И.
  • Семенов С.Д.
RU2146798C1
СПОСОБ ПРОВЕДЕНИЯ СОСТЯЗАНИЯ ВОДИТЕЛЕЙ ТРАНСПОРТНЫХ СРЕДСТВ И ТРАНСПОРТНОЕ СРЕДСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2003
  • Корин М.В.
RU2261133C1
US 4899955 A, 13.02.1990.

RU 2 335 730 C2

Авторы

Богданов Александр Викторович

Белый Юрий Иванович

Голубенко Валентин Александрович

Киселёв Владимир Васильевич

Кучин Александр Александрович

Маняшин Сергей Михайлович

Нечаев Юрий Валентинович

Пекарш Александр Иванович

Синицын Андрей Викторович

Филонов Андрей Александрович

Даты

2008-10-10Публикация

2006-09-19Подача