СИСТЕМА САМОНАВЕДЕНИЯ НА ЦЕЛЬ МАЛОРАЗМЕРНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Российский патент 2015 года по МПК F41G7/00 

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено главным образом для решения проблемы самонаведения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов методом ″погони″ (или так называемым методом ″кривой атаки″).

Проблема управления взаимным перемещением в пространстве летательных аппаратов возникает во многих практических случаях, например на заключительных стадиях управления движением кратковременно взаимодействующих авиационно-космических объектов с целью их стыковки, при аварийной авиакосмической помощи, при наведении ракеты на цель и т.п. [1].

Несмотря на то, что поиск путей решений возможного самонаведения малоразмерных беспилотных летательных аппаратов, таких как, например, ракет класса ″земля-воздух″, ″воздух-воздух″ и других методом ″погони″ ведется уже десятилетиями (см., например, [2]), до настоящего времени эта проблема практически не решена, т.к. предлагаемые решения связаны с необходимостью использования сложных антенных систем и гироскопических координаторов.

Известны различные устройства самонаведения, использующие решение поставленной задачи управления траекторией полета летательных аппаратов методом ″погони″, которые описаны, например, в литературе [1, 4, 5].

Известно устройство самонаведения, описанное в [6], которое содержит антенну, радиолокатор, таймер, гироскоп, стабилизированную платформу, мотор начальной установки, угломерный радиодатчик и устройство управления.

В подобном устройстве самонаведения по сообщению командного пункта мотор начальной установки устанавливает остронаправленную антенну на стабилизированной платформе таким образом, что ось ее равносигнальной зоны совпадает с направлением на цель. В начальном процессе самонаведения радиолокатор по команде, поступившей с таймера, совместно с гироскопом измеряет угол отклонения направления на цель от направления равносигнальной зоны антенны. Сигнал ошибки с выхода радиолокатора поступает на устройство управления, корректирующее траекторию движения ракеты.

Такое относительно сложное и громоздкое устройство, содержащее остронаправленную антенну и гироскопический координатор не всегда может быть реализовано в изделиях ограниченных размеров, в том числе и во многих малоразмерных ракетах. Следовательно, возникает главная проблема - создание устройства самонаведения методом ″погони″ для летательных аппаратов ограниченных размеров, в частности для малоразмерных ракет.

Наиболее близким к изобретению является устройство самонаведения, которое содержит антенну, автодинный радиолокатор с двумя выходами, электронный ключ, блок памяти, первый блок вычислений, второй блок вычислений, логическое устройство, устройство управления и таймер, при этом антенна соединена с первым входом радиолокатора, первый выход которого соединен как с первым сигнальным, так и со вторым блокирующим входом электронного ключа, а второй выход радиолокатора соединен с первым входом первого блока вычислений, выход электронного ключа соединен с входом блока памяти и вторым входом первого блока вычислений, выход которого соединен с первым входом второго блока вычисления, выход которого соединен с входом логического устройства, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами устройства управления, выход блока памяти соединен со вторым входом второго блока вычислений, а выход таймера, на вход которого подается внешняя команда ″Пуск″, соединен со вторым входом автодинного радиолокатора, имеющего два выхода рабочих сигналов, образованных, соответственно, амплитудной и частотной внутренней модуляцией в автодине, а антенна является приемопередающей и слабонаправленной [7].

Недостатком данного устройства является низкая точность наведения на цель малоразмерных летательных аппаратов из-за слабого информационного обеспечения процесса сближения.

В процессе сближения малоразмерного летательного аппарата с целью определяется только сторона отклонения за счет одновременной оценки радиальной и тангенциальной составляющей суммарной скорости ″ракета-цель″ по частоте Доплера. В зависимости от направления вектора скорости ″ракета-цель″ определяемого, например, направлением скорости движения ракеты относительные величины значений доплеровских частот радиальной и тангенциальной составляющих могут быть между собой либо равными, либо относительно большими, либо относительно меньшими.

Так, например, при условии, когда относительные величины значений доплеровских частот радиальной и тангенциальной составляющих больше единицы, означает, что необходимо производить поворот строительной оси ракеты в одну сторону, а при условии меньше единицы - производить ее поворот в противоположную сторону, однако при этом не учитываются значения величины отклонения сигналов.

Целью изобретения является повышение точности наведения на основе учета величины отклонения малоразмерного летательного аппарата относительно вектора скорости ″ракета-цель″.

Технический результат достигается тем, что в систему самонаведения которая содержит антенну, автодинный радиолокатор с двумя выходами, электронный ключ, блок памяти, первый блок вычислений, второй блок вычислений, логическое устройство, устройство управления и таймер, при этом антенна соединена с первым входом радиолокатора, первый выход которого соединен как с первым сигнальным, так и со вторым блокирующим входом электронного ключа, а второй выход радиолокатора соединен с первым входом первого блока вычислений, выход электронного ключа соединен с входом блока памяти и вторым входом первого блока вычислений, выход которого соединен с первым входом второго блока вычисления, выход которого соединен с входом логического устройства, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами устройства управления, выход блока памяти соединен со вторым входом второго блока вычислений, а выход таймера, на вход которого подается внешняя команда ″Пуск″, соединен со вторым входом автодинного радиолокатора, имеющего два выхода рабочих сигналов, образованных, соответственно, амплитудной и частотной внутренней модуляциями в автодине, а антенна является приемопередающей и слабонаправленной, дополнительно введен блок оценки величины сигнала отклонения, вход которого соединен с выходом блока вычислений, а выход - с третьим входом устройства управления, блок оценки величины сигнала отклонения содержит n-пороговых устройств, задатчик сигналов, элемент ИЛИ, при этом выход второго блока вычислений соединен с входом блока оценки величины сигнала отклонения, входы которого являются первыми входами n-пороговых устройств, вторые входы которых соединены с выходами задатчика сигналов, а выходы n-пороговых устройств соединены с входами элемента ИЛИ, выход которого является выходом блока оценки величины сигнала отклонения.

На фиг.1 представлена функциональная схема предлагаемой системы, где 1 - антенна; 2 - автодинный радиолокатор; 3 - электронный ключ; 4 - блок памяти; 5 - первый блок вычислений; 6 - второй блок вычислений; 7 - логическое устройство; 8 - устройство управления; 9 - таймер, 10 - блок оценки величины сигнала отклонения содержит 11 - n-пороговых устройств, 12 - задатчик сигналов, 13 - элемент ИЛИ.

На фиг.2 и 3 графически представлено взаимодействие ракеты (Р) и цели (Ц) методом ″погони″ в меридиональной плоскости (вдоль строительной оси ракеты).

Система самонаведения малоразмерных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов содержит антенну 1, которая соединена с первым входом радиолокатора 2, первый выход которого соединен как с первым сигнальным, так и со вторым блокирующим входом электронного ключа 3, а второй выход радиолокатора 2 соединен с первым входом первого блока вычислений 5. Выход электронного ключа 3 соединен с входом блока памяти 4 и вторым входом первого блока вычислений 5, выход которого соединен с первым входом второго блока вычисления 6. Выход второго блока вычислений 6 соединен с входом логического устройства 7, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами устройства управления 8. Выход блока памяти 4 соединен со вторым входом второго блока вычислений 6, а выход таймера 9, на вход которого подается внешняя команда ″Пуск″, соединен со вторым входом автодинного радиолокатора 2.

Блок 10 оценки величины сигнала отклонения содержит n-пороговых устройств 11, задатчик 12 сигналов, элемент ИЛИ 13, при этом выход второго блока 6 вычислений соединен с входом блока 10 оценки величины сигнала отклонения, входы которого являются первыми входами n-пороговых устройств 11, вторые входы которых соединены с выходами задатчика 12 сигналов, а выходы n-пороговых устройств 11 соединены с входами элемента ИЛИ 13, выход которого является выходом блока 10 оценки величины сигнала отклонения.

Автодинный радиолокатор 2 имеет два выхода рабочих сигналов, образованных соответственно амплитудной и частотной внутренней модуляцией в автодине, а антенна 1 является приемопередающей и слабонаправленной.

Начало работы предлагаемого устройства самонаведения (t₀) задается таймером 9 и подачей на его вход внешней команды ″Пуск″ (фиг.1) (например, при выстреле ракеты). В качестве таймера 9 может быть использован, например, входящий в состав взрывателя ракеты предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ) с часовым механизмом [6].

Перед рассмотрением работы предлагаемого устройства принимаются следующие допущения.

1) Принимается, что в процессе самонаведения ракеты методом ″погони″ в результате его кратковременности скорость цели V_ц и ракеты V_p будут постоянными величинами (V_ц=const, V_p=const) и при этом вектор скорости ракеты V_p направлен вдоль ее строительной оси.

2) Известно [3], что при двухточечном самонаведении ракеты на цель методом ″погони″ полет ракеты (Р) относительно цели (Ц) осуществляется таким образом, что вектор скорости ракеты V_p постоянно направлен на цель по линии вектора направления ″ракета-цель″.

При таком самонаведении угол β (фиг.2), образованный направлением вектора скорости ракеты V_p и направлением линии вектора ″ракета-цель″, всегда равен нулю.

На фиг.2 и 3 графически представлено взаимодействие ракеты (Р) и цели (Ц) методом ″погони″ в меридиональной плоскости (вдоль строительной оси ракеты).

3) При движении ракеты со скоростью V_p и движении цели со скоростью V_ц вектор их суммарной скорости может быть разложен на две составляющие: радиальную и тангенциальную (фиг.2). Радиальная составляющая скорости V_сбл может быть определена традиционным радиолокационным способом [8].

Одновременная оценка радиальной V_сбл и тангенциальной V^τ составляющей суммарной скорости ″ракета-цель″ V_рц (фиг.2) может производиться по частоте Доплера устройством, описанным, например, в [9].

Известно (см., например, [8]), что вектор радиальной составляющей суммарной скорости сближения объектов V_сбл всегда направлен в сторону цели (фиг.2, а), а частота Доплера F_д.сбл определяется этой скоростью по формуле

где λ - длина волны радиолокационного сигнала радиолокатора.

Частота Доплера F_д ^τ, образованная тангенциальной составляющей суммарной скорости сближения объектов V^τ (фиг.2, а), определяется по формуле

Из (1) следует, что радиальная составляющая суммарной скорости ракеты и цели V_сбл будет всегда максимальной при условии α₀ равной нулю. Но при этом из (2) следует, что при условии α₀ равной нулю, т.е. при совмещении векторов суммарной скорости V_рц с вектором ее радиальной составляющей V_сбл, тангенциальная составляющая вектора скорости V^τ будет равна нулю (фиг.2). Такое угловое положение векторов скоростей в пространстве меридиональной плоскости может достигаться изменением направления вектора скорости полета ракеты V_p поворотом положения ее строительной оси, например, аэродинамическим или реактивным способом.

Таким образом, параметром рассогласования при управлении ракеты методом ″погони″ становится напряжение сигнала, образованное тангенциальной составляющей суммарной скорости движения ракеты и цели (U_Fд. ^τ). Изменением положения продольной оси ракеты в меридиональной плоскости таким образом, чтобы на втором выходе радиолокатора этот сигнал будет отсутствовать (U_Fд. ^τ равно нулю), обеспечивается условие движения ракеты методом ″погони″, т.к. при этом угол (3 становится равным нулю (фиг.2 и 3).

Система самонаведения управляемых ракет работает следующим образом (фиг.1).

По внешней команде ″Пуск″ на вход таймера 9 поступает одиночный сигнал запуска, после чего с выхода таймера 9 на второй вход автодинного радиолокатора 2 поступает сигнал для его включения. Автодинный радиолокатор 2 начинает вырабатывать непрерывный немодулированный сигнал, излучаемый в пространство слабонаправленной приемопередающей антенной 1. При облучении цели этим сигналом отраженный от нее сигнал через антенну 1 поступает на вход автодинного радиолокатора 2.

В рассматриваемом устройстве применяется автодинный радиолокатор 2, структурная схема которого описана в патенте [9]. Этот автодин имеет два выхода сигналов доплеровских частот. На первом выходе - сигнал, образованный радиальной скоростью V_сбл, а на втором выходе - сигнал, образованный тангенциальной составляющей V^τ суммарной скорости ″ракета-цель″ V_рц. На этих выходах будут соответствующие уровни сигналов: для скорости V_сбл напряжение будет U_Fд.сбл, а для скорости V^τ напряжение будет U_Fд. ^τ, т.е. величина сигнала доплеровской частоты на первом выходе автодинного радиолокатора 2 пропорциональна величине частоты радиальной составляющей вектора суммарной скорости ″ракета-цель″ F_д.сбл, а на его втором выходе сигнал доплеровской частоты пропорционален величине частоты тангенциальной составляющей вектора суммарной скорости ″ракета-цель″ F_д. ^τ. С первого выхода автодинного радиолокатора 2 сигнал доплеровской частоты U_Fд.сбл поступает на первый сигнальный и второй блокировочный входы электронного ключа 3, выход которого соединен с входом блока памяти 4 и вторым входом первого блока вычислений 5, на первый вход которого со второго выхода автодинного радиолокатора 2 поступает сигнал доплеровской частоты тангенциальной составляющей (U_Fд. ^τ). Затем электронный ключ 3 самоблокируется (выключается) сигналом U_Fд.сбл, поступившим с первого выхода автодинного радиолокатора 2. В начальный момент времени работы устройства самонаведения в первом блоке вычислений 5 производится вычитание напряжений двух сигналов: одного - поступающего на его второй вход с выхода электронного ключа 3 и второго - текущего значения напряжения сигнала , поступающего на первый вход блока вычислений 5 со второго выхода автодинного радиолокатора 2, в результате на выходе блока вычислений 5 появится разностный сигнал

поступающий затем на первый вход второго блока вычислений 6. На второй вход блока вычислителей 6 поступает сигнал первичного измерения доплеровской частоты F_до.сбл с выхода блока памяти 4 в виде напряжения U_Fдо.сбл.

Таким образом, на два входа второго блока вычислений 6 поступают соответственно два сигнала: на первый вход поступает сигнал с выхода первого вычислителя 5 как текущее значение и второй сигнал поступает на второй вход блока вычислений 6 с выхода блока памяти 4 в виде постоянного значения U_Fдо.сбл, при этом на выходе блока вычислений 6 будет сигнал Z_i, являющийся величиной как частное от деления этих входных величин

В зависимости от направления вектора скорости ″ракета-цель″ V_рц (характеризуемое величиной угла α, см. фиг.3), определяемое, например, направлением скорости движения ракеты V_p, относительные величины значений доплеровских частот V_сбл и V^τ могут быть между собой либо равными, либо относительно большими, либо относительно меньшими, т.е.

или

Соответственно этому будут изменяться отношения напряжений Z_i, образованные этими скоростями через доплеровские частоты U_Fдо.сбл и

и

Сигнал Z_i с выхода второго блока вычислений 6 поступает на вход логического устройства 7, с выхода которого сигнал поступает только на один из двух его выходов: на первом выходе появится сигнал при условии, если а на втором - при условии

Значения величин сигнала Z_i являются управляющими. Так, например, условие Z_i больше 1, означает, что необходимо производить поворот строительной оси ракеты в одну сторону, а условие Z_i меньше 1 - производить ее поворот в противоположную сторону.

С одного из двух выходов логического устройства 7 сигнал поступает на соответствующий вход устройства управления 8, чем производится управление поворотом строительной оси ракеты.

При этом дополнительно производится оценка величины сигнала отклонения за счет выдачи сигнала с выхода второго 6 блока вычислений на вход блока 10 оценки величины сигнала отклонения и соответственно на первые входы n-пороговых устройств 11, на вторые входы которых поступают сигналы с выхода задатчика сигналов 12.

В зависимости от величины сигналов происходит срабатывание одного из n-пороговых устройств 11 и сигнал через элемент ИЛИ 13, поступает на третий вход блока 8 управления.

Воздействия сигналов управления осуществляется до тех пор, пока не будет выполнено условие отсутствия сигнала, образованного тангенциальной составляющей скорости ″ракета-цель″, при котором на двух выходах логического устройства 7 сигнала не будет, чем подтверждается проводимый процесс самонаведения ракеты на цель методом ″погони″.

Процесс самонаведения продолжается до момента контактной встречи ракеты с целью. Слабая направленность антенны позволяет обеспечивать правильное наведение ракеты методом ″погони″ даже при случайных колебаниях ее оси относительно цели.

Источники информации

1. Березин Л.В., Вейцель В.А., Волковский С.А. и др. Основы радиоуправления. Учебное пособие для ВУЗов. / Под ред. В.А. Вейцеля, В.Н. Типугина. - М.: Сов. радио, 1973, стр.464 и др.

2. Локк А.С. Управление снарядам. Перевод с англ. - М.: Гос. изд. ФМЛ, 1958, стр.775.

4. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоуправление ракетами. - М.: Сов. радио, 1964, стр.644.

5. Волковский С.А., Оноприенко Е.И., Савинов В.А. Радиоустройства систем управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1972, стр.408.

6. Гуткин Л.С., Борисов Ю.П., Валуев А.А. и др. Радиоуправление реактивными снарядами и космическими аппаратами. / Под общей ред. Л.С. Гуткина. - М.: Сов. радио, 1968, стр.597, 680.

6. Дорофеев А.Н. Взрыватели ракет. Военное издательство МО СССР. - М. 1963, стр.86 и др.

7. Патент РФ на изобретение №2466344. Устройство самонаведения. Авторы Климашов Б.М., Смагин В.А.

8. Коган И.М. Ближняя радиолокация. Теоретические основы. - М.: Сов. радио, 1973, стр.272.

9. Патент №2351946. Автодинное устройство системы ближней радиолокации. Автор Климашов Б.М.

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено для решения проблемы самонаведения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов методом "погони". Технический результат - повышение точности наведения управляемой ракеты на цель за счет учета величины отклонения ракеты относительно линии визирования «ракета-цель». Для этого система содержит антенну, автодинный радиолокатор с двумя выходами, электронный ключ, блок памяти, первый блок вычислений, второй блок вычислений, логическое устройство, устройство управления, таймер и блок оценки величины сигнала отклонения, который содержит n пороговых устройств, задатчик сигналов, элемент ИЛИ. При этом выход второго блока вычислений соединен с входом блока оценки величины сигнала отклонения, входы которого являются первыми входами n-пороговых устройств, вторые входы которых соединены с выходами задатчика сигналов, а выходы n-пороговых устройств соединены с входами элемента ИЛИ, выход которого является выходом блока оценки величины сигнала отклонения. 3 ил.

Система самонаведения малоразмерных летательных аппаратов на цель содержит антенну, автодинный радиолокатор с двумя выходами, электронный ключ, блок памяти, первый блок вычислений, второй блок вычислений, логическое устройство, устройство управления и таймер, при этом антенна соединена с первым входом автодинного радиолокатора, первый выход которого соединен как с первым сигнальным, так и со вторым блокирующим входом электронного ключа, а второй выход радиолокатора соединен с первым входом первого блока вычислений, выход электронного ключа соединен с входом блока памяти и вторым входом первого блока вычислений, выход которого соединен с первым входом второго блока вычисления, выход которого соединен с входом логического устройства, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами устройства управления, выход блока памяти соединен со вторым входом второго блока вычислений, а выход таймера, на вход которого подается внешняя команда "Пуск", соединен со вторым входом автодинного радиолокатора, имеющего два выхода рабочих сигналов, образованных, соответственно, амплитудной и частотной внутренней модуляциями в автодине, а антенна является приемопередающей и слабонаправленной, отличающееся тем, что в него введен блок оценки величины сигнала отклонения, вход которого соединен с выходом второго блока вычислений, а выход - с третьим входом устройства управления, блок оценки величины сигнала отклонения содержит n-пороговых устройств, задатчик сигналов, элемент ИЛИ, при этом выход второго блока вычислений соединен с входом блока оценки величины сигнала отклонения, входы которого являются первыми входами n-пороговых устройств, вторые входы которых соединены с выходами задатчика сигналов, а выходы n-пороговых устройств соединены с входами элемента ИЛИ, выход которого является выходом блока оценки величины сигнала отклонения.