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" Российский патент 2019 года по МПК F41G7/22 

Описание патента на изобретение RU2695762C1

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может быть использовано для самонаведения ракеты класса «воздух-воздух» на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый».

Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг и вертикальной Δв плоскостях в соответствии с выражениями

где

Кϕг, Кϕв и Кϕг Кϕв - постоянные коэффициенты, значения которых выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты была близка к прямолинейной;

ϕг и ϕв - бортовые пеленги цели соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости;

ωг и ωв - угловые скорости вращения линии визирования «ракета-цель» соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости. При этом, бортовые пеленги и угловые скорости линии визирования «ракета-цель» измеряются в угломере радиолокационной головки самонаведения (РГС) ракеты [1].

Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на самолет из состава их пары (не разрешаемой в РГС ракеты по угловым координатам) по функциональному назначению самолета по принципу «ведущий-ведомый».

Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг и вертикальной Δв плоскостях в соответствии с выражениями

где

N - навигационная постоянная;

V=λF/2 - скорость сближения ракеты с целью;

F - доплеровская частота, обусловленная скоростью сближения ракеты с целью и измеряемая в автоселекторе скорости РГС ракеты;

Jг и Jв - собственные ускорения ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости, измеряемые акселерометром ракеты [2].

Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на самолет из состава их пары, не разрешаемой в РГС ракеты, как по угловым координатам, так и по скорости сближения ракеты с самолетами пары (доплеровской частоте) по функциональному назначению самолета по принципу «ведущий-ведомый», поскольку данный способ предназначен для самонаведения ракеты только на одиночный самолет, а в случае наведения ее на пару самолетов ракета будет наводиться на самолет из состава пары случайным образом вне зависимости от предстартового целеуказания о наведении ракеты на ведущий (ВЩ) или ведомый (ВМ) самолет пары.

Цель изобретения - формирование параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый».

Для достижения цели в способе формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый», заключающимся в том, что в угломере РГС ракеты осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета - не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измерении с помощью акселерометра собственного ускорения ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, дополнительно в автоселекторе скорости РГС ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма быстрого преобразования Фурье (БПФ) на каждом к-ом такте его работы, к=1,…,I,…,К,

где К - общее количество тактов работы алгоритма БПФ;

I - количество тактов работы алгоритма БПФ, при достижении которого осуществляется вычисление автокорреляционных функций (АКФ) оценок траекторий доплеровских частот,

формируются два отсчета доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере РГС ракеты, путем фильтрации в соответствующих двух фильтрах сопровождения двух отсчетов доплеровских частот осуществляется формирование и запоминание значений двух оценок и траекторий доплеровских частот, при достижении количества тактов работы алгоритма БПФ, равного I, вычисляются две АКФ для соответствующих двух оценок траекторий доплеровских частот и определяются параметры первой АКФ, вычисленной по первой оценке траектории доплеровской частоты - время корреляции τ1, собственная частота f01 АКФ и среднеквадратическое отклонение (СКО) σ1 флюктуаций доплеровской частоты и параметры второй АКФ, вычисленной по второй оценке траектории доплеровской частоты - время корреляции τ2, собственная частота f02 автокорреляционной функции и СКО σ2 флюктуаций доплеровской частоты, осуществляется анализ параметров АКФ, при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, в этом случае при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущего самолета из состава пары параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δгвщ и вертикальной Δввщ плоскостях после I тактов работы алгоритма БПФ будут формироваться в соответствии с выражениями

при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета из состава пары параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δгвм и вертикальной Δввм плоскостях после I тактов работы алгоритма БПФ будут формироваться в соответствии с выражениями

при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, в этом случае при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущего самолета из состава пары параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δгвщ и вертикальной Δввщ плоскостях после I тактов работы алгоритма БПФ будут формироваться в соответствии с выражениями

при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета из состава пары параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δгвм и вертикальной Δввм плоскостях после I тактов работы алгоритма БПФ будут формироваться в соответствии с выражениями

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются следующие.

1. Формирование в автоселекторе скорости РГС ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма БПФ на каждом такте его работы двух отсчетов доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, что позволяет осуществить разрешение по скорости (доплеровской частоте) не разрешаемые по угловым координатам самолеты пары.

2. Идентификация оценок траекторий доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетом их пары на основе анализа параметров АКФ в соответствии с выражениями (5) и (10).

3. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях в соответствии с выражениями (6) и (7) при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущего самолета их пары или в соответствии с выражениями (8) и (9) при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета их пары при выполнении условий (5).

4. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях в соответствии с выражениями (11) и (12) при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущего самолета их пары или в соответствии с выражениями (13) и (14) при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета их пары при выполнении условий (10).

Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных способах не обнаружены.

Применение всех новых признаков позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие в зависимости от предстартового целеуказания осуществить самонаведение ракеты на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый».

На чертеже приведена блок-схема, реализующая предлагаемый способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой.

Предлагаемый способ реализуется следующим образом.

В угломере 1 РГС ракеты (чертеж) осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета - не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Одновременно с помощью акселерометра 2 осуществляется измерение собственного ускорения ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, которые подаются на соответствующие входы вычислителя 15 параметров рассогласования.

Одновременно в автоселекторе скорости РГС ракеты радиолокационный сигнал S(t), отраженный от пары самолетов, находящихся в главном луче диаграммы направленности антенны РГС, поступает на вход блока 3 БПФ с эквивалентной полосой пропускания его одного бина, равного единицам герц (осуществляется узкополосная доплеровская фильтрация). На его выходе каждом к-ом такте работы (к=1,…,I,…,К) формируются два отсчета доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере РГС ракеты, которые поступают на входы соответствующих фильтров 4 и 5 сопровождения. На их выходах формируются две оценки и траекторий доплеровских частот, которые поступают на соответствующие входы первого коммутатора 6 куда поступает с выхода счетчика 7 тактов работы разрешающий сигнал (индекс «р») для подачи оценок и на входы соответствующих блоков 8 и 9 памяти для их запоминания. Кроме того, с выхода счетчика 7 тактов работы запрещающие сигналы (индекс «з») поступают на входы второго 10 и третьего 14 коммутаторов для запрета соответственно вычисления АКФ с ее параметрами и поступления в зависимости от предстартового целеуказания оценки траектории доплеровской частоты на соответствующий вход вычислителя 15 параметров рассогласвания.

При достижении количества тактов работы блока 3 БПФ, равного I, с выхода счетчика 7 тактов работы на вход первого коммутатора 6 поступает запрещающий сигнал для запоминания полученных оценок и (к=1,…,I) в блоках 8 и 9 памяти и разрешающие сигналы для второго 10 и третьего 14 коммутаторов. В результате запомненные оценки и (к=1,…,I) в блоках 8 и 9 памяти поступают на входы соответствующих вычислителей 11 и 12 АКФ с определением их параметров - время корреляции τ1 и τ2, собственная частота f01 и f02 АКФ, СКО σ1 и σ2 флюктуаций доплеровской частоты.

Вычисленные значения параметров АКФ с выходов вычислителей 11 и 12 АКФ поступают на вход блока 13 идентификации, куда также поступают оценки и траекторий доплеровских частот с выходов фильтров 4 и 5 сопровождения.

В основу идентификации траектории доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения ракеты, либо с ведущим, либо с ведомым самолетом пары положен следующий принцип. Так, при полете в составе пары если летчик ведущего (впереди летящего) самолета осуществляет стационарный полет, то летчик ведомого (сзади летящего) самолета дополнительно путем периодического «подруливания» осуществляет выдерживание заданных параметров пары (интервал, дистанция) полета самолетов в целом. Такое различие в пилотировании самолетов в составе пары накладывает соответствующий «отпечаток» на траекторные статистические характеристики траекторий доплеровских частот, обусловленные скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, разрешаемые путем узкополосной доплеровской фильтрации по доплеровской частоте (скорости), которые (характеристики) являются параметрами (время корреляции, собственная частота АКФ, СКО флюктуации доплеровской частот) соответствующих АКФ траекторий доплеровских частот.

В результате, если в блоке 13 идентификации выполняется условие (5), то принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары. Идентифицированные таким образом оценки и поступают на соответствующие входы третьего коммутатора 14, куда поступает также целеуказание о наведении ракеты на ведущего или ведомого самолета пары.

Так, если при выполнении условий (5) введено предстартовое целеуказание о наведении ракеты на ведущего самолета из состава пары, то на выходе третьего коммутатора 14 будет сформирована оценка , которая поступает на соответствующий вход вычислителя 15 параметров рассогласования, в результате чего на его выходах формируются параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях в соответствии с выражениями (6) и (7). При предстартовом же целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета из состава пары на выходе третьего коммутатора 14 будет сформирована оценка и параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (8) и (9).

Если в блоке 13 идентификации выполняется условие (10), то принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары. Идентифицированные таким образом оценки и также поступают на соответствующие входы третьего коммутатора 14, куда поступает целеуказание о наведении ракеты на ведущего или ведомого самолета пары.

Так, если при выполнении условий (10) введено предстартовое целеуказание о наведении ракеты на ведущего самолета из состава пары, то на выходе третьего коммутатора 14 будет сформирована оценка , которая поступает на соответствующий вход вычислителя 15 параметров рассогласования, в результате чего на его выходах формируются параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях в соответствии с выражениями (11) и (12). При предстартовом же целеуказании о наведении ракеты на ведомого самолета из состава пары на выходе третьего коммутатора 14 будет сформирована оценка и параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (13) и (15).

Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие осуществить самонаведение ракеты на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый».

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 30, формулы (7.51) (аналог).

2. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 24, формула (7.32) (прототип).

Похожие патенты RU2695762C1

название год авторы номер документа
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 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 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 ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ 2006
  • 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
RU2335730C2
СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ИНФОРМАЦИОННО-ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ РАКЕТЫ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2006
  • Ефанов Василий Васильевич
  • Мужичек Сергей Михайлович
RU2325306C1
Способ распознавания типового состава групповой воздушной цели различных классов при различных условиях ее полета на основе калмановской фильтрации и нейронной сети 2022
  • Богданов Александр Викторович
  • Голубенко Валентин Александрович
  • Коротков Сергей Сергеевич
  • Максимович Сергей Викторович
  • Петров Сергей Геннадьевич
  • Пшеницын Андрей Александрович
  • Шепранов Виталий Владимирович
  • Якунина Гаяне Размиковна
RU2802653C1
Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях 2021
  • Филонов Андрей Александрович
  • Тезиков Андрей Николаевич
  • Скрынников Андрей Александрович
  • Болдинов Виктор Александрович
  • Федотов Александр Юрьевич
  • Белобородов Андрей Валентинович
  • Хлопков Михаил Игоревич
  • Плаксов Роман Алексеевич
  • Попов Антон Олегович
RU2760951C1
Способ комплексирования информации радиолокационной станции и радиолокационных головок самонаведения ракет, пущенных носителем по воздушной цели при воздействии уводящих по дальности и скорости помех 2021
  • Филонов Андрей Александрович
  • Тезиков Андрей Николаевич
  • Скрынников Андрей Александрович
  • Болдинов Виктор Александрович
  • Федотов Александр Юрьевич
  • Николаев Александр Борисович
  • Хлопков Михаил Игоревич
  • Плаксов Роман Алексеевич
  • Попов Антон Олегович
RU2765145C1
СПОСОБ КОМБИНИРОВАННОГО НАВЕДЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2014
  • Егоров Евгений Александрович
  • Финогенов Сергей Николаевич
  • Калашников Александр Васильевич
  • Скворцов Сергей Александрович
RU2586399C2

Иллюстрации к изобретению RU 2 695 762 C1

Реферат патента 2019 года 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"

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может быть использовано для самонаведения ракеты класса «воздух-воздух» на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый». Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый». Для этого способ заключается в измерении и получении в угломере радиолокационной головки самонаведения (РГС) ракеты угловой скорости вращения линии визирования «ракета-не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измерении с помощью акселерометра собственного ускорения ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, осуществлении в автоселекторе скорости РГС ракеты узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма быстрого преобразования Фурье, формировании оценок и траекторий доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, вычислении автокорреляционных функций и их параметров - времени корреляции τ1 и τ2, собственной частоты f01 и f02 автокорреляционной функции, среднеквадратического отклонения σ1 и σ2 флюктуаций доплеровской частоты, анализе параметров автокорреляционных функций, при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, в этом случае при предстартовом целеуказании (ЦУ) о наведении ракеты на ведущего самолета параметры рассогласования в РЭСУ в горизонтальной Δгвщ и вертикальной Δввщ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями

где λ - рабочая длина волны РГС ракеты; N - навигационная постоянная, при предстартовом ЦУ о наведении ракеты на ведомый самолет параметры рассогласования формируются в соответствии с выражениями

при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары и при предстартовом ЦУ о наведении ракеты на ведущий самолет параметры рассогласования формируются в соответствии с выражениями

а при предстартовом ЦУо наведении ракеты на ведомый самолет из состава пары параметры рассогласования формируются в соответствии с выражениями

1 ил.

Формула изобретения RU 2 695 762 C1

Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на самолет из состава их пары по его функциональному назначению по принципу «ведущий-ведомый», заключающийся в том, что в угломере радиолокационной головки самонаведения ракеты осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета-не разрешаемая по угловым координатам пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, с помощью акселерометра измеряется собственное ускорение ракеты в горизонтальной JГ и вертикальной JB плоскостях, отличающийся тем, что в автоселекторе скорости радиолокационной головки самонаведения ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма быстрого преобразования Фурье на каждом к-м такте его работы, к=1,…I,…,К, где К - общее количество тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье; I - количество тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье, при достижении которого осуществляется вычисление автокорреляционных функций оценок траекторий доплеровских частот, формируются два отсчета доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с ведущим и ведомым самолетами пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере радиолокационной головки самонаведения ракеты, путем фильтрации в соответствующих двух фильтрах сопровождения двух отсчетов доплеровских частот осуществляется формирование и запоминание значений двух оценок и траекторий доплеровских частот, при достижении количества тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье, равного I, вычисляются две автокорреляционные функции для соответствующих двух оценок траекторий доплеровских частот и определяются параметры первой автокорреляционной функции, вычисленной по первой оценке траектории доплеровской частоты - время корреляции τ1, собственная частота f01 автокорреляционной функции и среднеквадратическое отклонение σ1 флюктуаций доплеровской частоты и параметры второй автокорреляционной функции, вычисленной по второй оценке траектории доплеровской частоты - время корреляции τ2, собственная частота f02 автокорреляционной функции и среднеквадратическое отклонение σ2 флюктуаций доплеровской частоты, осуществляется анализ параметров автокорреляционных функций, при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, в этом случае при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущий самолет из состава пары параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δгвщ и вертикальной Δввщ плоскостях после I тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье будут формироваться в соответствии с выражениями

где

λ - рабочая длина волны радиолокационной головки самонаведения ракеты;

N - навигационная постоянная,

при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомый самолет из состава пары параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δгвм и вертикальной Δввм плоскостях после I тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье будут формироваться в соответствии с выражениями

при выполнении условий

принимается решение о том, что оценка первой траектории доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с ведомым самолетом пары, а оценка обусловлена скоростью сближения ракеты с ведущим самолетом пары, в этом случае при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведущий самолет из состава пары параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δгвщ и вертикальной Δввщ плоскостях после I тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье будут формироваться в соответствии с выражениями

при предстартовом целеуказании о наведении ракеты на ведомый самолет из состава пары параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δг и вертикальной Δв плоскостях после I тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье будут формироваться в соответствии с выражениями

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2019 года RU2695762C1

СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ КОМАНД УПРАВЛЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ ВОКРУГ ПРОДОЛЬНОЙ ОСИ ДВУХКАНАЛЬНОЙ РАКЕТОЙ 2005
  • Шипунов Аркадий Георгиевич
  • Морозов Владимир Иванович
  • Недосекин Игорь Алексеевич
  • Минаков Владимир Михайлович
  • Петрушин Владимир Васильевич
RU2282816C1
КУЗОВКОВ Н.Т
Системы стабилизации летательных аппаратов
- М.: Высшая школа, 1976, с.236-238
СПОСОБ ТЕЛЕУПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ 2011
  • Слугин Валерий Георгиевич
  • Морозов Владимир Иванович
  • Петрушин Владимир Васильевич
  • Гордина Татьяна Николаевна
RU2465535C1
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТИРУЕМОЙ РАКЕТОЙ ПОСРЕДСТВОМ ПРИВОДА, СЛЕДЯЩЕГО ЗА ОРИЕНТАЦИЕЙ ТРАЕКТОРИИ 2003
  • Мартине Дидье
RU2323464C2
СПОСОБ МНОГОМЕРНОГО ТРАЕКТОРНОГО СОПРОВОЖДЕНИЯ ОБЪЕКТА И УСТРОЙСТВО ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2006
  • Мамошин Владимир Романович
RU2306581C1

RU 2 695 762 C1

Авторы

Богданов Александр Викторович

Голубенко Валентин Александрович

Горбунов Сергей Александрович

Коваленко Александр Григорьевич

Кучин Александр Александрович

Лобанов Александр Александрович

Даты

2019-07-25Публикация

2019-01-25Подача