Способ всеракурсного самонаведения ракеты "воздух-воздух" на заданный тип самолёта из состава их разнотипной пары Российский патент 2023 года по МПК F41G7/22 

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может быть использовано для всеракурсного самонаведения ракеты «воздух-воздух» на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары.

Известен [1] способ самонаведения ракеты «воздух-воздух», в соответствии с которым параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г и вертикальной Δ_в плоскостях формируются 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 радиолокационной головки самонаведения (РГС) ракеты;

λ - рабочая длина волны РГС;

J_г и J_в - собственные ускорения ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскости, измеряемые акселерометром ракеты.

Недостатком данного способа самонаведения ракеты «воздух-воздух» является отсутствие возможности с его помощью осуществить всеракурсное самонаведение ракеты на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары, не разрешаемой в РГС ракеты, как по угловым координатам, поскольку данный способ предназначен для самонаведения ракеты только на одиночный самолет.

Известен [2] способ самонаведения ракеты «воздух-воздух» на заданный тип самолета с турбореактивным двигателем (ТРД) из состава их разнотипной пары, заключающийся в том, что для формирования параметров рассогласования в РЭСУ в угломере РГС ракеты осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета-не разрешаемая по угловым координатам разнотипная пара самолетов» с ТРД в горизонтальной и вертикальной плоскостях, с помощью акселерометра измеряются собственные ускорения ракеты в горизонтальной J_г и вертикальной J_в плоскостях, при этом в автоселекторе скорости РГС ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма быстрого преобразования Фурье (БПФ) на каждом к-ом такте его работы (где к=1, …, К; К - общее количество тактов работы алгоритма БПФ) формируются два планерных отсчета F_п1 и F_п2 доплеровских частот, обусловленных соответственно скоростями сближения ракеты с первым и вторым самолетами разнотипной пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере РГС ракеты, и два компрессорных отсчета F_к1 и F_к2 доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с вращающимися лопатками рабочих колес первых ступеней компрессоров низкого давления (КНД) соответственно первого и второго самолетами разнотипной пары, вычисляются возможные комбинации разностей между планерными и компрессорными отсчетами доплеровских частот, как

где i=1, 2 - номер планерного отсчета доплеровской частоты;

j=1, 2 - номер компрессорного отсчета доплеровской частоты,

в автоселектор скорости ракеты из бортовой радиолокационной станции (БРЛС) ее носителя вводится предстартовое целеуказание (ЦУ) о распознанном в ней типе самолета с ТРД из состава их разнотипной пары, на который необходимо обеспечить наведение ракеты, в виде разности ΔF_цу отсчетов доплеровских частот планерной и компрессорной составляющих спектра сигнала, которая соответствует только одному типу самолета с ТРД из состава их пары, вычисляются возможные комбинации модулей разностей между ΔF_цу и ΔF_ij (где i,j=1, 2), определяется комбинация, которая соответствует минимальному значению вычисленного модуля разностей из их совокупности, из данной комбинации выделяется отсчет доплеровской частоты F_п1 или F_п2, в автоселекторе скорости в соответствии с предстартовым ЦУ определяется тип самолета с ТРД из состава их разнотипной пары, на который должна наводиться пущенная ракета с борта ее носителя, путем фильтрации выделенного отсчета доплеровской частоты F_п1 или F_п2 в фильтре сопровождения осуществляется формирование соответствующей оценки планерной составляющей доплеровской частоты, если выделен отсчет доплеровской частоты F_п1 с соответствующей его оценкой то осуществляется вычисление параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г1 и вертикальной Δ_в1 плоскостях в соответствии с выражениями

если выделен отсчет доплеровской частоты F_п2 с соответствующей его оценкой то осуществляется вычисление параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г2 и вертикальной Δ_в2 плоскостях в соответствии с выражениями

Недостатком данного способа самонаведения ракеты «воздух-воздух» является отсутствие возможности с его помощью осуществить всеракурсное самонаведение ракеты в переднюю или заднюю полусферу на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары, не разрешаемой в РГС ракеты по угловым координатам, поскольку данный способ предназначен для самонаведения ракеты только, во-первых, на ограниченный класс самолета из состава пары (самолет только из класса «самолет с ТРД») и, во-вторых, имеет место существенная ракурсная зависимость радиолокационных (РЛ) сигналов, отраженных от вращающихся лопаток рабочего колеса первой ступени КНД, то есть формирование компрессорных отсчетов F_к1 и F_к2 доплеровских частот, обусловленных скоростями сближения ракеты с первыми ступенями КНД соответственно первого и второго самолетами разнотипной пары, будет ограничено ракурсом РЛ наблюдения отраженных РЛ сигналов в РГС ракеты.

Так, в процессе летно-экспериментальных исследований установлено, что РЛ сигналы, отраженные от вращающихся лопаток рабочего колеса первой ступени КНД (в переднюю) или турбины (в заднюю) полусферу устойчиво наблюдаются (при условии, что они выполнены без применения стелс-технологии) в угловом секторе ±(15-20)°, что в результате не позволяет для ракурсов РЛ наблюдения отраженных от пары самолетов сигналов в переднюю и заднюю полусферу, превышающих ±20°, выделить отсчеты доплеровских частот F_п1 или F_п2 с соответствующими их оценками (с учетом отсчетов доплеровских частот компрессорных составляющих) и сформировать, тем самым, требуемые параметры рассогласования в РЭСУ в зависимости от предстартового ЦУ о типе самолета из состава их разнотипной пары, то есть обеспечить всеракурсное самонаведение ракеты в переднюю или заднюю полусферу.

Цель изобретения - обеспечить всеракурсное самонаведение ракеты «воздух-воздух» в переднюю или заднюю полусферу на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары путем формирования соответствующих параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой.

Для достижения цели в способе всеракурсного самонаведения ракеты «воздух-воздух» на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары, заключающимся в том, что в угломере РГС ракеты осуществляется измерение и получение оценки угловой скорости вращения линии визирования «ракета-не разрешаемая по угловым координатам разнотипная пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, с помощью акселерометра измеряются собственные ускорения ракеты в горизонтальной J_г и вертикальной J_в плоскостях, в автоселекторе скорости РГС ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма БПФ на каждом к-ом такте его работы (где к=1, …, К; К - общее количество тактов работы алгоритма БПФ) формируются два отсчета F₁ и F₂ доплеровских частот, обусловленных соответственно скоростями сближения ракеты с первым и вторым самолетами разнотипной пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере РГС ракеты, путем фильтрации отсчетов доплеровских частот F₁ и F₂ в фильтрах сопровождения осуществляется формирование соответствующих оценок доплеровских частот, для самонаведения ракеты вычисляются параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г1, Δ_г2 и вертикальной Δ_в1, Δ_в2 плоскостях в соответствии с выражениями

дополнительно за К тактов работы фильтров сопровождения по сформированным оценкам доплеровских частот вычисляются соответствующие им автокорреляционные функции (АКФ), по которым определяются соответствующие им время корреляции τ_ν1 и τ_ν2 скоростных флюктуаций, среднеквадратическое отклонение (СКО) σ_ν1 и σ_ν2 скоростных флюктуаций и частота ƒ_ν1 и ƒ_ν2 флюктуаций АКФ скоростных флюктуаций, по которым вычисляются соответствующие дисперсии флюктуаций ускорения в соответствии с выражениями

в автоселектор скорости ракеты из БРЛС ее носителя вводится предстартовое ЦУ о распознанном в ней типе самолета из состава их разнотипной пары, на который необходимо обеспечить наведение ракеты, в виде дисперсий или флюктуаций ускорения самолета, если введено предстартовое ЦУ в виде о том, что необходимо обеспечить самонаведение ракеты на первый тип самолета из состава их разнотипной пары, то осуществляется сравнение модулей разностей дисперсий флюктуаций ускорения в соответствии с выражением

если условие (14) выполняется, то принимается решение о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с первым типом самолета из состава их разнотипной пары и самонаведение ракеты будет осуществляться в соответствии с вычисленными по формулам (8) и (9) параметрами рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г1 и вертикальной Δ_в1 плоскостях, если условие (14) не выполняется, то принимается решение о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты также с первым типом самолета из состава их разнотипной пары и самонаведение ракеты будет осуществляться в соответствии с вычисленными по формулам (10) и (11) параметрами рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г2 и вертикальной Δ_в2 плоскостях, если введено предстартовое ЦУ в виде о том, что необходимо обеспечить самонаведение ракеты на второй тип самолета из состава их разнотипной пары, то осуществляется сравнение модулей разностей дисперсий флюктуаций ускорения в соответствии с выражением

если условие (15) выполняется, то принимается решение о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты со вторым типом самолета из состава их разнотипной пары и самонаведение ракеты будет осуществляться в соответствии с вычисленными по формулам (10) и (11) параметрами рассогласования в РЭСУ в горизонтальной Δ_г2 и вертикальной Δ_в2 плоскостях, если условие (15) не выполняется, то принимается решение о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты со вторым типом самолета из состава их разнотипной пары и самонаведение ракеты будет осуществляться в соответствии с вычисленными по формулам (8) и (9) параметрами рассогласования в РЭСУ в горизонтальной Δ_г1 и вертикальной Δ_в1 плоскостях.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются следующие.

1. Вычисление за К тактов работы фильтров сопровождения по сформированным оценкам доплеровских частот соответствующие им АКФ, по которым определяются соответствующие им время корреляции τ_ν1 и τ_ν2 скоростных флюктуаций, СКО σ_ν1 и σ_ν2 скоростных флюктуаций и частота ƒ_ν1 и ƒ_ν2 флюктуаций АКФ скоростных флюктуаций, по которым вычисляются соответствующие дисперсии флюктуаций ускорения в соответствии с выражениями (12) и (13).

2. Введение в автоселектор скорости ракеты из БРЛС ее носителя предстартового ЦУ о распознанном в ней первом или втором типе самолета из состава их разнотипной пары, на который необходимо обеспечить наведение ракеты, в виде дисперсий флюктуаций ускорения самолета.

3. Принятие решения при ЦУ в виде и выполнении условия (14) о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с первым типом самолета состава их разнотипной пары и обеспечение самонаведения ракеты в соответствии с вычисленными по формулам (8) и (9) параметрами рассогласования в РЭСУ ракетой, в горизонтальной Δ_г1 и вертикальной Δ_в1 плоскостях.

4. Принятие решения при ЦУ в виде и не выполнении условия (14) о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с первым типом самолета из состава их разнотипной пары и обеспечение самонаведения ракеты в соответствии с вычисленными по формулам (10) и (11) параметрами рассогласования в РЭСУ ракетой, в горизонтальной Δ_г2 и вертикальной Δ_в2 плоскостях.

5. Принятие решения при ЦУ в виде и выполнении условия (15) о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты со вторым типом самолета из состава их разнотипной пары и обеспечение самонаведения ракеты в соответствии с вычисленными по формулам (10) и (11) параметрами рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г2 и вертикальной Δ_в2 плоскостях.

6. Принятие решения при ЦУ в виде и не выполнении условие (15) о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты со вторым типом самолета из состава их разнотипной пары и обеспечение самонаведения ракеты в соответствии с вычисленными по формулам (8) и (9) параметрами рассогласования в РЭСУ ракетой, в горизонтальной Δ_г1 и вертикальной Δ_в1 плоскостях.

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

Применение всех новых признаков в совокупности с известными позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ класса «воздух-воздух», позволяющие в зависимости от предстартового ЦУ осуществить всеракурсное самонаведение ракеты в переднюю или заднюю полусферу на заданный тип самолета из состава разнотипной их пары.

Использование дисперсий флюктуаций ускорения, вычисляемые в соответствии с выражениями (12) и (13) по соответствующим параметрам АКФ в качестве признака распознавания типа самолета в составе их разнотипной пары, обусловлено следующими факторами. Так, выражения (12)и(13) можно представить в виде

где α_ν1=1/τ_v1; α_v2=1/τ_v2; β_vl=(2πf_v1)²; β_v2=(2πf_v2)².

С другой стороны, в [3] приведены иные формулы для величин α_v, β_v, σ_v (с соответствующими индексами). Так, согласно [3]

где b=V/L;

V - воздушная скорость самолета пары;

L - масштаб турбулентности атмосферы, одинаковый для самолетов пары;

γ - параметр, зависящий от типа самолета;

- дисперсия флюктуации скорости ветра для каждого самолета пары.

Из анализа выражений (16), (17) и (20) можно заключить, что в таком параметре, как который, в первом случае, связывает параметры соответствующих АКФ, а во втором случае - параметры, зависящие от типа самолета (γ), масштаба турбулентности атмосферы (L), дисперсии флюктуаций скорости ветра (), содержится информация о типе самолета и не только из класса «самолет с ТРД». Следовательно, по параметрам α_v, β_v, σ_v соответствующих АКФ, появляется возможность только по оценке доплеровской частоты планерной составляющей спектра сигнала распознать тип самолета из состава их разнотипной пары без дополнительной оценки компрессорной составляющей спектра сигнала, которая, во-первых, характерна только для одного класса самолета - «самолет с ТРД» и, во-вторых, имеет существенную ракурсную зависимость, то есть в зависимости от величины предстартового ЦУ в виде дисперсий флюктуаций ускорения можно сформировать в РЭСУ ракетой параметры рассогласования, определяемые выражениями (8), (9) или (10), (11), и тем самым, обеспечить всеракурсное самонаведение ракеты в переднюю или заднюю полусферу на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары.

На рисунке приведена блок-схема, реализующая предлагаемый способ всеракурсного самонаведения ракеты «воздух-воздух» на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары.

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

Одновременно с помощью акселерометра 2 осуществляется измерение собственных ускорений ракеты в горизонтальной J_r и вертикальной J_в плоскостях, которые подаются на соответствующие входы вычислителя 3 параметров рассогласования.

Одновременно в автоселекторе скорости РГС ракеты радиолокационный сигнал S(t), отраженный от разнотипной пары самолетов, поступает на вход блока 4 БПФ с эквивалентной полосой пропускания его одного бина, равного единицам Герц (осуществляется узкополосная доплеровская фильтрация). На его выходах на каждом к-ом такте работы (к=1,…, К) формируются два планерных отсчета F₁ и F₂ доплеровских частот, обусловленных соответственно скоростями сближения ракеты с первым и вторым самолетами разнотипной пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере РГС ракеты.

Путем фильтрации отсчетов доплеровских частот F₁ и F₂ в фильтрах сопровождения 5 и 6 осуществляется формирование соответствующих оценок доплеровских частот, которые поступают на соответствующие входы вычислителя 3 параметров рассогласования, где в соответствии с выражениями (8)-(11) осуществляется вычисление параметров рассогласования в РЭСУ ракетой, в горизонтальной Δ_г1, Δ_г2 и вертикальной Δ_в1, Δ_в2.

По сформированным в фильтрах сопровождения 5 и 6 оценкам и доплеровских частот за К тактов их работы соответственно в первом 7 и втором 8 вычислителях осуществляется вычисление соответствующих АКФ, и по ним определяются их параметры: время корреляции τ_ν1 и τ_ν2 скоростных флюктуаций; СКО σ_ν1 и σ_ν2 скоростных флюктуаций; частота ƒ_ν1 и ƒ_ν2 флюктуаций АКФ скоростных флюктуаций.

По численным значениям параметров (τ_ν1 и τ_ν2, σ_ν1 и σ_ν2, ƒ_ν1 и ƒ_ν2) соответствующих АКФ в третьем 9 и четвертом 10 вычислителях в соответствии с выражениями (12) и (13) вычисляются соответствующие дисперсии флюктуаций ускорения, которые поступают на соответствующие входы анализатора 11, куда из БРЛС носителя ракеты вводится предстартовое ЦУ о распознанном в ней типе самолета из состава их разнотипной пары, на который необходимо обеспечить наведение ракеты, в виде дисперсии флюктуаций ускорения самолета.

В анализаторе 11 осуществляется сравнение модулей разностей дисперсий флюктуаций ускорения и на основе его принимается решение о том, какая конкретно оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты либо с первым, либо со вторым типом самолета из состава их разнотипной пары.

Так, если введено предстартовое ЦУ в виде то осуществляется сравнение модулей разностей дисперсий флюктуаций ускорения в соответствии с выражением (14) и при выполнении условия (14) на выходе анализатора 11 формируется код «10», являющийся разрешающим сигналом для прохождения через коммутатор 12 вычисленных параметров рассогласования в горизонтальной Δ_г1 и вертикальной Δ_в1 плоскостях в соответствии с выражениями (8) и (9), что обеспечит самонаведение ракеты на первый тип самолета из состава их пары.

Если при данном ЦУ () условие (14) не выполняется, то на выходе анализатора 11 формируется код «01», являющийся разрешающим сигналом для прохождения через коммутатор 12 вычисленных параметров рассогласования в горизонтальной Δ_г2 и вертикальной Δ_в2 плоскостях в соответствии с выражениями (10) и (11), что обеспечит самонаведение ракеты также на первый тип самолета из состава их пары.

Если введено предстартовое ЦУ в виде то осуществляется сравнение модулей разностей дисперсий флюктуаций ускорения в соответствии с выражением (15) и при выполнении условия (15) на выходе анализатора 11 формируется код «01», являющийся разрешающим сигналом для прохождения через коммутатор 12 вычисленных параметров рассогласования в горизонтальной Δ_г2 и вертикальной Δ_в2 плоскостях в соответствии с выражениями (10) и (11), что обеспечит самонаведение ракеты на второй тип самолета из состава их пары.

Если при данном ЦУ () условие (15) не выполняется, то на выходе анализатора 11 формируется код «10», являющийся разрешающим сигналом для прохождения через коммутатор 12 вычисленных параметров рассогласования в горизонтальной Δ_г1 и вертикальной Δ_в1 плоскостях в соответствии с выражениями (8) и (9), что обеспечит самонаведение ракеты также на второй тип самолета из состава их пары.

Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит обеспечить всеракурсное самонаведение ракеты «воздух-воздух» в переднюю или заднюю полусферу на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары путем формирования соответствующих параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. 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) (аналог).

2. Пат. 2758682 Российская Федерация МПК F 7/22. Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на заданный тип самолета с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары / А.В. Богданов, В.А. Голубенко, А.А. Кучин, А.А. Лобанов, Д.В. Мальцев, С.Г. Петров. - №202106968, заявл. 16.03.2021, опубл. 01.11.2021, Бюл. №31.

3. Ярлыков, М.С. Статистическая теория радионавигации / М.С. Ярлыков. - М.: Радио и связь, 1985, С 189, формула (6.19).

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может применяться для всеракурсного самонаведения ракеты «воздух-воздух» на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары. Сущность предлагаемого способа всеракурсного самонаведения ракеты «воздух-воздух» на заданный тип самолета заключается в том, что за К тактов работы фильтров сопровождения по сформированным оценкам доплеровских частот вычисляются соответствующие им автокорреляционные функции (АКФ), по которым определяются соответствующие им параметры скоростных флюктуаций: время корреляции, среднеквадратическое отклонение, частота флюктуаций АКФ, по которым, в свою очередь, вычисляются соответствующие дисперсии флюктуаций ускорения. При этом, в автоселектор скорости ракеты из бортовой радиолокационной станции её носителя вводится предстартовое целеуказание (ЦУ) о распознанном типе самолета, на который необходимо обеспечить наведение ракеты, в виде дисперсий флюктуаций ускорения самолета. В зависимости от введённого целеуказания принимаются решения о типе самолёта, с которым происходит сближение ракеты, а также о формировании требуемых параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Технический результат, достигаемый при осуществлении заявленного изобретения, заключается в обеспечении всеракурсного самонаведения ракеты «воздух-воздух» в переднюю или заднюю полусферу на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары путем формирования соответствующих параметров рассогласования в РЭСУ ракетой. 1 ил.

Способ всеракурсного самонаведения ракеты «воздух-воздух» на заданный тип самолета из состава их разнотипной пары, 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 разнотипная пара самолетов» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, с помощью акселерометра измеряются собственные ускорения ракеты в горизонтальной J_г и вертикальной J_в плоскостях, в автоселекторе скорости радиолокационной головки самонаведения ракеты путем узкополосной доплеровской фильтрации на основе алгоритма быстрого преобразования Фурье на каждом к-ом такте его работы, где к=1, …, К; К - общее количество тактов работы алгоритма быстрого преобразования Фурье, формируются два отсчета F₁ и F₂ доплеровских частот, обусловленных соответственно скоростями сближения ракеты с первым и вторым самолетами разнотипной пары, не разрешаемой по угловым координатам в угломере радиолокационной головки самонаведения ракеты, путем фильтрации отсчетов доплеровских частот F₁ и F₂ в фильтрах сопровождения осуществляется формирование соответствующих оценок доплеровских частот, для самонаведения ракеты вычисляются параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной A_г1, А_г2 и вертикальной A_в1, А_в2 плоскостях в соответствии с выражениями

где

λ - рабочая длина волны радиолокационной головки самонаведения ракеты;

N - навигационная постоянная, отличающееся тем, что за К тактов работы фильтров сопровождения по сформированным оценкам доплеровских частот вычисляются соответствующие им автокорреляционные функции, по которым определяются соответствующие им время корреляции τ_ν1 и τ_ν2 скоростных флюктуаций, среднеквадратическое отклонение σ_ν1 и σ_ν2 скоростных флюктуаций и частота ƒ_ν1 и ƒ_ν2 флюктуаций автокорреляционной функции скоростных флюктуаций, по которым вычисляются соответствующие дисперсии флюктуаций ускорения в соответствии с выражениями

в автоселектор скорости ракеты из бортовой радиолокационной станции ее носителя вводится предстартовое целеуказание о распознанном в ней типе самолета из состава их разнотипной пары, на который необходимо обеспечить наведение ракеты, в виде дисперсий флюктуаций ускорения самолета, если введено предстартовое целеуказание в виде о том, что необходимо обеспечить самонаведение ракеты на первый тип самолета из состава их разнотипной пары, то осуществляется сравнение модулей разностей дисперсий флюктуаций ускорения в соответствии с выражением

если условие (7) выполняется, то принимается решение о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты с первым типом самолета из состава их разнотипной пары и самонаведение ракеты будет осуществляться в соответствии с вычисленными по формулам (1) и (2) параметрами рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δ_г1 и вертикальной Δ_в1 плоскостях, если условие (7) не выполняется, то принимается решение о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты также с первым типом самолета из состава их разнотипной пары и самонаведение ракеты будет осуществляться в соответствии с вычисленными по формулам (3) и (4) параметрами рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δ_г2 и вертикальной Δ_в2 плоскостях, если введено предстартовое целеуказание в виде о том, что необходимо обеспечить самонаведение ракеты на второй тип самолета из состава их разнотипной пары, то осуществляется сравнение модулей разностей дисперсий флюктуаций ускорения в соответствии с выражением

если условие (8) выполняется, то принимается решение о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты со вторым типом самолета из состава их разнотипной пары и самонаведение ракеты будет осуществляться в соответствии с вычисленными по формулам (3) и (4) параметрами рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δ_г2 и вертикальной Δ_в2 плоскостях, если условие (8) не выполняется, то принимается решение о том, что оценка доплеровской частоты обусловлена скоростью сближения ракеты также со вторым типом самолета из состава их разнотипной пары и самонаведение ракеты будет осуществляться в соответствии с вычисленными по формулам (1) и (2) параметрами рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной A_г1 и вертикальной A_в1 плоскостях.