Способ самонаведения ракеты "воздух-воздух" с активной радиолокационной головкой самонаведения в вертикальной плоскости на вертолет с бортовым комплексом обороны Российский патент 2024 года по МПК G01S13/52 

Изобретение относится к области радиоэлектронных систем управления (РЭСУ) ракетой и может быть использовано для обеспечения самонаведения ракеты «воздух-воздух» с активной радиолокационной головкой самонаведения (АРГС) в вертикальной плоскости на вертолет с бортовым комплексом обороны (БКО).

Известен способ самонаведения ракеты «воздух-воздух», заключающийся в том, что полет ракеты осуществляется в соответствии с сигналом управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, формируемым в соответствии с выражением

где Кϕ, Кω - постоянные коэффициенты, значения которых выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты на вертолет в вертикальной плоскости была бы близка к прямолинейной;

ϕ - пеленг вертолета в угломере АРГС в вертикальной плоскости;

ω - угловая скорость вращения линии визирования «ракета-вертолет» в угломере АРГС в вертикальной плоскости [1].

Недостатком данного способа является практически прямолинейная траектория полета ракеты в вертикальной плоскости, что не позволяет осуществить ее самонаведение на вертолет с БКО, способным обнаружить и поразить наводящуюся на его ракету в вертикальной плоскости.

Известен способ самонаведения ракеты «воздух-воздух», заключающийся в том, что полет ракеты осуществляется в соответствии с сигналом управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, формируемым в соответствии с выражением

где N - навигационный параметр;

V_сб - скорость сближения управляемой ракеты с вертолетом;

j - поперечное ускорение управляемой ракеты в вертикальной плоскости, который подается на привод рулей ракеты [2].

Недостатком данного способа самонаведения ракеты является невозможность с его помощью обеспечить самонаведение ракеты на вертолет с БКО. Это обусловлено тем, что в данном случае, самонаведение ракеты в вертикальной плоскости осуществляется практически по прямолинейной траектории, что делает возможным ее обнаружение и поражение бортовым комплексом обороны.

Цель изобретения - обеспечить самонаведение ракеты «воздух-воздух» с АРГС в вертикальной плоскости на вертолет с БКО, способным обнаружить и поразить наводящуюся на него ракету.

Для достижения цели в способе самонаведения ракеты «воздух-воздух» с АРГС в вертикальной плоскости на вертолет с БКО, заключающемся в том, что полет ракеты осуществляется в соответствии с сигналом Δ_р управления ракетой в вертикальной плоскости, формируемым в соответствии с выражением (2), который подается на привод рулей ракеты, дополнительно одновременно с сигналом Δ_р управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости формируется сигнал Δ_α отклонения строительной оси антенны АРГС с учетом статической пеленгационной характеристики Δϕ_об обтекателя ракеты, определяемой согласно выражения

где k_об - величина крутизны пеленгационной характеристики обтекателя ракеты,

поступающий на привод антенны при отсутствующем сигнале Δ_p управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, обеспечивая прямолинейную траекторию полета ракеты, при достижении угла отклонения строительной оси антенны, близкого к максимальному значению, или достижении поперечного ускорения j ракеты в вертикальной плоскости максимально допустимого значения формируется сигнал Δ_р управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, поступающий на привод рулей ракеты при отсутствующем сигнале Δ_α управления отклонением строительной оси антенны, обеспечивающий криволинейную траекторию полета ракеты в вертикальной плоскости вне зоны ее обнаружения и поражения бортовым комплексом обороны при постоянном максимальном угле отклонения строительной оси антенны, при достижении угла полета ракеты в вертикальной плоскости относительно вертолета значения 90°-α_{гсн max} (где α_{гсн max} - максимальный угол отклонения строительной оси антенны в вертикальной плоскости) одновременно формируются сигнал Δ_α управления отклонением строительной оси антенны, возвращающий ее в нулевое положение относительно строительной оси ракеты, а также сигнал Δ_р управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, поступающий на привод рулей ракеты, обеспечивая прямолинейную траекторию ее полета.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:

1. Логика параллельного формирования сигнала Δ_α управления отклонением строительной оси антенны и сигнала Δ_р управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости при ее самонаведении на вертолет с БКО, способным обнаружить и поразить наводящуюся на вертолет ракету.

2. Формирование сигнала отклонения строительной оси антенны АРГС с учетом статической пеленгационной характеристики Δϕ_об обтекателя ракеты, вычисляемой в соответствии (3).

Применение новых признаков в совокупности с известными позволит обеспечить самонаведение ракеты «воздух-воздух» в вертикальной плоскости по траектории, исключающей ее обнаружение и поражение бортовым комплексом обороны вертолета.

На фиг. 1 приведена блок-схема, поясняющая предлагаемый способ самонаведения ракеты, на фиг. 2 (а, б, в) - этапы, поясняющие процесс самонаведения ракеты.

Способ самонаведения ракеты «воздух-воздух» с АРГС в вертикальной плоскости на вертолет с БКО реализуется следующим образом.

С блока формирования сигнала управления отклонением строительной оси антенны 1 (фиг. 1) на первый вход анализатора 2 поступает сигнал рассогласования Δ_α, определяющий несоответствие требуемого и текущего углов отклонения строительной оси антенны в вертикальной плоскости, формируемый с учетом статической пеленгационной характеристики обтекателя Δϕ_об, рассчитываемой в блоке расчета статической пеленгационной характеристики обтекателя ракеты от угла пеленга 3 в соответствии с (3). Одновременно на второй вход анализатора 2 с выхода блока формирования сигнала управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости 4 поступает сигнал Δ_р управления ракетой в вертикальной плоскости, формируемым в соответствии с (2). На третий вход анализатора 2 с выхода блока расчета поперечного ускорения ракеты в вертикальной плоскости 5 поступает текущее значение поперечного ускорения ракеты в вертикальной плоскости.

На первом выходе анализатора 2 формируется сигнал Δ_α отклонения строительной оси антенны в вертикальной плоскости, поступающий на привод антенны 6, а сигнал Δ_р управления поперечным ускорением ракеты на втором выходе анализатора 2 не формируется, что обеспечивает прямолинейную траекторию полета ракеты (фиг. 2, а).

При достижении угла отклонения строительной оси антенны заданного, близкого к максимальному значению, или рассчитываемое в блоке расчета поперечного ускорения ракеты в вертикальной плоскости 5 (фиг. 1) будет максимально допустимым, на втором выходе анализатора 2 формируется сигнал Δ_р управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, формируемым в соответствии с (2), который подается на привод рулей ракеты 7, а сигнал Δ_α отклонением строительной оси антенны на первом выходе анализатора 2 не формируется, что обеспечивает криволинейную траекторию полета ракеты в вертикальной плоскости вне зоны ее обнаружения и поражения бортовым комплексом обороны (фиг. 2, б).

При достижении угла полета ракеты в вертикальной плоскости относительно вертолета значения ψ_р=90°-α_{гсн max}, на первом и втором выходах анализатора 2 (фиг. 1) одновременно формируются сигнал управления Д_а отклонением строительной оси антенны, поступающий на привод антенны 6, возвращающий антенну в нулевое положение относительно строительной оси ракеты, а также сигнал Δ_р управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, поступающий на привод рулей ракеты 7 (фиг. 2, в), обеспечивая прямолинейную траекторию ее полета.

Таким образом, применение предлагаемого способа позволит обеспечить самонаведение ракеты «воздух-воздух» с АРГС в вертикальной плоскости на вертолет с БКО, способным обнаружить и поразить наводящуюся на него ракету.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Авиационные системы радиоуправления. Ч. 1. Теоретические основы анализа и синтеза авиационных систем радиоуправления. Ч. 2.

Радиоэлектронные системы самонаведения / В.И. Меркулов, В.Н. Лепин. - М.: Радио и связь, 1996, стр. 182, формула (7.51) (аналог).

2. Авиационные системы радиоуправления. Ч. 1. Теоретические основы анализа и синтеза авиационных систем радиоуправления. Ч. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / В.И. Меркулов, В.Н. Лепин. - М.: Радио и связь, 1996, стр. 176, формула (7.32) (прототип).

Использование: изобретение относится к области радиоэлектронных систем управления ракетой и может быть использовано для обеспечения самонаведения ракеты «воздух-воздух» с активной радиолокационной головкой самонаведения в вертикальной плоскости на вертолет с бортовым комплексом обороны. Сущность: способ заключается в формировании на начальном этапе самонаведения ракеты сигнала отклонения строительной оси антенны активной радиолокационной головки самонаведения с учетом статической пеленгационной характеристики обтекателя ракеты, поступающего на привод антенны при отсутствующем сигнале управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, обеспечивая прямолинейную траекторию полета ракеты; формировании на следующем этапе самонаведения ракеты сигнала управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, поступающего на привод рулей ракеты при отсутствующем сигнале управления отклонением строительной оси антенны, обеспечивающего криволинейную траекторию полета ракеты в вертикальной плоскости вне зоны ее обнаружения и поражения бортовым комплексом обороны при постоянном максимальном угле отклонения строительной оси антенны; параллельном формированию на заключительном этапе самонаведения ракеты сигнала управления отклонением строительной оси антенны, возвращающего ее в нулевое положение относительно строительной оси ракеты, и сигнала управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, поступающего на привод рулей ракеты, обеспечивая прямолинейную траекторию ее полета. Технический результат: обеспечение самонаведения ракеты «воздух-воздух» с АРГС в вертикальной плоскости на вертолет с бортовым комплексом обороны, способным обнаружить и поразить наводящуюся на него ракету. 2 ил.

Способ самонаведения ракеты «воздух-воздух» с активной радиолокационной головкой самонаведения в вертикальной плоскости на вертолет с бортовым комплексом обороны, заключающийся в том, что формируется сигнал управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, поступающий на привод рулей ракеты, отличающийся тем, что одновременно с сигналом управления поперечным ускорением ракеты формируется сигнал отклонения строительной оси антенны активной радиолокационной головки самонаведения с учетом статической пеленгационной характеристики обтекателя ракеты, определяемой согласно выражению

где k_об - величина крутизны пеленгационной характеристики обтекателя ракеты,

α - пеленг вертолета в угломере активной радиолокационной головки самонаведения в вертикальной плоскости, поступающий на привод антенны при отсутствующем сигнале управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, обеспечивая прямолинейный полет ракеты, при достижении угла отклонения строительной оси антенны, близкого к максимальному значению, или достижении поперечного ускорения ракеты в вертикальной плоскости максимально допустимого значения формируется сигнал управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, поступающий на привод рулей ракеты при отсутствующем сигнале управления отклонением строительной оси антенны, обеспечивающий криволинейную траекторию полета ракеты в вертикальной плоскости вне зоны ее обнаружения и поражения бортовым комплексом обороны при постоянном максимальном угле отклонения строительной оси антенны, при достижении угла полета ракеты в вертикальной плоскости относительно вертолета значения 90°-α_{гсн max}, где α_{гсн max} - максимальный угол отклонения строительной оси антенны в вертикальной плоскости, одновременно формируется сигнал управления отклонением строительной оси антенны, возвращающий ее в нулевое положение относительно строительной оси ракеты, а также сигнал управления поперечным ускорением ракеты в вертикальной плоскости, поступающий на привод рулей ракеты, обеспечивая прямолинейную траекторию ее полета.