СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛА УПРАВЛЕНИЯ ИСТРЕБИТЕЛЕМ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ ПРИ ЕГО БЛИЖНЕМ НАВЕДЕНИИ НА ГРУППОВУЮ ВОЗДУШНУЮ ЦЕЛЬ
METHOD OF GENERATING SIGNAL TO CONTROL FIGHTER IN HORIZONTAL PLANE IN ITS SHORT-RANGE GUIDANCE AT CLUSTERED AIR TARGET

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах радиоуправления (РЭУ) при ближнем наведении истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на групповую воздушную цель (ГВЦ) с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в бортовой радиолокационной станции (БРЛС) истребителя за счет эффекта радиолокационного синтезирования апертуры (РСА) антенны.
г
Известен способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на одиночную воздушную цель, в соответствии с которым параметр рассогласования Δχ в горизонтальной плоскости определяется, как
где
г
гт
χ и χ - соответственно фактический и требуемый углы упреждения продольного полета истребителя в горизонтальной плоскости;
и
ит
ψ и ψ - соответственно фактический и требуемый курсы полета истребителя;
г
ε - угол пеленга цели в горизонтальной плоскости [1].
Недостатком данного способа формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи является невозможность обеспечить такое наведение истребителя на групповую воздушную цель, при котором создавались бы дополнительное условие для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС истребителя при его наведении на ГВЦ.
г
Известен способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, заключающийся в формировании сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости Δ с дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, до дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с целью, в соответствии с выражением
где
1
к - коэффициент пропорциональности;
г
φ - текущее значение наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости;
Д - дальность до групповой воздушной цели;
г
ω - угловая скорость вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости;
сбл
V - скорость сближения истребителя с групповой воздушной целью;
p
p
V и t - соответственно скорость и время полета ракеты [2].
Недостатком данного способа формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости является невозможность с его помощью обеспечить такое ближнее наведения истребителя на групповую воздушную цель в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества при полете истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, при котором дополнительно создавалось бы условие и для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС истребителя на основе эффекта PC А антенны.
Цель изобретения - в процессе ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, дополнительно создать условие для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны.
<mrow><msubsup><mi>Δ</mi><mi>Г</mi><mo>*</mo></msubsup></mrow>
Указанная цель достигается тем, что в способе формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель, заключающемся в том, что с дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, до дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с целью, формируется сигнал управления истребителем в соответствии с выражением (4), а с дальности захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск ракеты, сигнал
управления истребителем формируется в соответствии выражением
где
kΔφ - динамический коэффициент усиления;
w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором  скорости полета истребителя;
k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления
тр
φ - требуемый угол отклонения вектора  скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель»;
ΔL - требуемое линейное разрешение целей в группе;
гвц
и
V и V- соответственно продольные составляющие скоростей полета групповой воздушной цели и истребителя;
q - угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором  скорости полета групповой воздушной цели;
λ и Δf - соответственно рабочая длина волны бортовой радиолокационной станции истребителя и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в измерителе скорости бортовой радиолокационной станции.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:
1. Формирование в соответствии с выражениям (6), (7) и (8) сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении с дальности захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества для обеспечения в его БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны.
2. Последовательное использование двух способов формирования сигналов управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества с дополнительным созданием условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе, определяемого выражением (6), и в дальнейшем, при ближнем наведении истребителя также в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, определяемого выражением (4).
Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных способах не обнаружены.
Применение новых признаков позволит сформировать такой сигнал управления истребителем, который, во-первых, в процессе ближнего наведения истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости на ГВЦ в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, дополнительно создаст условие для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны и, во-вторых, обеспечит наведение истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи для успешного пуска ракеты по назначенной для поражения цели из состава их группы.
г
р
На рис. 1 приведена динамическая структурная схема РЭСУ истребителем при его ближнем наведении в горизонтальной плоскости, поясняющая предлагаемый способ формирования сигнала управления истребителем во взаимодействии с известным [2] (страница 343, рисунок 15.5 - элементы РЭСУ: кинематическое звено, формула (15.27) на странице 341; угломер; формирователь сигнала управления истребителем Δ, формула (4) описания изобретения); формирователь сигнала Δ траекторного управления по крену, формула (15.30) на странице 342); система автоматического управления (САУ); объект управления (истребитель) с их связями), куда дополнительно введены вычислитель требуемого угла отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» (формула (8) описания изобретения), коммутатор, формирователь сигнала управления истребителем  (формула (6) описания изобретения) с их связями.
На рисунке 2 представлена геометрия взаимного перемещения истребителя и групповой воздушной цели, состоящей из двух целей Ц1 и Ц2.
На рисунках 3 и 4 представлены результаты моделирования РЭСУ истребителем с предлагаемым способом формирования сигнала управления.
Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в составе контура РЭСУ реализуется следующим образом (рисунок 1).
г
гвц
г
г
з
cбл
и
тр
тр
тр
г
cбл
пр
з
он
г
г
г
пр
cбл
з
пр
р
р
э
г
х
С помощью кинематического звена 1 (рисунок 1) осуществляется связь фазовых координат собственного полета истребителя (поперечного ускорения J и курса Ψ истребителя) и ГВЦ (поперечного ускорения J) в горизонтальной плоскости. В результате на входы угломера 2 поступают значения угла ε пеленга ГВЦ и текущего значения наивыгоднейшего угла φ упреждения в горизонтальной плоскости (рисунок 2). В вычислителе 3 (рисунок 1) на основе поступающих на его входы значений дальности Д захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, скорости сближения V истребителя с ГВЦ, радиальной составляющей скорости V полета истребителя, (рисунок 2) значения требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе и угла q между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором  скорости полета ГВЦ, в соответствии с выражением (8) вычисляется требуемый угол φ между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором  скорости полета истребителя, который (угол φ) необходимо постоянно поддерживать в процессе его ближнего наведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на ГВЦ по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при его полете для дополнительного создания условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. Значение этого угла φ поступает (рисунок 1) на вход формирователя 4 сигнала управления истребителем, куда также поступают значения угла φ, скорости сближения V истребителя с ГВЦ и отношение весовых коэффициентов w/k. В результате на выходе формирователя 4 в соответствии с выражением (6) формируется сигнал управления  истребителем в горизонтальной плоскости, который поступает на вход коммутатора 5, куда дополнительно поступают значения (рисунок 2) дальности Д, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты по назначенной для атаки цели из состава группы, дальности Д, дальности окончания ближнего наведения Д (дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с назначенной для атаки целью из состава группы), (рисунок 1) сигнал управления Δ истребителем в горизонтальной плоскости, формируемый на выходе формирователя 6 сигнала управления истребителем в соответствии с выражением (4) на основе поступающих на его входы сигналов φ, угловой скорости ω вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости, дальности Д и скорости сближения V. На выходе коммутатора 5 первоначально, при выполнении условия Д>Д, формируется сигнал управления  истребителем в горизонтальной плоскости, который поступает на вход формирователя 7 сигнала траекторного управления истребителем по крену, куда также поступает текущее значение крена истребителя с выхода динамического звена 8, описывающего объект управления (истребитель). В результате на выходе формирователя 7 формируется сигнал Δ траекторного управления истребителем в горизонтальной плоскости ([2], страница 342, формула (15.30) для обеспечения его ближнего наведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на ГВЦ по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества с дополнительным созданием условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. На основе сигнала Δ в САУ 9 вырабатывается сигнал δ управления элеронами истребителя 8 для его управления в горизонтальной плоскости. Собственное поперечное ускорение J и курс Ψ истребителя с выхода динамического звена, описывающего истребитель 8, поступают на входы кинематического звена 1, замыкая тем самым контур ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи с дополнительным созданием условия для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. Для обеспечения устойчивости и управляемости работы РЭСУ истребителем в САУ 9 вводится корректирующий сигнал ω.
з
пр
г
При достижении истребителем (рисунок 2) дальности пуска ракеты (Д=Д) на выходе коммутатора 5 (рисунок 1) будет сформирован сигнал управления истребителем Δ (выражение (4), в результате чего на выходе формирователя 7 будет сформирован сигнал траекторного управления истребителем по крену в горизонтальной плоскости, переводящий его в режим ближнего наведения только в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи.
з
он
г
При достижении истребителем дальности (рисунок 2), при достижении которой произойдет встреча пущенной с его борта ракеты с назначенной для атаки целью из состав группы (выполнении условия Д=Д), на выходе коммутатора 5 (рисунок 2) не будет формироваться ни один из двух сигналов управления Δ или  что приведет к размыканию контура ближнего наведения истребителя и выходу его из процесса ближнего наведения (выходу из атаки).
С целью оценки работоспособности предлагаемого способа формирования сигнала управления истребителем было проведено его моделирование в составе динамической структурной схемы РЭСУ истребителем в горизонтальной плоскости. При моделировании были приняты следующие исходные данные (рисунок 2):
количество целей в группе - 2;
требуемое линейное разрешение целей в группе ΔL=150 м;
начальная дальность до ГВЦ Д(0)=250 км;
гвц
радиальная составляющая скорости полета ГВЦ V=300 м/с;
и
радиальная составляющая скорости полета истребителя V=300 м/с;
начальный угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором  скорости полета ГВЦ q (0)=0 град.; рабочая длина волны БРЛС истребителя λ=3 см;
ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения истребителя с ГВЦ Δf=10 Гц;
отношение коэффициентов штрафа -
тр
В результате моделирования установлено, что к 15-й секунде ближнего наведения истребителя (рисунок 3) с помощью РЭСУ с введенным в нее способом формирования сигнала управления истребителем полностью отрабатывается требуемый угол φ отклонения вектора  скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель», при этом обеспечивается (рисунок 4) требуемое линейное разрешение целей в группе ΔL=150 м.
Таким образом, предлагаемый способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, позволит дополнительно создать условие для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны.
Источники информации
1. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Т. 2. Применение авиационных радиоэлектронных комплексов при решении боевых и навигационных задач / Под ред. М.С. Ярлыкова. - М.: Радиотехника, 2012 (страница 104, формула (2.44), (аналог).
2. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: «Радиотехника», 2003 (страница 18, формула (7.6); страница 20, формула (7.16), (прототип).