СИСТЕМА САМОНАВЕДЕНИЯ НА ЦЕЛЬ МАЛОРАЗМЕРНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
SMALL-SIZE AIRCRAFT TARGET HOMING SYSTEM

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.
0
Начало работы предлагаемого устройства самонаведения (t) 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.
ц
p
ц
p
p
1) Принимается, что в процессе самонаведения ракеты методом ″погони″ в результате его кратковременности скорость цели V и ракеты V будут постоянными величинами (V=const, V=const) и при этом вектор скорости ракеты V направлен вдоль ее строительной оси.
p
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 постоянно направлен на цель по линии вектора  направления ″ракета-цель″.
p
При таком самонаведении угол β (фиг.2), образованный направлением вектора скорости ракеты V 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).
p
ц
сбл
3) При движении ракеты со скоростью V и движении цели со скоростью V вектор их суммарной скорости может быть разложен на две составляющие: радиальную и тангенциальную (фиг.2). Радиальная составляющая скорости V может быть определена традиционным радиолокационным способом [8].
сбл
рц
τ
Одновременная оценка радиальной V и тангенциальной V составляющей суммарной скорости ″ракета-цель″ V (фиг.2) может производиться по частоте Доплера устройством, описанным, например, в [9].
сбл
д.сбл
Известно (см., например, [8]), что вектор радиальной составляющей суммарной скорости сближения объектов V всегда направлен в сторону цели (фиг.2, а), а частота Доплера F определяется этой скоростью по формуле
где λ - длина волны радиолокационного сигнала радиолокатора.
д
τ
τ
Частота Доплера F , образованная тангенциальной составляющей суммарной скорости сближения объектов V (фиг.2, а), определяется по формуле
сбл
0
0
рц
сбл
p
τ
Из (1) следует, что радиальная составляющая суммарной скорости ракеты и цели V будет всегда максимальной при условии α равной нулю. Но при этом из (2) следует, что при условии α равной нулю, т.е. при совмещении векторов суммарной скорости V с вектором ее радиальной составляющей V, тангенциальная составляющая вектора скорости V будет равна нулю (фиг.2). Такое угловое положение векторов скоростей в пространстве меридиональной плоскости может достигаться изменением направления вектора скорости полета ракеты V поворотом положения ее строительной оси, например, аэродинамическим или реактивным способом.
Fд.
Fд.
τ
τ
Таким образом, параметром рассогласования при управлении ракеты методом ″погони″ становится напряжение сигнала, образованное тангенциальной составляющей суммарной скорости движения ракеты и цели (U ). Изменением положения продольной оси ракеты в меридиональной плоскости таким образом, чтобы на втором выходе радиолокатора этот сигнал будет отсутствовать (U  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.
сбл
рц
сбл
Fд.сбл
Fд.
д.сбл
д.
Fд.сбл
Fд.
Fд.сбл
τ
τ
τ
τ
τ
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, а на втором выходе - сигнал, образованный тангенциальной составляющей V суммарной скорости ″ракета-цель″ V. На этих выходах будут соответствующие уровни сигналов: для скорости V напряжение будет U, а для скорости V напряжение будет U , т.е. величина сигнала доплеровской частоты на первом выходе автодинного радиолокатора 2 пропорциональна величине частоты радиальной составляющей вектора суммарной скорости ″ракета-цель″ F, а на его втором выходе сигнал доплеровской частоты пропорционален величине частоты тангенциальной составляющей вектора суммарной скорости ″ракета-цель″ F . С первого выхода автодинного радиолокатора 2 сигнал доплеровской частоты U 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 ). Затем электронный ключ 3 самоблокируется (выключается) сигналом U, 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
до.сбл
Fдо.сбл
поступающий затем на первый вход второго блока вычислений 6. На второй вход блока вычислителей 6 поступает сигнал первичного измерения доплеровской частоты F с выхода блока памяти 4 в виде напряжения U.
Fдо.сбл
i
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, при этом на выходе блока вычислений 6 будет сигнал Z, являющийся величиной как частное от деления этих входных величин
рц
p
сбл
τ
В зависимости от направления вектора скорости ″ракета-цель″ V (характеризуемое величиной угла α, см. фиг.3), определяемое, например, направлением скорости движения ракеты V, относительные величины значений доплеровских частот V и V могут быть между собой либо равными, либо относительно большими, либо относительно меньшими, т.е.
или
i
Fдо.сбл
Соответственно этому будут изменяться отношения напряжений Z, образованные этими скоростями через доплеровские частоты U и
и
i
Сигнал Z 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
i
i
i
Значения величин сигнала Z являются управляющими. Так, например, условие Z больше 1, означает, что необходимо производить поворот строительной оси ракеты в одну сторону, а условие Z 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.