СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ИНФОРМАЦИОННО-ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ РАКЕТЫ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD FOR FUNCTIONING OF INFORMATION-COMPUTING SYSTEM OF ROCKET AND DEVICE FOR ITS REALISATION

Изобретение относится к авиационным управляемым ракетам и может использоваться для перенацеливания ракеты на силовую установку цели на ближнем участке траектории сближения ракеты с протяженной целью и для информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения авиационной управляемой ракеты.
Известен способ функционирования информационно-вычислительной системы (ИВС) ракеты, включающий подготовку ракеты на борту самолета-носителя к работе, измерение параметров движения цели и собственного движения ракеты, формирование оценки необходимых параметров относительного движения цели и абсолютного движения ракеты, выбор метода наведения ракеты на цель, наилучшего по какому-либо критерию для данных условий применения, вычисление для выбранного метода параметров рассогласования, характеризующих степень несоответствия действительных параметров движения ракеты их требуемым значениям, формирование сигнала подготовки и управления для радиовзрывателя, осуществление излучения и приема электромагнитных колебаний путем сканирования узким лучом в заданном секторе относительно оси ракеты при подлете ракеты к цели на расстояние, когда она становится протяженной, выделение из спектра отраженного от цели сигнала полосы частот, соответствующих частотам колебаний элементов конструкции цели, определение в этой полосе частот величины максимальной амплитуды отраженного сигнала, фиксации излучения и приема электромагнитных колебаний в заданном относительно оси ракеты направлении, распознавание элемента конструкции цели, имеющей максимальную амплитуду вибрации, формирование сигнала на подрыв боевой части ракеты при совмещении фиксированного луча электромагнитных колебаний с данным элементом конструкции; подготовку ракеты к работе на борту самолета-носителя осуществляют путем подачи питающих напряжений из аппаратуры истребителя, настройкой приемников синхронизации и отраженного сигнала на частоту подсвета цели, тестированием работоспособности всей аппаратуры ракеты, определением готовности информационно-вычислительной системы ракеты к работе по сигналам контроля, поступающим в аппаратуру истребителя по цепям обратной связи, подготовкой измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний; подготовку измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний, осуществляют путем поворота антенны головки самонаведения в направлении на цель, либо в упрежденную точку, в которой будет находиться цель в момент взятия ее на автосопровождение, выполнения команд целеуказания по дальности и скорости сближения; команды целеуказаний по дальности формируют в зависимости от используемого метода наведения и сигнала подсвета цели, при этом, если в радиолокационной головке самонаведения используют непрерывный сигнал подсвета цели, то формируют команду целеуказания по скорости сближения, в соответствии с которой селектируют радиосигналы только той цели, скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания, если в радиолокационной головке самонаведения используют импульсный сигнал подсвета цели, то в модуль обработки подают команду целеуказания по дальности, в соответствии с которой приемник отраженного сигнала будет отпираться только на время прихода сигналов, отраженных от цели, отстоящей от самолета-носителя на дальность целеуказания, при квазинепрерывном сигнале подсвета цели формируют команды целеуказания и по дальности, и по скорости, при этом команды целеуказания по дальности, скорости сближения и угловым скоростям линии визирования подают в качестве начальных условий в вычислители, экстраполирующие параметры относительного движения ракеты и цели в автономном режиме работы информационно-вычислительной системы ракеты, предшествующем захвату цели на траектории, и в случае воздействия на нее радиопомех; при принятии решения о принадлежности отраженного сигнала к перехватываемой цели измерители радиолокационной головки самонаведения переходят к его автоматическому сопровождению по доплеровской частоте, выполняемому автоселектором скорости, и по направлению, осуществляемому угломером, а радиолокационную головку самонаведения переводят в режим самонаведения (Ефанов В.В., Мужичек С.М., патент РФ на изобретение №2325306, кл. B64D 7/00, F41G 3/22, F41G 7/22, F42B 15/01, от 27.05.2008 г.).
Известно устройство для функционирования информационно-вычислительной системы ракеты, содержащее последовательно соединенные первую антенну и приемник сигнала синхронизации, вторую антенну и приемник отраженного сигнала, третью антенну и блок обработки информации, модуль обработки информации, вычислитель параметров рассогласования, систему автономных датчиков, усилитель мощности и привод антенны, причем модуль обработки информации состоит из устройства поиска, обнаружения, селекции и анализа сигналов, канала оценки дальности и скорости сближения, канала управления второй антенной, выход приемника синхронизации соединен со вторым входом приемника отраженного сигнала, выход которого соединен с первым входом модуля обработки информации, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой входы которого соответственно соединены с первым выходом приемника сигналов синхронизации, первым и вторым выходом системы автономных датчиков, с выходом команд подготовки и целеуказания из аппаратуры истребителя, выход которых одновременно соединен с третьим входом вычислителя параметров рассогласования, с выходом вычислителя автономной системы, первым выходом усилителя мощности и привода антенны, второй выход которого механически соединен с антенной отраженного сигнала, первый, второй, третий и четвертый выходы модуля обработки информации соединены соответственно с входом сигналов контроля и обратной связи аппаратуры истребителя, первым и вторым входом вычислителя параметров рассогласования, входом усилителя мощности и привода антенны, второй выход модуля обработки информации, кроме того, соединен с входом блока обработки информации, второй выход которого является выходом команды на подрыв боевой части ракеты, блок обработки информации состоит из приемопередающего блока, сканирующего устройства, цифроаналогового преобразователя, счетчика, генератора импульса, первого и второго элементов И, первого триггера, первого порогового устройства, элемента И-НЕ, первого задатчика сигналов, дифференцирующей цепи, фильтра, вторых пороговых устройств, вторых триггеров, первых ключей, суммирующего устройства, второго ключа, третьего порогового устройства, второго задатчика сигналов, причем второй вход модуля обработки информации соединен с первым входом первого порогового устройства, второй вход которого соединен с первым задатчиком сигналов, а выход первого порогового устройства, через элемент И-НЕ, соединен одновременно с входом дифференцирующей цепи и первым входом первого элемента И, второй вход которого соединен со вторым выходом триггера, а третий вход соединен с выходом генератора импульсов, выход первого элемента И соединен со вторым входом счетчика, первый вход которого соединен с первым выходом триггера, а группа выходов счетчика соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя, выход которого соединен с первым входом сканирующего устройства, второй вход/выход которого соединен с третьей антенной, а третий вход/выход соединен с первым входом/выходом приемопередающего блока, второй выход которого соединен с входом фильтра, выход которого соединен с первыми входами вторых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами вторых триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, выход которой соединен также с третьим входом счетчика и вторым входом первого триггера, выходы вторых триггеров соединены с первыми входами первых ключей, вторые выходы которых соединены со вторыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы первых ключей, через суммирующее устройство, соединены с первым входом второго ключа, второй вход которого соединен с первым выходом триггера, а выход - с первым входом третьего порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом фильтра, последний разряд счетчика соединен с первым входом второго элемента И, первый вход которого соединен с выходом суммирующего устройства, а выход - с первым входом первого триггера, второй вход, выход сканирующего устройства и выход третьего порогового устройства являются соответственно первым входом/выходом и вторым выходом блока обработки информации (Ефанов В.В., Мужичек С.М., патент РФ на изобретение №2325306, кл. B64D 7/00, F41G 3/22, F41G 7/22, F42B 15/01, от 27.05.2008 г.).
Недостатком данных способа и устройства является недостаточная эффективность боевого применения авиационной управляемой ракеты в связи с отсутствием режима перенацеливания ракеты на силовую установку цели на ближнем участке траектории сближения ракеты с целью.
Технической задачей изобретения является повышение эффективности боевого применения ракеты за счет введения режима перенацеливания ракеты на силовую установку воздушной цели на ближнем участке траектории сближения ракеты с целью.
Решение технической задачи достигается тем, что в способе функционирования информационно-вычислительной системы (ИВС), включающем подготовку ракеты на борту самолета-носителя к работе, измерение параметров движения цели и собственного движения ракеты, формирование оценки необходимых параметров относительного движения цели и абсолютного движения ракеты, выбор метода наведения ракеты на цель, наилучшего по какому-либо критерию для данных условий применения, вычисление для выбранного метода параметров рассогласования, характеризующих степень несоответствия действительных параметров движения ракеты их требуемым значениям, формирование сигнала подготовки и управления для радиовзрывателя, осуществление излучения и приема электромагнитных колебаний путем сканирования узким лучом в заданном секторе относительно оси ракеты при подлете ракеты к цели на расстояние, когда она становится протяженной, выделении из спектра отраженного от цели сигнала полосы частот, соответствующих частотам колебаний элементов конструкции протяженной цели, определении в этой полосе частот величины максимальной амплитуды отраженного сигнала, фиксации излучения и приема электромагнитных колебаний в заданном относительно оси ракеты направлении, распознавании элемента конструкции цели, имеющей максимальную амплитуду вибрации, формировании сигнала на подрыв боевой части ракеты при совмещении фиксированного луча электромагнитных колебаний с данным элементом конструкции, дополнительно, осуществляют повторное узконаправленное сканирование лучом электромагнитных колебаний в заданном секторе относительно оси ракеты, выделяют из спектра отраженного от цели сигнала полосу частот, соответствующую частотам колебаний вибрации силовой установки воздушной цели, определяют максимальное значение амплитуды вибрации в заданной полосе частот спектра отраженного сигнала от протяженной цели на основе ее сканирования, сравнивают значения текущей и максимальной амплитуды вибрации в каждом угловом положении антенны при последующем сканировании протяженной воздушной цели, определяют угловое положения силовой установки воздушной цели в момент равенства текущего и максимального значения амплитуды вибрации отраженного сигнала, осуществляют перенацеливание ракеты на силовую установку воздушной протяженной цели.
Кроме того, подготовку ракеты к работе на борту самолета-носителя осуществляют путем подачи питающих напряжений из аппаратуры истребителя, настройкой приемников синхронизации и отраженного сигнала на частоту подсвета цели, тестированием работоспособности всей аппаратуры ракеты, определением готовности информационно-вычислительной системы ракеты к работе по сигналам контроля, поступающим в аппаратуру истребителя по цепям обратной связи, подготовкой измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний.
Кроме того, подготовку измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний, осуществляют путем поворота антенны головки самонаведения в направлении на цель, либо в упрежденную точку, в которой будет находиться цель в момент взятия ее на автосопровождение, выполнения команд целеуказания по дальности и скорости сближения.
Кроме того, команды целеуказаний по дальности формируют в зависимости от используемого метода наведения и сигнала подсвета цели, при этом, если в радиолокационной головке самонаведения используют непрерывный сигнал подсвета цели, то формируют команду целеуказания по скорости сближения, в соответствии с которой селектируют радиосигналы только той цели, скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания; если в радиолокационной головке самонаведения используют импульсный сигнал подсвета цели, то в модуль обработки подают команду целеуказания по дальности, в соответствии с которой приемник отраженного сигнала будет отпираться только на время прихода сигналов, отраженных от цели, отстоящей от самолета-носителя на дальность целеуказания; при квазинепрерывном сигнале подсвета цели формируют команды целеуказания и по дальности, и по скорости, при этом команды целеуказания по дальности, скорости сближения и угловым скоростям линии визирования подают в качестве начальных условий в вычислители, экстраполирующие параметры относительного движения ракеты и цели в автономном режиме работы информационно-вычислительной системы ракеты, предшествующем захвату цели на траектории, и в случае воздействия на нее радиопомех.
Кроме того, при принятии решения о принадлежности отраженного сигнала к перехватываемой цели измерители радиолокационной головки самонаведения переходят к его автоматическому сопровождению по доплеровской частоте, выполняемому автоселектором скорости, и по направлению, осуществляемому угломером, а радиолокационную головку самонаведения переводят в режим самонаведения.
Предлагаемый способ реализуется в устройстве для функционирования информационно - вычислительной системы ракеты, содержащим последовательно соединенные первую антенну и приемник сигнала синхронизации, вторую антенну и приемник отраженного сигнала, третью антенну и блок обработки информации, модуль обработки информации, вычислитель параметров рассогласования, систему автономных датчиков, усилитель мощности и привод антенны, причем модуль обработки информации состоит из устройства поиска, обнаружения, селекции и анализа сигналов, канала оценки дальности и скорости сближения, канала управления второй антенной, второй выход приемника синхронизации соединен со вторым входом приемника отраженного сигнала, выход которого соединен с первым входом модуля обработки информации, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой входы которого соответственно соединены с первым выходом приемника сигналов синхронизации, первым и вторым выходом системы автономных датчиков, с выходом команд подготовки и целеуказания из аппаратуры истребителя, выход которых одновременно соединен с третьим входом вычислителя параметров рассогласования, с выходом вычислителя автономной системы, первым выходом усилителя мощности и привода антенны, второй выход которого механически соединен с антенной отраженного сигнала, первый, второй, третий и четвертый выходы модуля обработки информации соединены соответственно с входом сигналов контроля и обратной связи аппаратуры истребителя, первым и вторым входом вычислителя параметров рассогласования, входом усилителя мощности и привода антенны, второй выход модуля обработки информации, кроме того, соединен с входом блока обработки информации, второй выход которого является выходом команды на подрыв боевой части ракеты, дополнительно введены последовательно соединенные четвертая антенна и блок определения угловых координат силовой установки воздушной цели, ключ, элемент И-НЕ, элемент ИЛИ, при этом второй выход модуля обработки информации соединен с входом блока определения угловых координат силовой установки воздушной цели, второй выход которого соединен одновременно с входом элемента И-НЕ и со вторым входом элемента ИЛИ, первый вход которого соединен с выходом ключа, первый и второй входы которого соединены соответственно с четвертым выходом модуля обработки информации и выходом элемента И-НЕ.
Кроме того, блок обработки информации состоит из приемопередающего блока, сканирующего устройства, цифроаналогового преобразователя, счетчика, генератора импульса, первого и второго элементов И, первого триггера, первого порогового устройства, элемента И-НЕ, первого задатчика сигналов, дифференцирующей цепи, фильтра, вторых пороговых устройств, вторых триггеров, первых ключей, суммирующего устройства, второго ключа, третьего порогового устройства, второго задатчика сигналов, причем второй вход модуля обработки информации соединен с первым входом первого порогового устройства, второй вход которого соединен с первым задатчиком сигналов, а выход первого порогового устройства, через элемент И-НЕ, соединен одновременно с входом дифференцирующей цепи и первым входом первого элемента И, второй вход которого соединен со вторым выходом триггера, а третий вход соединен с выходом генератора импульсов, выход первого элемента И соединен со вторым входом счетчика, первый вход которого соединен с первым выходом триггера, а группа выходов счетчика соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя, выход которого соединен с первым входом сканирующего устройства, второй вход/выход которого соединен с третьей антенной, а третий вход/выход соединен с первым входом/выходом приемопередающего блока, второй выход которого соединен с входом фильтра, выход которого соединен с первыми входами вторых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами вторых триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, выход которой соединен также с третьим входом счетчика и вторым входом первого триггера, выходы вторых триггеров соединены с первыми входами первых ключей, вторые выходы которых соединены со вторыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы первых ключей через суммирующее устройство соединены с первым входом второго ключа, второй вход которого соединен с первым выходом триггера, а выход - с первым входом третьего порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом фильтра, последний разряд счетчика соединен с первым входом второго элемента И, первый вход которого соединен с выходом суммирующего устройства, а выход - с первым входом первого триггера, второй вход, выход сканирующего устройства и выход третьего порогового устройства являются соответственно первым входом/выходом и вторым выходом блока обработки информации.
Кроме того, блок определения угловых координат силовой установки воздушной цели состоит из приемо-передающего блока, сканирующего устройства, цифроаналогового преобразователя, счетчика, генератора импульса, первого и второго, n третьих элементов И, первого и n вторых триггеров, первого, n вторых, третьего пороговых устройств, элемента И-НЕ, первого и второго задатчика сигналов, дифференцирующей цепи, фильтра, n первых и второго ключей, суммирующего устройства, линии задержки, первого и второго элементов ИЛИ, при этом входом блока определения угловых координат элемента конструкции воздушной цели является первый вход первого порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом первого задатчика сигналов, а выход порогового устройства, через элемент И-НЕ, соединен одновременно со входом дифференцирующей цепи и первым входом первого элемента И, второй вход которого соединен со вторым выходом первого триггера, а третий вход соединен с выходом генератора импульсов, выход первого элемента И соединен с первым входом счетчика, группа выходов которого соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя, выход которого соединен с первым входом сканирующего устройства, второй вход/выход которого соединен с четвертой антенной, а третий вход/выход соединен с первым входом/выходом приемо-передающего блока, второй выход которого соединен со входом фильтра, выход которого соединен с первыми входами n вторых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами n вторых триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, выход которой соединен также со вторым входом счетчика и, через второй вход первого элемента ИЛИ, - со вторым входом первого триггера, выходы n вторых триггеров соединены с первыми входами n первых ключей, вторые входы которых соединены со вторыми выходами второго задатчиков сигналов, а выходы, через суммирующее устройство, соединены с первым входом второго ключа, второй вход которого соединен с первым выходом первого триггера, а выход - со вторым входом третьего порогового устройства, первый вход которого соединен с выходом фильтра, последний разряд выхода счетчика соединен с первым входом второго элемента И, второй вход которого соединен с выходом суммирующего устройства, а выход соединен одновременно с первым входом первого триггера и входом линии задержки, выход которой соединен с первым входом первого элемента ИЛИ, кроме того, группа выходов счетчика соединена с первыми входами n третьих элементов И, вторые входы которых соединены с выходом третьего порогового устройства, а выходы - с входами второго элемента ИЛИ, второй вход/выход сканирующего устройства и выход второго элемента ИЛИ являются соответственно первым входом-выходом и вторым выходом блока определения угловых координат силовой установки воздушной цели.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, является следующая совокупность действий.
1. Осуществляют повторное узконаправленное сканирование лучом электромагнитных колебаний в заданном секторе относительно оси ракеты.
2. Выделяют из спектра отраженного от цели сигнала полосу частот, соответствующую частотам колебаний вибрации силовой установки воздушной цели.
3. Определяют максимальное значение амплитуды вибрации в заданной полосе частот спектра отраженного сигнала от протяженной цели на основе ее сканирования.
4. Сравнивают значения текущей и максимальной амплитуды вибрации в каждом угловом положении антенны при последующем сканировании протяженной воздушной цели.
5. Определяют угловое положение силовой установки воздушной цели в момент равенства текущего и максимального значения амплитуды вибрации отраженного сигнала.
6. Осуществляют перенацеливание ракеты на силовую установку воздушной протяженной цели.
Существенными отличительными элементами по устройству являются последовательно соединенные четвертая антенна и блок определения угловых координат силовой установки воздушной цели, ключ, элемент И-НЕ, элемент ИЛИ и связи между известными и новыми элементами.
На фиг.1 приведена структурная схема информационно-вычислительной системы ракеты, на фиг.2 - то же, блока обработки информации, на фиг.3 - то же, блока определения угловых координат силовой установки воздушной цели.
Устройство для функционирования информационно-вычислительной системы ракеты содержит последовательно соединенные первую 1 антенну и приемник 2 сигнала синхронизации, вторую 3 антенну и приемник 4 отраженного сигнала, третью 5 антенну и блок 6 обработки информации, четвертую 7 антенну и блок 8 определения угловых координат силовой установки воздушной цели, модуль 9 обработки информации и вычислитель 10 параметров рассогласования, а также систему 11 автономных датчиков, усилитель 12 мощности и привод антенны, ключ 13, элемент И-НЕ 14, элемент ИЛИ 15. Модуль 9 обработки информации состоит из устройства 16 поиска, обнаружения, селекции и анализа сигналов, канала 17 оценивания дальности и скорости сближения, канала 18 управления второй антенной. При этом второй выход приемника 3 синхронизации соединен со вторым входом приемника 4 отраженного сигнала, выход приемника 4 отраженного сигнала соединен с первым входом модуля 9 обработки информации, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой входы которого соответственно соединены с первым выходом приемника 2 сигналов синхронизации, первым и вторым выходом системы 11 автономных датчиков, с выходом команд подготовки и целеуказания из аппаратуры истребителя, выход которых одновременно соединены с третьим входом вычислителя 10 параметров рассогласования, с выходом вычислителя автономной системы, первым выходом усилителя 12 мощности и привода антенны, второй выход которого механически соединен со второй антенной 3 отраженного сигнала. Первый, второй, третий и четвертый выходы модуля 9 обработки информации соединены соответственно с входом сигналов контроля и обратной связи аппаратуры истребителя, первым и вторым входом вычислителя 10 параметров рассогласования, с первым входом ключа 13, второй вход которого соединен с выходом элемента И-НЕ 14, вход которого соединен со вторым выходом блока 8 определения угловых координат силовой установки воздушной цели, выход которого также одновременно соединен со вторым входом элемента ИЛИ 15, первый вход которого соединен с выходом ключа 13, выход элемента ИЛИ 15 соединен со входом усилителя 12 мощности и привода антенны.
Блок 6 обработки информации состоит из приемо-передающего блока 19, сканирующего устройства 20, цифроаналогового преобразователя 21, счетчика 22, генератора 23 импульса, первого 24 и второго 25 элементов И, первого 26 и n вторых 27 триггеров, первого 28, n вторых 29, третьего 30 пороговых устройств, элемента И-НЕ 31, первого 32 и второго 33 задатчика сигналов, дифференцирующей цепи 34, фильтра 35, n первых 36 и второго 37 ключей, суммирующего устройства 38. При этом входом блока 6 обработки информации является первый вход первого 28 порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом первого 32 задатчика сигналов, а выход порогового устройства 28, через элемент И-НЕ 31, соединен одновременно со входом дифференцирующей цепи 34 и первым входом первого 24 элемента И, второй вход которого соединен со вторым выходом первого 26 триггера, а третий вход соединен с выходом генератора 23 импульсов, выход первого 20 элемента И соединен со вторым входом счетчика 22, первый вход которого соединен с первым выходом первого 26 триггера, а группа выходов соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя 21, выход которого соединен с первым входом сканирующего устройства 20, второй вход/выход которого соединен с третьей 12 антенной, а третий вход/выход соединен с первым входом/выходом приемо-передающего блока 19, второй выход которого соединен со входом фильтра 35, выход которого соединен с первыми входами n вторых 29 пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго 33 задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами n вторых 27 триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи 34, выход которой соединен также с третьим входом счетчика 22 и вторым входом первого 26 триггера. Выходы n вторых 27 триггеров соединены с первыми входами n первых 36 ключей, вторые входы которых соединены со вторыми выходами второго 33 задатчика сигналов, а выходы, через сумматор 38, соединены с первым входом второго 37 ключа, второй вход которого соединен с первым выходом первого 26 триггера, а выход - с первым входом третьего 30 порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом фильтра 35, выход последнего разряда счетчика 22 соединен с первым входом второго 25 элемента И, второй вход которого соединен с выходом сумматора 38, а выход - с первым входом первого 26 триггера, второй выход-вход сканирующего устройства 20, выход третьего 30 порогового устройства являются соответственно первым входом-выходом и вторым выходом блока 6 обработки информации.
Блок 8 определения угловых координат элемента конструкции воздушной цели состоит из приемо-передающего блока 39, сканирующего устройства 40, цифроаналогового преобразователя 41, счетчика 42, генератора 43 импульса, первого 44 и второго 45, n третьих 46 элементов И, первого 47 и n вторых 48 триггеров, первого 49, n вторых 50, третьего 51 пороговых устройств, элемента И-НЕ 52, первого 53 и второго 54 задатчика сигналов, дифференцирующей цепи 55, фильтра 56, n первых 57 и второго 58 ключей, суммирующего устройства 59, линии 60 задержки, первого 61 и второго 62 элементов ИЛИ. При этом входом блока 8 определения угловых координат силовой установки воздушной цели является первый вход первого 49 порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом первого 53 задатчика сигналов, а выход порогового устройства 28, через элемент И-НЕ 52, соединен одновременно со входом дифференцирующей цепи 55 и первым входом первого 44 элемента И, второй вход которого соединен со вторым выходом первого 47 триггера, а третий вход соединен с выходом генератора 43 импульсов, выход первого 44 элемента И соединен с первым входом счетчика 42, группа выходов которого соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя 41, выход которого соединен с первым входом сканирующего устройства 40, второй вход/выход которого соединен с четвертой 14 антенной, а третий вход/выход соединен первым входом/выходом приемо-передающего блока 39, второй выход которого соединен со входом фильтра 56, выход которого соединен с первыми входами n вторых 50 пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго 54 задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами n вторых 48 триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи 55, выход которой соединен также со вторым входом счетчика 22 и через второй вход первого 61 элемента ИЛИ, со вторым входом первого 47 триггера. Выходы n вторых 47 триггеров соединены с первыми входами n первых 57 ключей, вторые входы которых соединены со вторыми выходами второго 54 задатчиков сигналов, а выходы, через сумматор 59, соединены с первым входом второго 58 ключа, второй вход которого соединен с первым выходом первого 47 триггера, а выход - со вторым входом третьего 30 порогового устройства, первый вход которого соединен с выходом фильтра 56, последний разряд выхода счетчика 42 соединен с первым входом второго 45 элемента И, второй вход которого соединен с выходом сумматора 59, а выход соединен одновременно с первым входом первого 47 триггера и входом линии 60 задержки, выход которой соединен с первым входом первого элемента 61 ИЛИ, кроме того, группа выходов счетчика 42 соединена с первыми входами n третьих 46 элементов И, вторые входы которых соединены с выходом третьего порогового устройства, а выходы - со входами второго элемента ИЛИ 62, второй вход/выход сканирующего устройства 40 и выход второго элемента ИЛИ 62 являются соответственно первым входом-выходом и вторым выходом блока 8 определения угловых координат элемента конструкции воздушной цели.
Устройство работает следующим образом.
Функционирования ИВС ракеты «воздух-воздух» осуществляется в следующих режимах: целеуказание, поиск, обнаружение и захват цели на траектории, формирование параметра рассогласования и формирование команды на подрыв боевой части ракеты.
цу
цу
Первые два режима являются подготовительными, а, собственно, самонаведение и формирование команды на подрыв боевой части ракеты осуществляется в третьем режиме. В режиме целеуказания (ЦУ) из аппаратуры истребителя в модуль 9 обработки информации поступают команды подготовки ракеты к работе и команды ЦУ (фиг.1). По командам подготовки подаются питающие напряжения в ИВС, настраиваются приемники 2, 4 каналов синхронизации и отраженного сигнала на частоту сигнала подсвета цели (СПЦ) и тестируется работоспособность всей аппаратуры ракеты. По командам ЦУ измерители и вычислители подготавливаются к сопровождению цели, выбранной для поражения. В соответствии с этими командами антенна 3 головки самонаведения разворачивается в направлении на цель, либо в упрежденную точку, в которой будет находится цель в момент взятия ее на автосопровождение. Наличие команд целеуказания по дальности Д и скорости сближения V определяется используемым методом наведения и сигналом подсвета цели.
цу
цу
Если в радиолокационной головке самонаведения (РГС) используется непрерывный СПЦ, то подается команда ЦУ по скорости сближения V (доплеровской частоте), в соответствии с которой будут селектироваться радиосигналы только той цели, скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания. Если в РГС используется импульсный СПЦ, то в модуль 9 обработки поступает команда ЦУ по дальности, в соответствии с которой приемник 4 отраженного сигнала будет отпираться только на время прихода сигналов, отраженных от цели, отстоящей от истребителя на нужную дальность Д. При квазинепрерывном СПЦ подаются команды ЦУ и по дальности и по скорости. Кроме того, команды ЦУ по дальности, скорости сближения и угловым скоростям линии визирования поступают в качестве начальных условий в вычислители, экстраполирующие параметры относительного движения ракеты и цели в автономном режиме работы ИВС, предшествующем захвату цели на траектории, и в случае воздействия на нее радиопомех. Готовность ИВС к работе контролируется по специальным сигналом контроля, поступающим в аппаратуру истребителя по цепям обратной связи (фиг.1).
Необходимо отметить, что в зависимости от вида сигнала подсвета цели (СПЦ) поиск и селекция сигнала, отраженного от перехватываемой цели, выполняются по разному.
ц
После совпадения во времени следящих полустробов дальномера и импульса u, отраженного от цели, поиск прекращается, и решается задача обнаружения. В процессе решения этой задачи осуществляется накопление сигналов, имеющее целью повышение вероятности правильного обнаружения. Кроме того, обнаруженный сигнал анализируется на его принадлежность к цели, либо постановщику помех. Анализ выполняется по энергетическому признаку, так как прямой сигнал активной помехи во много раз превышает сигнал, отраженный от цели.
Если принимается решение о принадлежности обнаруженного сигнала перехватываемой цели, то измерители ИВС переходят в режим автоматического сопровождения цели по дальности и направлению, а ИВС переводится в режим формирования параметра рассогласования (самонаведения) и формирования команды на подрыв боевой части ракеты.
В этом режиме в дальномерном канале 17 формируются оценки  и  а в угломерном канале 18 - оценки углов  и приращений угловых скоростей
c1,2
0
сб
1,2
1,2
1,2
12
12
у1,2
ф
1,2
ldon1,2
1,2
доп.1,2
Оценки  и  а также рассчитываемые вычислителем автономной системы (АС) оценки  используются для формирования параметра рассогласования маневрирующей цели Δ=NV(ω+Δω)-j, где ω - угловые скорости линии визирования, рассчитанные при условии, что цель не маневрирует, а Δω - измеряемые комплексным угломером РГС приращения угловой скорости линии визирования, вызванные маневром цели, а оценки  - для вычисления параметров рассогласования Δ=К(φ+φ) при методе наведения с постоянным углом упреждения, где φ - бортовые пеленги цели в плоскостях управления, φ - допустимые углы визирования в этих плоскостях, при которых маневр цели не приводит к срыву ее сопровождения по направлению.
Знание оценки Д позволяет селектировать по дальности импульсы, отраженные от перехватываемой цели, путем отпирания приемника 4 отраженных сигналов только на время их прихода. Эта особенность позволяет повысить помехозащищенность ИВС в целом.
Начало отсчета, для оценивания дальности, задают импульсы СПЦ, поступающие в приемник 2 сигналов синхронизации через антенну 1.
По пространству (направлению) цель селектируется за счет направленных свойств антенны 3 путем ее поворота в направлении, определяемом оценками углов
рц
рц
ос
c
п
з
цу
цу
цу
п
з
При непрерывном СПЦ для селекции сигналов, отраженных от цели, используется доплеровская частота F, пропорциональная скорости сближения ракеты с целью. В полуактивной РГС частота F выделяется как разность частот двух сигналов. Один из них, отраженный от цели, принятый антенной 3 А и усиленный в приемнике 4 отраженных сигналов, содержит доплеровское смещение частоты, обусловленное скоростью сближения истребителя с целью и цели с ракетой. Второй сигнал u, принятый антенной 1 и усиленный приемником 2, содержит доплеровское смещение частоты, вызываемое скоростью удаления ракеты от истребителя. После вычитания частот сигналов, поступающих в приемники 4, 2, отраженных и синхронизирующих сигналов, формируется сигнал, поиск и селекция которого выполняется в модуле 9 обработки. При дальности Д≤Д поиск этого сигнала осуществляется относительно частоты F=2V/л, которая устанавливается командой целеуказания V по скорости, измеренной в БРЛС истребителя. Если Д>Д поиск производится относительно частоты  где  - оценка скорости, экстраполированной в автономной системе наведения ракеты. Поиск осуществляется путем изменения по линейному закону частоты специального гетеродина. При некотором значении этой частоты сигнал промежуточной частоты приемника отраженных сигналов (ПРМОС) попадает в узкополосный фильтр, после чего поиск прекращается и начинается этап обнаружения и анализа.
Селектируемый сигнал анализируется на его принадлежность не только цели, или постановщику помех, но и земле. Этим самым исключается захват и сопровождение сигнала, отраженного от земли, вместо сигнала, отраженного от низколетящей цели. Анализ проводится по энергетическим и частотным различиям сигналов, излучаемых постановщиком помех и отраженных от земли, либо от цели.
сб
Принятие решения о принадлежности обнаруженного сигнала к постановщику помех приводит к тому же, что и при использовании импульсных сигналов, а именно если принимается решение, что обнаруженный сигнал принадлежит земле, то выдается команда на возобновление поиска сигнала цели по частоте. При принятии решения о принадлежности анализируемого сигнала к перехватываемой цели измерители РГС переходят к его автоматическому сопровождению по доплеровской частоте, выполняемому автоселектором скорости (каналом 17 оценивания V), и по направлению, осуществляемому угломером, а РГС переводится в режим самонаведения.
рц
Оценка, формируемая автоселектором скорости на основе измерения доплеровской частоты F, поступает в вычислитель 10 параметров рассогласования для реализации методов наведения. Угломерный канал 18, при непрерывном СПЦ, функционирует так же, как и при импульсном сигнале с НЧП.
сб
рц
При использовании квазинепрерывного сигнала поиск и селекция цели производится как по дальности, так и по доплеровской частоте. В процессе обнаружения цели имеет место такой же анализ сигнала на его принадлежность к постановщику помех, земле, либо цели, что и при использовании непрерывного СПЦ. После перехода к автоматическому сопровождению цели по дальности, скорости и направлению устройства оценивания Д и V формируют оценки дальности  и скорости  При этом Д оценивается по времени запаздывания отраженного сигнала, а скорость - по частоте F. Наличие информации о дальности позволяет повысить помехозащищенность РЭСУ за счет отпирания приемника только на время прихода сигналов, отраженных от цели.
При квазинепрерывном СПЦ необходимо устранять неоднозначность отсчета дальности, поскольку время запаздывания отраженного сигнала может превышать период повторения импульсов СПЦ. Если невозможно обеспечить однозначность отсчета, дальность не оценивается, и слежение по ней не реализуется. В такой ситуации отраженный сигнал селектируется не по дальности, а по периоду повторения, что позволяет также обеспечить стробирование приемника на время прихода отраженных импульсов. Целесообразность такого приема обусловлена тем, что при вычислении параметров рассогласования не требуется знания текущей дальности. Принцип работы угломерного канала 18 остается тем же, что и при использовании СПЦ других типов.
x
1,2
x
1,2
Входящие в систему 11 автономных датчиков измерители параметров собственного движения (фиг.1), к которым относятся, прежде всего, акселерометры и гироскопы, выдают информацию о продольных j, поперечных ускорениях j, углах тангажа ϑ и рысканья Ψ. На основе измерения j и j в вычислителе автономной системы формируются оценки  и  используемые при вычислении параметров рассогласования. Гироскопические датчики позволяют развязать антенну 3 РГС от угловых колебаний ракеты, что повышает точность и устойчивость сопровождения целей по направлению.
При сближении ракеты с целью на определенное расстояние цель становится протяженной /Островитянов Р.В., Басалов Ф.А. Статистическая теория радиолокации протяженных целей. М.: Радио и связь, 1982, с.4/. При этом появляется возможность перенацеливания ракеты на силовую установку воздушной цели.
Информационными признаками, позволяющими определить местонахождения двигателя, является частота и амплитуда вибрации протяженной воздушной цели. Известно, что силовая установка летательного аппарата создает вибрацию поверхности объекта и характеризуется локальным повышением уровня амплитуды колебаний поверхности объекта / В.П.Карасев, Максимов и др. Вибрационная диагностика газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1978 г./.
Вибрация двигателей происходит за счет вращающегося ротора турбокомпрессора, окружной неравномерности потока газа (воздуха), протекающего через подвижные и неподвижные решетки лопаточных аппаратов, акустического шума, не только генерируемого компрессором и турбиной, но и возникающего при работе входного устройства, реактивного сопла и камеры сгорания, зубчатых передач и т.д.
Спектр вибрации двигателя имеет, как правило, комбинированную структуру и представляет собой сумму широкополосного вибрационного шума (фона) и линейчатого спектра, состоящего из ряда дискретных гармонических составляющих.
Наибольший вклад в образование фона вносят возмущающие нагрузки, имеющие аэродинамическую природу; дискретные же составляющие обусловлены силами как механического, так и газодинамического происхождения.
Основной источник вибрации ГТД - вращающий ротор турбокомпрессора. Статическая и динамическая неуравновешенность ротора приводят к возникновению сил и моментов, вызывающих вибрацию как самого ротора, так и всей турбомашины в целом.
Несбалансированность является следствием неточности изготовления деталей и узлов ротора и статора ГТД, неоднородности материалов, упругих остаточных деформаций, возникающих при сборке и процессе работы двигателя, несовершенстве технологии балансировки и т.д. /Дорошко С.М. Контроль и диагностирование технологического состояния газотурбинных двигателей по вибрационным параметрам. М.: Транспорт, 1989 г./.
Диапазон частот вибрации, генерируемой ротором турбокомпрессора, от режима работы двигателя изменяется незначительно, и его можно выделить относительно просто из общей вибрации корпуса объекта узкополосным фильтром, подавляющим другие компоненты спектра.
Определение угловых координат силовой установки воздушной цели осуществляется следующим образом.
Со второго выхода модуля 9 обработки информации сигнал поступает на вход блока 8 определения угловых координат силовой установки воздушной цели, и соответственно на первый вход первого 49 порогового устройства, на второй вход которого поступает сигнал с выхода первого 53 задатчика сигналов (фиг.3).
При подходе ракеты к цели на расстояние, когда цель становиться протяженной, пороговое устройство 49 прекращает выдачу сигнала, при этом обеспечивается поступление сигнала с выхода элемента И-НЕ 52 одновременно на вход дифференцирующей цепи 55 и первый вход первого 44 элемента И.
Сигнал с выхода дифференцирующей цепи 55 обеспечивает «обнуление», через вторые входы второго 48 триггера, счетчика 42 и через первый 61 элемент ИЛИ первого 47 триггера, подготавливая их к работе. При этом сигнал со второго выхода первого 47 триггера поступает на второй вход первого 44 элемента И, обеспечивая, через его третий вход, поступление импульсов с генератора импульсов 43 через первый вход счетчика 42, цифроаналоговый преобразователь 41, - на первый вход сканирующего устройства 40. Сигналы с первого входа/выхода приемо-передающего блока 39, через сканирующее устройство 40, поступают на вход четвертой 7 антенны, обеспечивая тем самым излучение электромагнитных колебаний в заданном секторе относительно ракеты.
Отраженные от цели сигналы с выхода четвертой 7 антенны через сканирующее устройство 40, приемо-передающий блок 39, фильтр 56, поступают на первые входы n вторых 50 пороговых устройств, на вторые входы которых поступают сигналы с первых выходов второго 54 задатчика сигналов.
В зависимости от интенсивности вибрации конструкций протяженной цели происходит срабатывание в определенной последовательности n вторых 50 пороговых устройств, n вторых 48 триггеров, n первых 57 ключей, обеспечивая тем самым прохождение сигналов со вторых выходов второго 54 задатчика, через n первые 57 ключи, суммирующее устройство 59, одновременно на второй вход второго элемента И и первый вход второго 58 ключа.
На выходе второго элемента 45 сигнал появится после окончания просмотра сканирующим лучом заданной зоны за счет поступления на второй вход второго элемента И 45 сигнала с выхода максимального разряда счетчика 42. Сигнал с выхода элемента И 45 поступает на первый вход триггера 47, с первого (прямого) выхода которого поступает на второй вход ключа 58, обеспечивая тем самым прохождение сигнала на второй вход второго 51 порогового устройства, в то же время сигнал со второго выхода триггера 47 снимается, тем самым прекращая подачу импульса, через второй вход первого 44 элемента, с генератора 43 импульсов.
Таким образом, на втором входе второго 51 порогового устройства формируется сигнал, соответствующий максимальной амплитуде вибрации после осуществления цикла сканирования.
Определение углового положения силовой установки осуществляется на основе последующего сканирования заданного сектора пространства.
Определения углового положения силовой установки осуществляется следующим образом. С выхода второго 45 элемента И сигнал поступает, через линию 60 задержки, первый вход первого 61 элемента ИЛИ на второй вход первого 47 триггера, обнуляя его. При этом сигнал со второго выхода первого 47 триггера поступает на второй вход первого 44 элемента И, обеспечивая прохождение сигналов с генератора импульсов, через третий вход элемента И, на первый вход счетчика 42. Сигналы, с группы выходов счетчика 42, поступают одновременно на первые входы n третьих 46 элементов И и, через цифроаналоговый преобразователь 41, - на сканирующее устройство 40.
Сигналы с первого входа/выхода приемо-передающего блока 39, через сканирующее устройства 40, поступают на вход четвертой 7 антенны, обеспечивая тем самым излучение электромагнитных колебаний в заданном секторе относительно ракеты.
Отраженные от цели сигналы с выхода четвертой 7 антенны, через сканирующее устройство 40, приемо-передающий блок 39, фильтр 56 поступают на первые входы n вторых 50 пороговых устройств и третьего 51 порогового устройства. В момент равенства текущих и максимальных значений вибрации, на соответствующих угловых положениях антенны, происходит срабатывание третьего 51 порогового устройства, с выходов которого сигнал поступает на вторые входы n третьих 46 элементов И. При этом в зависимости от углового положения цели происходит срабатывание одного из элементов И из n третьих 46 элементов И, с выхода которого, через второй элемент ИЛИ 62, сигнал поступает одновременно на вход элемента И-НЕ 14 (фиг.1) и второй вход элемента ИЛИ 16. При этом снимается сигнал с выхода элемента И-НЕ 14 и соответственно со второго входа ключа 13. При этом сигнал с четвертого выхода модуля 9 обработки информации блокируется, и осуществляется выдача сигнала с выхода блока 8 определения угловых координат силовой установки воздушной цели, через второй вход элемента ИЛИ 16, на вход усилителя 12 мощности и привода антенны, обеспечивая тем самым перенацеливание ракеты на силовую установку воздушной цели.
В дальнейшем, при подходе ракеты к протяженной воздушной цели на более близкое расстояние, осуществляется формирование сигнала на подрыв боевой части относительно силовой установки. Это осуществляется следующим образом.
При подходе ракеты к протяженной цели на второе заданное расстояние сигнал с выхода порогового устройства 28 снимается, и на выходе элемента И-НЕ 31 возникает сигнал, который поступает одновременно на вход дифференцирующей цепи 34 и первый вход первого 24 элемента И (фиг.2).
С выхода дифференцирующей цепи 34 сигнал «обнуления» поступает на третий вход счетчика 22, второй вход первого 26 триггера, вторые входы n вторых 27 триггеров, обеспечивая готовность данных элементов к работе.
На второй и третий вход первого элемента И 24 поступают сигналы соответственно с первого выхода первого 26 триггера и генератора 23 импульсов.
С выхода первого 24 элемента И сигнал поступает на второй вход счетчика 22, на первый вход которого поступает сигнал с первого выхода первого 26 триггера.
С группы выходов счетчика 22, через цифроаналоговый преобразователь 21, первый выход сканирующего устройства 20 сигнал поступает на вход третьей 5 антенны, которая обеспечивает излучение электромагнитных колебаний в заданном секторе пространства через третий вход/выход сканирующего устройства 20 с выхода приемо-передающего блока 19.
Отраженный от протяженной цели сигнал через третью 5 антенну, сканирующее устройство 20, приемо-передающее устройство 19, фильтр 35 поступает на первые входы n вторых 29 пороговых устройств, на вторые входы которых поступает сигнал с первых выходов второго 33 задатчика сигналов.
Фильтр 35 настроен на полосу частот, определяемую статической и динамической неуравновешенностью ротора турбокомпрессора газотурбинного двигателя воздушной цели.
В зависимости от амплитуды вибрации происходит срабатывание n вторых 29 пороговых устройств и соответственно n вторых 27 триггеров, n первых 36 ключей. При этом сигналы со вторых выходов второго 33 задатчика через n первые 36 ключи, суммирующее устройство 38 поступают одновременно на второй вход элемента И 25 и на первый вход второго 37 ключа.
На выходе второго элемента 25 сигнал появится после окончания просмотра сканирующим лучом заданной зоны за счет поступления на второй вход второго элемента И 25 сигнала с выхода максимального разряда счетчика 22.
Сигнал с выхода элемента И 25 поступает на первый вход триггера 26, с первого (прямого) выхода которого поступает на первый (управляющий) вход счетчика 22, который формирует определенный код, задающий фиксированное положение луча электромагнитных колебаний, в то же время сигнал со второго выхода триггера 26 снимается, тем самым прекращая подачу импульса, через второй вход первого 24 элемента, с генератора 23 импульсов.
При этом сигнал с первого выхода триггера 26 поступает на второй вход ключа 37, обеспечивая тем самым поступление сигнала на второй вход второго 30 порогового устройства, устанавливая порог сигнала, соответствующий максимальной амплитуде вибрации элементов конструкции цели.
Таким образом, после сканирования узким лучом в заданном секторе относительно оси ракеты выделяют из спектра отраженного сигнала полосу частот колебаний элементов конструкции цели, соответствующих частотам вибрации силовой установки, определяют в этой полосе частот максимальную амплитуду вибраций.
За счет фиксации в заданном положении луча электромагнитных колебаний относительно продольной оси ракеты, и по мере смещения протяженной цели относительно ракеты, происходит последовательный просмотр составляющих спектра по величине за счет прохождения сигнала с выхода антенны 5 через сканирующее устройство 20, приемо-передающий блок 19, фильтр 35 на первый вход третьего 30 порогового устройства.
В момент соответствия текущих значений сигнала вибраций максимальному уровню происходит срабатывание третьего 30 порогового устройства и выдача команды на подрыв боевой части ракеты относительно силовой установки воздушной цели.
Таким образом, при подходе ракеты на расстояние, когда цель становится протяженной, обеспечивается перенацеливание ракеты на силовую установку воздушной цели и ее поражение.
Источники информации
1. Ефанов В.В., Мужичек С.М., патент РФ на изобретение №2325306, кл. B64D 7/00, F41G 3/22, F41G 7/22, F42B 15/01, от 27.05.2008 г.
2. Островитянов Р.В., Басалов Ф.А. Статистическая теория радиолокации протяженных целей. М.: Радио и связь, 1982, с.4.
3. Карасев В.П., Максимов и др. Вибрационная диагностика газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1978 г.
4. Дорошко С.М. Контроль и диагностирование технологического состояния газотурбинных двигателей по вибрационным параметрам. М.: Транспорт, 1989 г.