СПОСОБ САМОНАВЕДЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ НА ГИПЕРЗВУКОВЫЕ ЦЕЛИ
SELF-GUIDANCE METHOD OF AIRCRAFTS TO HYPERSONIC TARGETS

Изобретение относится к системам наведения, в частности к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые цели (ГЗЦ).
В передовых странах ведется интенсивная разработка гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЗЛА), применение которых в военном деле позволяет получить ряд тактических преимуществ [1]:
- значительное уменьшение подлетного времени к цели, а соответственно, и уменьшение лимита времени, которым располагает противоборствующая сторона на подготовку противодействия;
- необходимость иметь ЛА аналогичного класса, способные осуществлять перехват ГЗЛА;
- невозможность эффективного применения существующих методов наведения;
- увеличение ошибок сопровождения, а также его срыв в существующих измерителях;
- ухудшение показателей обнаружения ГЗЛА радиолокационными обнаружителями [2].
Одним из направлений, позволяющих снизить влияние этих преимуществ, является разработка новых всеракурсных методов наведения на ГЗЦ, обеспечивающих их перехват в упрежденной точке встречи при полете по траектории с малой кривизной.
ГВ
Известен метод наведения ЛА, основанный на использовании разновидностей методов наведения в наивыгоднейшую точку встречи с ГЗЦ, при котором параметр рассогласования Δ пропорционален разности требуемого и фактического углов упреждения [1]:
B
Н
B
BT
Δ=К(q-q), где
Здесь индексы «г» и «в» обозначают принадлежность к горизонтальной и вертикальной плоскостям;
T
q, q - соответственно текущий и требуемый углы упреждения;
φ, α, γ - бортовой пеленг, угол атаки, угол крена;
Д и  - дальность до цели и скорость ее изменения;
ω - угловая скорость линии визирования (УСЛВ);
Р
Д - баллистическая дальность полета ракеты;
H
K - коэффициент усиления параметра рассогласования;
ДV
K - коэффициент, учитывающий расстояние до цели и скорость его изменения.
Следует отметить, что алгоритмы траекторного управления (1)-(3), использованные в качестве прототипа, получены в предположении, что цель и перехватчик движутся с постоянной скоростью, поэтому не обеспечивают высокую точность наведения на интенсивно маневрирующую ГЗЦ.
Другой метод, основанный на применении разновидностей метода пропорционального наведения, в котором параметр рассогласования определяется как:
0
в котором N - навигационная постоянная;
Г, В
j - поперечные ускорения наводимого ЛА,
обеспечивает достаточно высокую конечную точность, но обладает плохой управляемостью на больших расстояниях [1], необходимых для уверенного перехвата ГЗЦ.
Технический результат, который достигается с помощью заявляемого изобретения, состоит в обеспечении всеракурсного высокоточного самонаведения ЛА на интенсивно маневрирующие ГЗЦ как на больших, так и малых расстояниях по траекториям с малой кривизной и перегрузками, не превышающими допустимое значение.
Для достижения технического результата предлагается способ, полученный на основе математического аппарата статистической теории оптимального управления [3], при котором параметр рассогласования для наводимого ЛА вычисляется по правилу:
φ
ω
j
где q, q, k - коэффициенты передачи устройства формирования параметра рассогласования, отображающие штраф за точность управления по углу, угловой скорости и за величину управляющего сигнала;
Г, ВТ
φ - требуемое значение бортовых пеленгов;
ЦГ, В
j - поперечные ускорения ГЗЦ в горизонтальной и вертикальной плоскостях.
ГЗЛА
ЛА
Г
ГТ
Геометрические соотношения в системе «ГЗЛА - наводимый ЛА» для горизонтальной плоскости иллюстрируются фиг.1, на которой: УТВ - упрежденная точка встречи; V и V - векторы скорости ГЗЛА и наводимого ЛА, φ и φ - текущее и требуемое значение бортового пеленга соответственно
Анализ выражения (5) позволяет сделать следующие выводы.
Г,В
Г,ВТ
Г,В
Г,В
Г,ВТ
Г
В
Г, В
ГТ
ГТ
ВТ
BT
На больших расстояниях до цели, когда Д велика и ω≈0, закон (5) вырождается в разновидность прямого метода, называемую иногда путевым методом. При неизменной скорости полета значение весового коэффициента , учитывающего влияние ошибок по углам φ-φ, остается неизменным. В то же время по мере уменьшения дальности Д возрастает влияние второго компонента сигнала управления. Это возрастание, обусловленное не только увеличением ω с уменьшением дальности, но и увеличением весового множителя, становится особенно значительным на малых расстояниях до цели. Следовательно, в процессе полета по мере приближения к цели в законе управления происходит перераспределение влияния ошибок управления от φ-φ, на начальных участках в пользу ошибки по φ на конечных участках траектории, обеспечивая минимизацию промаха [1]. Расчет требуемого угла упреждения φ=q, φ=q может быть выполнен по формуле (2).
ЦГ, В
ЦГ
Спецификой полученных алгоритмов является учет в них маневра цели, интенсивность которого определяется величиной j, что дает возможность снизить систематическую ошибку наведения и повысить его точность при наведении на интенсивно маневрирующие цели. При этом учет маневра осуществляется не только путем учета оценки j, но и путем изменения веса первого слагаемого при изменении .
φ
ω
j
φ
j
ω
j
φ
j
ω
j
Г,ВТ
Г,В
Сигнал управления зависит не от абсолютных значений коэффициентов штрафов q, q и k, а от их отношений q/k и q/k, что существенно облегчает их выбор. Отношения q/k и q/k должны быть такими, чтобы при максимально возможных значениях ошибок управления φ-φ для минимальных значений  и Д требуемые поперечные перегрузки не превышали допустимые значения. Методика выбора отношений коэффициентов штрафов, обеспечивающих минимальную динамическую ошибку в установившемся режиме при заданной длительности переходных процессов, рассмотрена в [3].
Г
B
Г
B
Г
B
ЦГ
ЦВ
В состав информационно-вычислительной системы наводимого ЛА, реализующей алгоритм управления (5), должны входить устройства формирования оценок дальности Д, скорости , бортовых пеленгов φ и φ, угловых скоростей ω и ω в линии визирования (ЛВ), собственных ускорений j и j и ускорений цели j и j.
ЦГ,В
Г,В
Сущность изобретения заключается в том, что сигнал управления в каждой плоскости формируют в виде алгебраической суммы оценок поперечных ускорений ГЗЦ и наводимого на нее ЛА и взвешенных ошибок наведения по бортовым пеленгам цели и угловым скоростям линии визирования цели. Переменные коэффициенты при первом и втором слагаемых (5) учитывают условия функционирования, определяемые значениями скорости сближения  и дальности Д. Кроме того, в способе наведения (5) напрямую учитываются как маневр ГЗЦ j, так и маневр наведения ЛА j.
На фиг.2 представлена упрощенная схема возможного варианта системы самонаведения на ГЗЦ, реализующей предлагаемый способ, где:
1 - антенная система бортовой РЛС наводимого ЛА;
2 - приемо-передающая часть бортовой РЛС наводимого ЛА;
3 - дальномерный канал БРЛС;
4 - угломерный канал БРЛС;
5 - бортовая вычислительная система (БВС);
6 - акселерометр;
7 - система автоматического управления (САУ) наводимого ЛА;
8 - наводимый ЛА;
9 - перехватываемая ГЗЦ.
Принципы построения антенной системы, приемо-передающей части бортовой РЛС и ее дальномерного и угломерного каналов известны и подробно описаны в литературе [1, 4]. Функционирование системы наведения происходит в следующем порядке.
Г
В
Г
B
ЦВ
ЦВ
Г
B
Г
В
Передатчик 2 РЛС формирует импульсы сверхвысокой частоты, которые излучаются антенной системой 1 в пространство и после отражения от ГЗЦ 9 принимаются антенной системой, осуществляющей пространственную селекцию сигналов, после чего они селектируются по частоте и усиливаются в приемной части 2. На основании сигналов с выхода приемника в дальномерном канале 3 формируются измерения (оценки) дальности Д и скорости сближения , а в угломерном канале - измерения (оценки) бортовых пеленгов φ, φ, угловых скоростей линии визирования ω, ω и поперечных ускорений ГЗЦ j, j, которые поступают в бортовую вычислительную систему 5, куда одновременно из акселерометра 6 поступают измерения собственных поперечных ускорений j, j. На основе поступивших измерений (оценок) в БВС по закону (5) формируются параметры рассогласования Δ, Δ для горизонтальной и вертикальной плоскостей, поступающие в САУ 7 наводимого самолета 8.
Эти параметры рассогласования преобразуются в отклонения рулей, которые вызывают соответствующие пространственные перемещения наводимого ЛА 8, обеспечивающие его встречу с ГЗЦ 9 в упрежденной точке (фиг.1).
Техническим результатом изобретения является реализация возможности перехвата интенсивно маневрирующих ГЗЦ в упрежденной точке встречи по траекториям с малой кривизной с перегрузками, не превышающими допустимых значений.
Предложенный способ отличается от прототипа (1)-(3) тем, что кроме ошибок управления по углу в законе управления (5) учитываются еще ошибки по угловой скорости, минимизирующие промах, поперечные ускорения, учитывающие маневр цели и наводимого ЛА.
Фиг.3 иллюстрирует предлагаемый способ наведения ЛА на ГЗЦ в горизонтальной плоскости. Сплошной линией обозначена траектория полета гиперзвукового летательного аппарата, движущегося со скоростью 1300 м/с, пунктирной линией обозначена траектория движущегося со скоростью 300 м/с наводимого ЛА при условии Д(0), равного 300 км.
Проведенные исследования свидетельствуют о том, что этот способ обеспечивает всеракурсное наведение ЛА на гиперзвуковые цели.
ЛИТЕРАТУРА
1. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2003.
2. Канащенков А.И., Меркулов В.И., Самарин О.Ф. Облик перспективных бортовых радиолокационных систем. Возможности и ограничения. - М.: ИПРЖР, 2002.
3. Меркулов В.И., Дрогалин В.В, Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.1. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2003.
4. Канащенков А.И., Меркулов В.И., Герасимов А.А. и др. Радиолокационные системы многофункциональных самолетов. Т.1. РЛС - информационная основа боевых действий многофункциональных самолетов. Системы и алгоритмы первичной обработки радиолокационных сигналов. / Под ред. Канащенкова А.И. и Меркулова В.И. - М.: Радиотехника, 2006.