Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта
METHOD OF FORMING ERROR PARAMETERS IN RADIO-ELECTRONIC CONTROL SYSTEM OF AIR-TO-AIR MISSILE AT ITS SELF-HOMING TO HELICOPTER WITH VARIOUS FLIGHT TYPE THEREOF

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может быть использовано для самонаведения ракеты класса «воздух-воздух» на вертолет при различном характере его полета с соответствующей ему динамикой.
г
в
Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ и вертикальной Δ плоскостях в соответствии с выражениями
где
ϕг
ωг
ϕв
ωв
К, К, К, К - постоянные коэффициенты, значения которых выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты на вертолет была бы близка к прямолинейной;
и  - оценки пеленгов вертолета в угломере радиолокационной головки самонаведения (РГС) соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях;
и - оценки угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-вертолет» в угломере РГС соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях [1].
Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на вертолет при его стационарном полете, полете с ускорением и полете с торможением с соответствующей динамикой при каждом характере полета вертолета.
г
в
Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ и вертикальной Δ плоскостях в соответствии с выражениями
где
λ - рабочая длина волны РГС;
N - навигационная постоянная;
- оценка доплеровской частоты, формируемая в автоселекторе скорости РГС и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при его стационарном полете;
г
в
J и J - собственные ускорения ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измеряемые акселерометром ракеты [2].
Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на вертолет при полете его с ускорением, полете с торможением и полете в режиме «висение» с соответствующей динамикой при каждом характере полета вертолета.
Цель изобретения - формирование параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на вертолет при различном характере его полета (стационарном полете, полете с ускорением, полете с торможением и полете в режиме «висение»).
г
в
г
в
mj
Для достижения цели в способе формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на вертолет при различном характере его полета, заключающимся в том, что в угломере РГС ракеты осуществляется оценка угловой скорости вращения линии визирования «ракета-вертолет»  и , оценка пеленгов  и  вертолета, определяются приращения Δω и Δω угловой скорости вращения линии визирования «ракета-вертолет», обусловленные маневром вертолета соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, в измерении с помощью акселерометра собственных ускорений ракеты в горизонтальной J и вертикальной J плоскостях, дополнительно в автоселекторе скорости РГС ракеты параллельно в каждом оптимальном калмановском фильтре ОФ их матрицы в соответствии с выражениями
где
k - номер такта работы калмановского фильтра;
-
P(k+1) и Р(k+1) - ковариационные матрицы ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;
Ф(k) - переходная матрица состояния;
Q(k+1) и R(k+1) - ковариационные матрицы шумов возбуждения и наблюдения соответственно;
K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;
I - единичная матрица;
и  - вектор текущих и экстраполированных оценок дальности до вертолета и доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой;
Н(k) - матрица наблюдения;
Y(k) - вектор наблюдения;
Z(k+1) - матрица невязок измерения;
Ψ(k+1) - матрица априорных ошибок фильтрации;
"-1" - операция вычисления обратной матрицы;
"т" - операция транспонирования матрицы;
m=1, 2, 3, 4;
m=1 соответствует стационарному характеру полета вертолета;
m=2 соответствует полету вертолета с ускорением;
m=3 соответствует полету вертолета с торможением;
m=4 соответствует полету вертолета в режиме «висение»;
; L - количество вариантов динамики полета вертолета при каждом его m-м характере полета,
mj
осуществляется сопровождение вертолета по дальности и доплеровской частоте при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом OФ относительно m-го характера полета вертолета и соответствующего для каждого j-гo варианта динамики его полета, при этом, по строкам матрицы оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно m-го характера полета вертолета, а по столбцам - фильтры с динамическими моделями для различных гипотез относительно j-x вариантов динамики полета вертолета при соответствующем его m-м характере полета, для каждого оптимального фильтра их матрицы производится вычисление соответствующих значений случайных величин  в соответствии с выражением
2
гр
m
ош
,
осуществляется сравнение полученных значений случайных величин  с соответствующими ее граничными значениями χ(m,Р)одинаковыми для всех оптимальных фильтров, находящихся в m-й строке их матрицы,
где
ош
Р - вероятность ошибки того, что правильная гипотеза относительно m-го характера полета вертолета будет отвергнута,
определяется максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где находится один и более оптимальных фильтров, для которых выполняется условие (12), что соответствует оценке  характера полета вертолета, для тех оптимальных фильтров , для которых в  строке их матрицы выполняется условие (12), производится вычисление соответствующих значений обобщенных дисперсий реальных ошибок фильтрации в соответствии с выражением
г
в
1
1
определяется номер столбца  в строке , где находится оптимальный фильтр, для которого величина  минимальна, что соответствует оценке  варианта динамики полета вертолета для оцененного значения  характера его полета, на основе значений  и  осуществляется выбор оценки доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой, с выхода только одного  из их матрицы, находящегося на пересечении оцененных номера строки  и столбца , при принятии решения , что соответствует стационарному полету вертолета, параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ и вертикальной Δ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями
где
- оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся в первой строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном  варианте динамики его стационарного полета,
г
в
2
2
при принятии решения  что соответствует полету вертолета с ускорением, параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ и вертикальной Δ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями
где
- оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся во второй строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном  варианте динамики его полета с ускорением,
г
в
3
3
при принятии решения  что соответствует полету вертолета с торможением, параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ и вертикальной Δ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями
где
- оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся в третьей строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном  варианте динамики его полета с торможением,
г
в
4
4
при принятии решения  что соответствует полету вертолета в режиме «висение», параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δ и вертикальной Δ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (1) и (2).
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются следующие.
mj
mj
1. Параллельное сопровождение вертолета по дальности и доплеровской частоте в автоселекторе скорости РГС ракеты в каждом оптимальном калмановском фильтре OФ их матрицы в соответствии с выражениями (5)-(10) при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом OФ относительно m-го характера полета вертолета и соответствующего для каждого j-гo варианта динамики его полета.
2. Оценка по критерию хи-квадрат Пирсона m-го характера полета вертолета в соответствии с выражениями (11) и (12).
3. Оценка по критерию минимума обобщенной дисперсии реальных j-го варианта динамики полета вертолета при соответствующем m-м характере его полета в соответствии с выражением (13).
4. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (14) и (15) при принятии решения о стационарном полете вертолета
5. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (16) и (17) при принятии решения о полете вертолета с ускорением
6. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (18) и (19) при принятии решения о полете вертолета с торможением
7. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (1) и (2) при принятии решения о полете вертолета в режиме «висение»
Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных способах не обнаружены.
Применение всех новых признаков в совокупности с известными позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие в зависимости от характера полета вертолета осуществить на него самонаведение ракеты класса «воздух-воздух».
На рисунке 1 приведена блок-схема, реализующая предлагаемый способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой.
Предлагаемый способ реализуется следующим образом.
На вход блока 1 оценок на каждом k такте поступают отсчеты сопровождаемых координат полета вертолета, обусловленные m-м (m=1, 2, 3, 4) характером его полета с соответствующим j-м  вариантом динамики при каждом характере полета, т.е. формируется вектор наблюдения Y(k) в выражении (8) при m-м характере полета вертолета с j-м вариантом его динамики полета.
mj
mj
mj
mj
mj
Блок 1 оценок представляет собой матрицу оптимальных фильтров, в каждом из которых ОФ (m=1, 2, 3, 4; ) реализована в соответствии с выражениями (5)-(10) процедура оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации. Для осуществления параллельной фильтрации наблюдаемых отсчетов дальности до вертолета, доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой, соответствующие входы оптимальных фильтров объединены. Фильтрация оцениваемых координат полета вертолета в каждом ОФ их матрицы осуществляется при различных априорных данных, принятых при фильтрации в соответствующем оптимальном фильтре относительно m-го характера полета вертолета и j-м варианте динамики его полета. При этом по строкам матрицы оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели относительно m-го характера полета вертолета, а по столбцам - фильтры с динамическими моделями относительно j-x вариантов динамики при соответствующем m-м характере полета вертолета. Динамические модели, принятые при фильтрации в каждом OФ их матрицы (m=1, 2, 3, 4; ) в виде различных структур матриц Ф(k) и Q(k+1) с соответствующими численными значениями их элементов, выполняют роль динамического эталона, поскольку они одновременно являются априорными сведениями не только для сопровождения вертолета, но и для распознавания характера его полета.
mj
m
j
mj
mj
mj
гр m
ош
2
В предлагаемом способе определение m-го характера полета вертолета осуществляется по критерию хи-квадрат Пирсона, согласно которого для каждого OФ их матрицы в вычислителе 2 случайных значений величин  на основе значений элементов матрицы невязок измерения Z(k+1) (выражение (8) и матрицы априорных ошибок фильтрации Ψ(k+1) (выражение (6), поступающих с блока 1 оценок, производится вычисление соответствующих значений случайных величин  в соответствии с выражением (11). В блоке 3 сравнения в соответствующем для каждого OФ устройстве сравнения УС осуществляется сравнение (выражение (12) полученных значений случайных величин  с соответствующими их граничными значениями χ(m,Р), одинаковыми для всех оптимальных фильтров, находящихся в m-й строке их матрицы. По результатам сравнения в блоке 4 определения номера строки находится максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где расположен один и более , для которых выполняется условие (12), что соответствует оценке  характера полета вертолета.
Условие (12) может быть выполнено одновременно в нескольких оптимальных фильтрах в  строке матрицы при j-ых вариантах динамики полета вертолета. В предлагаемом способе определение j-го варианта динамики полета вертолета при оцененном  характере полета вертолета осуществляется по критерию минимума обобщенной дисперсии реальных ошибок фильтрации следующим образом. Для тех оптимальных фильтров, находящихся в оцененном  номере строки их матрицы и для которых выполняется условие (12), в блоке 5 определения номера столбца производится вычисление соответствующих значений обобщенных дисперсий реальных ошибок фильтрации в соответствии с выражением (13) и определяется номер столбца  в строке , где находится оптимальный фильтр, для которого величина  минимальна, что и будет соответствовать оценке  варианта динамики полета вертолета при оцененном  характере его полета. На основе значений  и  в блоке 6 выбора оценки, куда поступают оценки  (m=1, 2, 3, 4; ) с выходов всех оптимальных фильтров, осуществляется выбор оценок доплеровских частот ,  и , обусловленных скоростью сближения ракеты соответственно при стационарном полете вертолета (при ), полету вертолета с ускорением (при ) и торможением  с соответствующей j-й динамикой, которые поступают на вход вычислителя 9 параметров рассогласования.
г
в
Одновременно в угломере 7 РГС ракеты осуществляется оценка угловых скоростей вращения линии визирования «ракета - вертолет»  и , приращений Δω и Δω угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-вертолет», обусловленные маневром вертолета, оценки пеленгов  и  вертолета соответственно в горизонтальной (индекс «г») и вертикальной (индекс «в») плоскостях, которые поступают на вход вычислителя 9 параметров рассогласования.
г
в
Кроме того, в акселерометре 8 осуществляется измерение собственного ускорения ракеты в горизонтальной J и вертикальной J плоскостях, которые также поступают на соответствующие входы вычислителя 9 параметров рассогласования.
г
в
1
1
При принятии в блоке 4 решения , что соответствует стационарному полету вертолета, параметры рассогласования в вычислителе 9 в горизонтальной Δ и вертикальной Δ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (14) и (15).
г
в
2
2
При принятии в блоке 4 решения  что соответствует полету вертолета с ускорением, параметры рассогласования в вычислителе 9 в горизонтальной Δ и вертикальной Δ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (16) и (17).
г
в
3
3
При принятии в блоке 4 решения  что соответствует полету вертолета с торможением, параметры рассогласования в вычислителе 9 в горизонтальной Δ и вертикальной Δ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (18) и (19).
ϕг
ωг
ϕв
ωв
г
в
4
4
При принятии в блоке 4 решения  что соответствует полету вертолета в режиме «висение», параметры рассогласования в вычислителе 9, куда также поступают постоянные значения коэффициентов К, К, К, К, которые выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты на вертолет была бы близка к прямолинейной, в горизонтальной Δ и вертикальной Δ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (1) и (2).
Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие осуществить самонаведение ракеты на вертолет при различном характере его полета с соответствующей ему динамикой полета.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 30, формулы (7.51) (аналог).
2. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 24, формула (7.32) (прототип).