Патент на изобретение №2311605

(54) СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ИНФОРМАЦИОННО-ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ РАКЕТЫ ПРИ НАВЕДЕНИИ НА ЦЕЛЬ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области ракетной техники, авиационным управляемым ракетам класса «воздух-воздух». Способ заключается в измерении параметров движения цели и собственного движения ракеты. Для повышения эффективности боевого применения ракеты определяют три дискретных значения углового положения цели и два базовых расстояния, проходимых ракетой при постоянной скорости ее полета между первой, второй и третьей засечкой, одно значение углового положения цели при осуществлении четвертой засечки и базовое расстояние, проходимое ракетой при снижении ее скорости полета между третьей и четвертой засечкой. Определяют дальность, скорость сближения ракеты с целью, определяют промах ракеты и ракурс цели, определяют геометрические размеры цели путем сканирования цели относительно второй опорной точки относительно ракеты и формируют команду на подрыв боевой части ракеты относительно третьей опорной точки ракеты. Устройство содержит последовательно соединенные антенну, приемник, модуль обработки сигнала, соединенный с аппаратурой истребителя, и вычислитель параметров рассогласования. Для достижения того же технического результата введен первый ключ и вычислитель формирования команды на подрыв боевой части ракеты, причем первый и второй входы вычислителя соединены соответственно с выходом системы автономных датчиков и выходом усилителя мощности и привода антенны. Первый, второй, третий выходы вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты соединены соответственно со вторым входом первого ключа, вторым входом усилителя мощности и привода антенны, боевой частью авиационной управляемой ракеты, третий выход модуля обработки информации соединен с первым входом первого ключа, выход которого соединен с первым входом усилителя мощности и привода антенны, первый и второй выходы которого механически связаны с антенной и входом вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 10 ил._n – значения углового положения цели определяющего положения цели при n-измерении, L_n+1 – расстояние, проходимое целью между n и n+1 измерении, _n+1 – значения углового положения цели при n+1 измерении, – угол наклона траектории движения цели.

Дальность до цели в четвертом угловом положении определяют в виде выражения:

где Д₁₁ – дальность до цели при нахождении ее на линии визирования в момент измерения первого углового положения. ₁ – угол, определяющий положение линии визирования в первый момент измерения; Б – базовое расстояние, проходимое ракетой между первым и вторым измерением, Б₃ – базовое расстояние, проходимое ракетой после третьего измерения; ₄ – угол, определяющий положение линии визирования в четвертый момент измерения, – угол наклона траектории движения цели.

Дальность до цели, находящейся в первом угловом положении, определяют в виде выражения:

₂₃ – угловое положение цели во второй и третий момент измерения. Угол наклона траектории движения цели определяют в виде выражения:

=arctg x₃/x₂,

где x₃, x₂ – проекции траектории движения цели на ось ox₁, oy₁ системы координат OY₁X₁, связанной с ракетой.

Проекции траектории движения цели определяют в виде выражения:

t – временной интервал между измерениями.

Величину промаха ракеты определяют путем определения текущих значений дальности в опорных точках относительно ракеты в виде:

;

где А, В, С – постоянные коэффициенты, r₁, r₂, r₃ – текущие расстояния, фиксируемые при проходе целью трех заданных расстояний

Ракурс цели определяют в виде выражения:

– угол между составляющими вектора цели, – угловой размер между двумя фиксированными точками относительно ракеты, r_n, r_n+1 – текущие значения дальности до цели.

Линейный размер протяженной цели определяют в момент прохода ею второй опорной точки относительно ракеты путем сканирования цели и фиксации угловых положений до начальной и конечной точки на протяженной цели соответственно в момент появления и пропадания отраженного сигнала от цели в виде выражения:

, соответствующих разновидностям прямого метода, либо метода последовательных упреждений. Если в состав ИВС ракеты входит доплеровский измеритель скорости и сноса, вычисляющий оценки скорости и угла сноса, и экстраполятор дальности, вычисляющий оценку дальности Д до цели, то наведение может выполняться и более современным методом. В режим памяти ИВС переходит при пропадании сигналов цели. В этом режиме ракета наводится по экстраполированным значениям всех требуемых фазовых координат. Экстраполяция, как правило, основана на гипотезе изменения состояния с постоянными скоростями, имевшими место на момент пропадания сигналов. В режиме памяти в селекторе цели одновременно экстраполируется несущая частота и период повторения сигналов. Эта особенность дает возможность возобновить процессы автоматического сопровождения сигналов цели, а соответственно, и самонаведения при повторном появлении ее сигналов без перехода в режим поиска.

Рассмотрим решение задачи по определению параметров траектории движения цели с использованием ее дискретных угловых положений. Пусть ракета перемещается в плоскости OY₁X₁ по прямой Ц₁Ц₄ (фиг.2) с постоянной скоростью const, а цель – по оси ОХ₁ так, что его продольная ось совпадает с ней, т.е. траектории ракеты и цели компланарны. Допустим, что угловое положение цели, находящейся в точке Ц₁ траектории, определяется относительно ракеты углом ₁, а дальность – вектором .

Через достаточно малый интервал времени цель переместится в точку Ц₂ на расстояние , а ракета – в точку И₂, на расстояние ,

где:

– V₁ – скорость ракеты на участке И₁И₂;

– T₁ – первый интервал времени между измерениями.

Угловое положение цели, находящийся в точке Ц₂, будет определяться углом ₂, а дальность – вектором .

Через очередной интервал времени T₂=T₁ цель, пройдя расстояние , окажется в точке траектории Ц₃, а ракета – в точке И₃, переместившись на расстояние , где – скорость ракеты на втором участке. Будем считать, что , следовательно, .

Угловое положение цели в точке Ц₃ определяется углом ₃, а дальность – вектором

Через очередной интервал Т₃=Т₂=Т₁ цель будет находиться в точке траектории Ц₄, а ракета – в точке И₄. Расстояние, на которое переместится цель за интервал времени Т₃, равно . За то же время ракета пройдет расстояние где – скорость ракеты на участке И₃И₄. Примем, что а Т₃=Т₂=Т, следовательно, .

Угловое положение ракеты в точке Ц₄ определяется углом ₄, а расстояние – вектором .

Итак, нам известны:

– расстояния, которые пролетает ракета за промежутки времени T₁=Т₂=Т₃=Т. С учетом того, что , а , получаем , а ;

– угловые положения цели, находящейся последовательно в точках траектории Ц₁, Ц₂, Ц₃ и Ц₄, относительно ракеты определяются углами ₁, ₂, ₃ и ₄ соответственно. Причем считаем, что ₁<₂<₃<₄ и _i (i=1, 2, 3, 4) меняется от 0 до 360°.

Требуется определить следующие параметры траектории цели:

– скорость =const (или расстояния =const);

– угловое положение траектории Ц₁Ц₄ относительно оси OX₁ – угол ;

– расстояния до точек траектории Ц₁, Ц₂, Ц₃ и Ц₄ – соответственно.

Следует отметить, что допущение о движении ЛА1 по прямолинейной траектории с постоянной скоростью обуславливается тем, что интервалы времени, через которые осуществляются замеры, достаточно малы (десятая доля секунды и менее), и поэтому даже для маневренных летательных аппаратов, выполняющих полет с перегрузкой (маневр), отклонение траектории от линейной и изменение скорости будут, как отмечается в [1], малы, и ими в первом приближении можно пренебречь.

Рассмотрим решение задачи для случая, когда ЛА1 догоняет ЛА2, т.е. находится в задней полусфере (фиг.2).

Решение задачи будем вести в следующей последовательности:

Рассматривая четырехугольники:

И₁Ц₁Ц₂И₂, И₂Ц₂Ц₃И₃ и И₃Ц₃Ц₄И₄, можно в векторной форме записать очевидное уравнение:

В проекциях на оси ох₁ и oy₁ система (1) запишется в виде:

Обозначим Д₁₁=X₁; Д₂₁=Х₂; Д₃₁=Х₃

Д₄₁=Х₄; Lsin=Х₅; Lcos=Х₆

Используя принятые обозначения, запишем систему (2) в канонической форме:

следует решить совместно уравнения (6) и (7).

Таким образом, зависимости (4…9) позволяют определить требуемые параметры любой воздушной цели.

Геометрические размеры цели определяются на основе сканирования цели (фиг.4.).

t=t_ск+Т b=bb¹+b¹d=V_ц(t_ск+Т)

из bzd:

mzk:

из рисунка, приведенного на фиг.4, mk=mn+nk=V_n(t_ск+T), следовательно

mo₁n:

o₁ab

с учетом 1 и 2:

–

С учетом 4 и 2 имеем: ₁, ₂, ₃.

Промах ракеты относительно цели определяется на основе фиксации текущих значений дальности и углового положения при проходе целью трех заданных расстояний.

Трехмерный график, поясняющий алгоритм определения промаха ракеты относительно цели, приведен на фиг.3.

Согласно фиг.3 расположение ракеты (М) и цели (Т) в некоторый момент времени t будет:

где V_m, V_T – скорость ракеты и цели соответственно.

Тогда расстояние r до цели может быть рассчитано по формуле:

или

²z²+Z+, где ; Z=KT; .

Для частного случая , , постоянны.

Для трех различных значений моментов времени:

_{1 2 3 4} и базовым расстояниям ракеты Б, Б₃, а с выхода первого 28 интегратора пропорциональный значению скорости движения ракеты V_r, которые являются соответственно первыми, вторыми, третьими, четвертыми, пятыми, шестыми и седьмыми выходами БФТПДЦР 11.

Данные сигналы поступают соответственно на первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой входы блока 12 определения дальности до цели (БОДЦ), которые являются соответственно первыми, вторыми, третьими, четвертыми, пятыми, шестыми и седьмыми входами блока 31 определения дальности до цели в первом угловом положении и одновременно первыми, вторыми, третьими, четвертыми, пятыми, шестыми входами блока 34 определении угла наклона траектории движения цели.

Блок 31 определяет дальность до цели в соответствии с алгоритмом:

=arctg х₃/х₂,

где

формирует сигнал в соответствии с выражением:

где Д_n – дальность до цели в n-угловом положении, _n – значения углового положения цели, определяющего положения цели при n-измерении, L_n+1 – расстояние, проходимое целью между n и n+1 измерении, _n+1 – значения углового положения цели при n+1 измерении.

Таким образом, блок 12 на основе решения цикла приведенных выше алгоритмов осуществляет косвенное измерение текущей дальности до цели.

Входной информацией блока определения промаха является текущая дальность и угловое положение цели.

Информация о текущих значениях дальности и углового положения цели поступает на первые входы функционального преобразователя 34, первого умножителя 36, на второй вход которого поступает с выхода функционального преобразователя 34. С выхода умножителя информация поступает на первые входы первого 40, второго 41 и третьего 42 сравнивающих устройств, на вторые входы которых поступают сигналы с первого 51 задатчика постоянных сигналов. При превышении уровня заданных сигналов, с выходов сравнивающих устройств, сигналы поступают на первые входы первого 43, второго 44 и третьего 45 запоминающих устройств, на вторые входы которых поступают сигналы, пропорциональные текущей дальности до цели. С выходов запоминающих устройств последовательно по времени поступают сигналы, пропорциональные текущим значениям дальности при проходе цели фиксированных точек пространства (Z₁, Z₂, Z₃) относительно цели (фиг.3). Данные сигналы через первый 46, второй 47 и третий 48 квадраторы поступают на первые входы второго 37, третьего 38 и четвертого 39 умножителей, на выходах которых формируются сигналы, пропорциональные соответственно значениям . Данные сигналы поступают на вход второго 36 функционального преобразователя 35, через первое 49 вычитающее устройство и второе 50 суммирующее устройство. На выходе функционального преобразователя 36 формируется сигнал, пропорциональный промаху ракеты в виде выражения: который поступает на первый вход блока формирования команды на срабатывание боевой части ракеты.

Кроме того с выхода второго 41 и третьего 42 сравнивающих устройств поступает сигнал, определяющий момент прохода целью двух фиксированных расстояний Z₂ и Z₃, а с четвертого выхода задатчика 51 постоянных сигналов пропорциональный начальной скорости осколков V₀.

Блок 16 управления антенной обеспечивает сканирование антенной тела цели и формирует сигналы, пропорциональные угловым положениям крайних точек на теле цели. Входными сигналами блока являются сигналы в угловом положении цели, с выхода приемника и сигналы, определяющие момент прохода целью фиксированного расстояния Z₂.

В момент прохода целью второго фиксированного расстояния сигнал с пятого выхода блока 14 фиксации текущих параметров движения цели Z₂ поступает на второй вход элемента И 56, на первый вход которого поступает сигнал с выхода приемника 4 отраженных сигналов, при наличии данных сигналов с выхода элемента И 56 сигнал поступает на генератор 58 импульсов. С выхода генератора 58 импульсов через сдвиговый регистр 42 и ЦАП 61 сигнал управления антенной поступает на первый вход усилителя 8 мощности и привода антенны. При этом происходит сканирование пространства в заданном диапазоне (за счет срабатывания ключа 12 происходит отключения усилителя 8 мощности и привода антенны от канала 11 управления антенной).

Фиксация крайних точек на теле цели происходит в момент появления отраженного сигнала от цели за счет срабатывания первого 56 элемента И, которое приводит к работе генератор 58 импульсов и второй 59 сдвиговый регистр, с первого выхода которого сигналы поступают на второй вход восьмого 52 ключа, а со второго выхода на второй вход десятого 54 ключа. На выходах данных ключей (52, 53) будут формироваться сигналы, пропорциональные значениям ₁, ₂.

Фиксация крайних точек на теле цели при пропадания сигнала происходит за счет срабатывания элемента И-НЕ 62, элемента И 57 и сдвигового регистра 60, с выходов которого сигналы поступают на вторые входы девятого 53 и одиннадцатого 55 ключа, срабатывание двух ключей обеспечивает измерения угловых положений ₃, ₄ при осуществлении двух циклов измерения.

На основе этих данных обеспечивается измерение геометрических размеров цели блоком 17 (фиг.5) в соответствии с выражением:

₁, ₂, ₃, ₄, базовых расстояниях, проходимых ракетой Б и Б₃, временного интервала между измерениями t, в соответствии с выражением:

, через соответственно первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой входы поступает соответственно на второй 63, первый, третий делители, а также четвертое и пятое сравнивающие устройства.

С выходов первого и второго делителя сигналы, пропорциональные соответствующим соотношениям Z₃/V_сбл. и r₄/V₀, поступают на первый и второй входы второго 66 вычитающего устройства.

С выхода делителя 64 сигнал, пропорциональный отношению L_ц/V_сбл, поступает на первый вход пятого 65 умножителя, на второй вход которого поступает сигнал, пропорциональный соотношению 1/2 или 2/3 в зависимости от значений ракурса цели и скорости сближения.

Если текущее значения ракурса цели больше определенного значения, то происходит срабатывание пятого 69 сравнивающего устройства, которое обеспечивает срабатывание двенадцатого ключа 75. Тогда со второго выхода задатчика 78 постоянных сигналов сигнал, пропорциональный коэффициенту 1/2, через двенадцатый ключ 75, третье 68 суммирующее устройство поступает на второй вход пятого 65 умножителя. С выхода умножителя 65 поступает сигнал, пропорциональный значению на третий вход вычитающего устройства 66.

В данном случае на выходе второго 66 вычитающего устройства будет сформирован сигнал в виде выражения:

Если ракурс цели и скорость сближения меньше заданного значения, то происходит срабатывание второго 71 и третьего 72 элемента И-НЕ и как следствие срабатывание четвертого 74 элемента И, четырнадцатого 77 ключа, при этом сигнал с пятого выхода задатчика 78 постоянных сигналов через ключ 77, второй вход суммирующего устройства 68 и второй вход умножителя 65 поступает на третий вход вычитающего устройства 66.

В данном случае на выходе вычитающего устройства 66 будет сформирован сигнал в виде выражения:

Если ракурс цели меньше заданного значения, а скорость сближения больше заданного значения, тогда происходит срабатывание второго 71 элемента И-НЕ и как следствие третьего 73 элемента И, тринадцатого 76 ключа, при этом сигнал с четвертого выхода задатчика 78 постоянных сигналов через ключ 76 поступает на второй вход суммирующего устройства 67.

В данном случае на выходе суммирующего устройства будет сформирован сигнал в виде выражения:

Таким образом, дополнительно с наведением ракеты осуществляется формирование команды на подрыв боевой части ракеты в соответствии с условиями подхода ракеты к цели и геометрическими размерами цели.

Формула изобретения

1. Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты при наведении на цель, включающий измерение параметров движения цели и собственного движения ракеты, формирование необходимых параметров относительного и абсолютного движения, не поддающихся непосредственному измерению, на основе использования априорных сведений, выбор метода наведения ракеты на цель, наилучшего по какому-либо критерию для данных условий применения, анализ помеховой обстановки и включение, в зависимости от обстановки, средств помехозащиты и нерадиотехнических измерителей, перенацеливание ракеты на постановщик помех, формирование сигнала подготовки и управления для радиовзрывателя, отличающийся тем, что определяют три дискретных значения углового положения цели и два базовых расстояния, проходимых ракетой при постоянной скорости ее полета между первой, второй и третьей засечками, одно значение углового положения цели при осуществлении четвертой засечки и базовое расстояние, проходимое ракетой при снижении ее скорости полета между третьей и четвертой засечками, определяют дальность, скорость сближения ракеты с целью на основе данной информации, определяют промах ракеты и ракурс цели на основе использования информации о текущих значениях дальности и угловом положения цели в трех опорных точках относительно ракеты, определяют геометрические размеры цели путем сканирования цели относительно второй опорной точки относительно ракеты и формируют команду на подрыв боевой части ракеты относительно третьей опорной точки ракеты с учетом полученной информации о воздушной цели и условиях подхода ракеты к ней.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют текущую дальность до цели в виде выражения

,

где Д_n – дальность до цели в n угловом положении, _n – значение углового положения цели, определяющего положение цели при n измерении, L_n+1 – расстояние, проходимое целью между n и n+1 измерениями, _n+1 – значения углового положения цели при n+1 измерении, – угол наклона траектории движения цели.

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что определяют дальность до цели в четвертом угловом положении в виде выражения

,

где Д₁₁ – дальность до цели при нахождении ее на линии визирования в момент измерения первого углового положения, ₁ – угол, определяющий положение линии визирования в первый момент измерения; Б – базовое расстояние, проходимое ракетой между первым и вторым измерениями, Б₃ – базовое расстояние, проходимое ракетой после третьего измерения; ₄ – угол, определяющий положение линии визирования в четвертый момент измерения.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что определяют дальность до цели, находящейся в первом угловом положении в виде выражения

₂₃ – угловое положение цели во второй и третий моменты измерения.

5. Способ по п.3, отличающийся тем, что определяют угол наклона траектории движения цели в виде выражения

=arctg x₃/x₂,

где x₃, x₂ – проекции траектории движения цели на ось ox₁, oy₁ системы координат OY₁X₁, связанной с ракетой.

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что определяют проекции траектории движения цели в виде выражения:

t – временной интервал между измерениями.

8. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют величину промаха путем определения текущих значений дальности в опорных точках относительно ракеты в виде

где А, В, С – постоянные коэффициенты, r₁, r₂, r₃ – текущие расстояния, фиксируемые при проходе целью трех заданных расстояний.

9. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют ракурс цели в виде выражения

– угол между составляющими вектора цели, – угловой размер между двумя фиксированными точками относительно ракеты, r_n, r_n+1 – текущие значения дальности до цели.

10. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют линейный размер протяженной цели в момент прохода ею второй опорной точки относительно ракеты путем сканирования цели и фиксации угловых положений до начальной и конечной точки на протяженной цели соответственно в момент появления и пропадания отраженного сигнала от цели в виде выражения