Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости
Полезная модель относится к области радиоэлектронных систем управления самолетом и может быть использована в них для формирования параметра рассогласования при самонаведении самолета в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель в соответствии методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества и дополнительным созданием условия для обеспечения в бортовой радиолокационной станции самолета требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны.
Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости содержит радиолокационный следящий угломер бортовой радиолокационной станции самолета, первое и второе устройства сравнения, вычислитель требуемого угла отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-групповая воздушная цель, первый с постоянным коэффициентом и второй с динамическим коэффициентом усиления усилители.
1 с.п. ф-лы, 4 ил.
Предлагаемая полезная модель относится к области радиоэлектронных систем управления (РЭСУ) самолетом и может быть использована в них для формирования параметра рассогласования при самонаведении самолета в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель (ГВЦ) в интересах создания условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в бортовой радиолокационной станции (БРЛС) самолета за счет эффекта радиолокационного синтезирования апертуры (РСА) антенны.
Известно устройство формирования параметра рассогласования в РЭСУ самолетом при его самонаведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости, содержащее радиолокационный следящий угломер БРЛС самолета, устройство сравнения, первый, второй и третий усилители с динамическими коэффициентами усиления, причем, первый и второй выходы радиолокационного следящего угломера БРЛС соединены соответственно через первый и второй усилитель с первым и вторым входами устройства сравнения, выход которого соединен со входом третьего усилителя, на выходе которого, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение, соответствующее разности между требуемым и текущим наивыгоднейшим углом упреждения в горизонтальной плоскости [1].
Данное устройство входит в состав РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости, которая реализует метод его самонаведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на одиночную воздушную цель, в соответствии с которым параметр рассогласования г определяется, как
где
к1 - коэффициент пропорциональности;
г - текущее значение наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости;
Д - дальность до цели;
г - угловая скорость вращения линии визирования «самолет-цель»;
Vсбл - скорость сближения самолета с целью;
Vp и tp - соответственно скорость и время полета ракеты.
Известное [1] устройство формирования параметра рассогласования в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости работает следующим образом. На первом и втором выходах радиолокационного следящего угломера БРЛС формируются напряжения и , соответствующие предварительным текущим значениям наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости и его производной. Напряжение усиливается в первом усилителе с динамическим коэффициентом усиления к2, определяемым выражением (2). В результате на его выходе формируется напряжение, соответствующее текущему значению наивыгоднейшего угла г упреждения в горизонтальной плоскости. Напряжение усиливается во втором усилителе с динамическим коэффициентом усиления кдДк3, где кд - коэффициент, преобразующий значение дальности, измеряемой в БРЛС самолета, в соответствующее напряжение; к3 - коэффициент пропорциональности. В результате на его выходе формируется напряжение, соответствующее требуемому значению наивыгоднейшего угла гтр упреждения в горизонтальной плоскости. Напряжения, соответствующие текущему и требуемому наивыгоднейшим углам упреждения в горизонтальной плоскости с выходов соответственно первого и второго усилителей поступают соответственно на первый и второй входы устройства сравнения, на выходе которого предварительно формируется напряжение, соответствующее рассогласованию между текущим и требуемым наивыгоднейшими углами упреждения в горизонтальной плоскости. Данное напряжение усиливается в третьем усилителе с коэффициентом усиления к1/к2. В результате на его выходе окончательно формируется напряжение , соответствующее параметру рассогласования при самонаведении самолета в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи (выражение (1)) и определяемое, как
Недостатком данного устройства формирования параметра рассогласования, входящего в состав радиоэлектронной системы управления самолетом при его самонаведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости, является невозможность с помощью его сформировать такой параметр рассогласования, который бы в процессе самонаведения самолета на групповую воздушную цель по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при полете самолета в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, дополнительно создавалось бы условие для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС самолета на основе эффекта РСА антенны.
Заявляемая полезная модель направлена на достижение цели - сформировать параметр рассогласования в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости, в соответствии с которым в процессе самонаведения самолета на ГВЦ в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества, дополнительно создается условие для обеспечения в БРЛС самолета требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны.
С этой целью в устройство формирования параметра рассогласования, входящее в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости и содержащее радиолокационный следящий угломер БРЛС самолета и первое устройство сравнения, дополнительно введены вычислитель требуемого угла гр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», определяемого, как [2]
где
L - требуемое линейное разрешение целей в группе;
Д - дальность до геометрического центра ГВЦ;
V сбл=Vгвц+Vс - скорость сближения геометрического центра полета ГВЦ с самолетом;
Vгвц и Vс - радиальная составляющая скорости полета соответственно групповой воздушной цели и самолета;
q - угол между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета групповой воздушной цели;
и f - соответственно длина волны и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения самолета с геометрическим центром полета ГВЦ в БРЛС самолета, первый с постоянным коэффициентом и второй с динамическим коэффициентом усиления, определяемым, как [2]
где
w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета;
k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления усилители и второе устройство сравнения, причем выход радиолокационного следящего угломера БРЛС самолета соединен с первым входом первого устройства сравнения, его второй вход через первый усилитель с постоянным коэффициентом усиления подключен к выходу вычислителя требуемого угла тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», на первый, второй, третий и четвертый входы которого поступают соответственно значения дальности Д до геометрического центра ГВЦ, скорости сближения Vсбл с ним, радиальной составляющей скорости Vc полета самолета и угла q между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета ГВЦ с выходов соответствующих измерителей, а на пятый вход - значение требуемого линейного разрешения L целей в группе, выход первого устройства сравнения через второй усилитель с динамическим коэффициентом усиления, определяемым выражением (5) и на второй вход которого поступает значение скорости сближения Vсбл самолета с геометрическим центром полета ГВЦ, соединен с первым входом второго устройства сравнения, на второй вход которого поступает напряжение, соответствующее текущему значению ускорения истребителя в горизонтальной плоскости, а на его выходе, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение, соответствующее разности между требуемым jтр и текущим jг ускорением самолета в горизонтальной плоскости.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:
1. Введение в устройство формирования параметра рассогласования вычислителя требуемого угла тр (определяемого выражением (4)) отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ».
2. Введение в устройство формирования параметра рассогласования второго усилителя с динамическим коэффициентом усиления, определяемым выражением (5).
Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных устройствах не обнаружены.
Применение всех новых признаков позволит сформировать параметр рассогласования (определяемый выражениями (6) и (7)) в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости, в соответствии с которым в процессе самонаведения по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при полете в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, дополнительно создается условие для обеспечения в БРЛС самолета требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны.
На фиг.1 представлена блок-схема устройства формирования параметра рассогласования, входящего в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости, на фиг.2 - геометрия взаимного перемещения самолета и групповой воздушной цели, состоящей из двух целей Ц1 и Ц2, на фиг.3 и 4 - результаты моделирования РЭСУ самолетом, в состав которой входит заявляемая полезная модель.
Устройство формирования параметра рассогласования в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости содержит (фиг.1) радиолокационный следящий угломер 1 БРЛС самолета, первое 2 и второе 3 устройства сравнения, вычислитель 4 требуемого угла тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», первый 5 с постоянным коэффициентом и второй 6 с динамическим коэффициентом усиления, определяемым выражением (2), усилители, причем выход радиолокационного следящего угломера 1 БРЛС самолета соединен с первым входом первого устройства 2 сравнения, его второй вход через первый усилитель 5 с постоянным коэффициентом усиления подключен к выходу вычислителя 4 требуемого угла тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», на первый, второй, третий и четвертый входы которого поступают соответственно значения дальности Д до геометрического центра ГВЦ, скорости сближения с ним Vсбл, радиальной составляющей скорости Vc полета самолета и угла q между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета ГВЦ с выходов соответствующих измерителей, а на пятый вход - значение требуемого линейного разрешения L целей в группе, выход первого устройства 2 сравнения через второй усилитель 6 с динамическим коэффициентом усиления, на второй вход которого поступает значение скорости сближения Vсбл самолета с геометрическим центром полета ГВЦ, соединен с первым входом второго устройства 3 сравнения, на второй вход которого поступает напряжение, соответствующее текущему значению ускорения истребителя в горизонтальной плоскости, а на его выходе, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение, соответствующее разности между требуемым jтр и текущим jг ускорением самолета в горизонтальной плоскости.
Данное устройство входит в состав РЭСУ самолетом при его самонаведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости, которая реализует оптимальный по критерию минимума локального функционала качества метод его самонаведения на ГВЦ с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения L целей в группе в БРЛС самолета на основе эффекта РСА антенны, в соответствии с которым параметр рассогласования г определяется, как [2]
где
тр и k определяются соответственно выражениями (4) и (5);
т - текущее значение угла между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета (фиг.2)
и работает следующим образом (фиг.1). На выходе следящего угломера 1 БРЛС самолета формируется напряжение , соответствующее (фиг.2) текущему значению угла т между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета, которое поступает (фи.1) на первый вход первого устройства 2 сравнения. Одновременно в вычислителе 4 на основе поступающих на его первый, второй, третий, четвертый и пятый входы соответственно значений: дальности Д до геометрического центра ГВЦ; скорости сближения с ним Vсбл; радиальной составляющей скорости Vс полета самолета; угла q между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета ГВЦ (фиг.2); значение (фиг.1) требуемого линейного разрешения L целей в группе в соответствии с выражением (4), вычисляется требуемый угол тр между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета (фиг.2), который необходимо постоянно поддерживать в процессе самонаведения самолета на ГВЦ по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при полете в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи с дополнительным созданием условия для обеспечения в БРЛС самолета требуемого линейного разрешения L целей в группе на основе эффекта РСА антенны. Значение этого угла тр (фиг.1) с помощью первого усилителя 5 преобразуется в соответствующее напряжение , которое поступает на второй вход первого 2 устройства сравнения, на выходе которого формируется напряжение, соответствующее разности напряжений и . Эта разность напряжений усиливается во втором усилителе 6 с динамическим коэффициентом усиления k, определяемым выражением (5). В результате на его выходе формируется напряжение , соответствующее требуемому значению ускорения jтр самолета в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого угла тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ» (фиг.2). Напряжение поступает (фиг.1) на первый вход второго устройства 3 сравнения, где сравнивается с напряжением , поступающим на его второй вход и соответствующим текущему значению ускорения jт самолета в горизонтальной плоскости при текущем угле т между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета (фиг.2). В результате на выходе (фиг.1) второго устройства 3, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение , соответствующее разности между требуемым jтр и текущим jг ускорением самолета в горизонтальной плоскости при его самонаведении в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества при полете в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи и с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения L целей в группе в БРЛС самолета на основе эффекта РСА антенны (фиг.2), т.е.
С целью оценки работоспособности предлагаемого устройства формирования параметра рассогласования было проведено моделирование в целом радиоэлектронной системы управления самолетом в горизонтальной плоскости, в состав которой входит предлагаемая полезная модель. При моделировании были приняты следующие исходные данные (фиг.2), формулы (4) и (5):
количество целей в группе - 2;
требуемое линейное разрешение целей в группе L=150 м;
начальная дальность до геометрического центра ГВЦ Д(0)=250 км;
радиальная составляющая скорости полета ГВЦ Vгвц=300 м/с;
радиальная составляющая скорости полета самолета Vс=300 м/с;
начальный угол между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета ГВЦ q(0)=0 град.;
рабочая длина волны БРЛС самолета =3 см;
ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения самолета с геометрическим центром полета ГВЦ в БРЛС самолета f=10 Гц;
отношение коэффициентов штрафа w на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета и k на величину сигнала управления находилось в пределах .
В результате моделирования при принятых исходных данных установлено, что к 15-й секунде самонаведения самолета (фиг.3) с помощью РЭСУ с введенной в нее предлагаемой полезной моделью полностью отрабатывается требуемый угол тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», при этом, обеспечивается (фиг.4) требуемое линейное разрешение целей в группе L=150 м.
Таким образом, предлагаемое устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости позволит сформировать параметр рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости, в соответствии с которым в процессе его самонаведения по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при полете в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, дополнительно создается условие для обеспечения в БРЛС самолета требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны.
Источники информации
1. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова. - М.: «Радиотехника», 2003 (стр.18, формула (7.6); стр.20, формулы 7.16) и (7.18); стр.342 формулы (15.28) и (15.29); стр.343 из рис.15.5 - схема устройства формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости, включающая угломер с передаточными функциями Фг(р), Фг(р), усилители с коэффициентами усиления кд, кдv и кд1 устройство сравнения) (прототип).
2. Кучин А.А., Мещеряков В.Г., Павлов В.И. Радиоэлектронная система управления истребителем, оптимальная по критерию минимума локального функционала качества для обеспечения в бортовой радиолокационной станции разрешения по доплеровской частоте элементов плотной группы воздушных целей на основе эффекта синтезирования апертуры антенны // Радиотехника. 2011. 5 (стр.55, формулы (13) и (14); стр.56, формулы (17) и (18).
Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости, содержащее радиолокационный следящий угломер бортовой радиолокационной станции самолета и первое устройство сравнения, отличающееся тем, что в него дополнительно введены вычислитель требуемого угла тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет - групповая воздушная цель», определяемого как
где
L - требуемое линейное разрешение целей в группе;
Д - дальность до геометрического центра групповой воздушной цели;
Vсбл=Vгвц+Vс - скорость сближения геометрического центра полета групповой воздушной цели с самолетом;
Vгвц и Vс - радиальная составляющая скорости полета соответственно групповой воздушной цели и самолета;
q - угол между линией визирования «самолет - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета групповой воздушной цели;
и f - соответственно длина волны и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения самолета с геометрическим центром полета групповой воздушной цели в бортовой радиолокационной станции самолета,
первый с постоянным коэффициентом и второй с динамическим коэффициентом усиления, определяемым как
где
w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «самолет - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета самолета;
k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления,
усилители, и второе устройство сравнения, причем выход радиолокационного следящего угломера бортовой радиолокационной станции самолета соединен с первым входом первого устройства сравнения, его второй вход через первый усилитель с постоянным коэффициентом усиления подключен к выходу вычислителя требуемого угла тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет - групповая воздушная цель», на первый, второй, третий и четвертый входы которого поступают соответственно значения дальности Д до геометрического центра групповой воздушной цели, скорости сближения Vсбл с ним, радиальной составляющей скорости Vc полета самолета и угла q между линией визирования «самолет - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета групповой воздушной цели с выходов соответствующих измерителей, а на пятый вход - значение требуемого линейного разрешения L целей в группе, выход первого устройства сравнения через второй усилитель с динамическим коэффициентом усиления, определяемым выражением (2) и на второй вход которого поступает значение скорости сближения Vсбл самолета с геометрическим центром полета групповой воздушной цели, соединен с первым входом второго устройства сравнения, на второй вход которого поступает напряжение, соответствующее текущему значению ускорения истребителя в горизонтальной плоскости, а на его выходе, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение, соответствующее разности между требуемым и текущим ускорением самолета в горизонтальной плоскости.