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 создающим 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, второе и третье устройства сравнения, вычислитель требуемого угла отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет - групповая воздушная цель, усилитель с постоянным коэффициентом усиления и умножитель.

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, первое и второе устройства сравнения, вычислитель требуемого угла _тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», определяемого, как

где L - требуемое линейное разрешение целей в группе;

Д - дальность до геометрического центра ГВЦ;

V _сбл=V_гвц+V_c - скорость сближения геометрического центра полета ГВЦ с самолетом;

V_гвц и V_c - 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

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, 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 V_сбл с ним, радиальной составляющей скорости V_c 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 (2) и на второй вход которого поступает значение скорости сближения V_сбл самолета с геометрическим центром полета ГВЦ, соединен с первым входом второго устройства сравнения, на второй вход которого поступает напряжение, соответствующее текущему значению ускорения самолета в горизонтальной плоскости, а на его выходе, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение, соответствующее разности между требуемым j_тр и текущим j_г ускорением самолета в горизонтальной плоскости [1].

Данное устройство [1] 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

где

_тр и k определяются соответственно выражениями (1) и (2);

_т - текущее значение угла между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета и работает следующим образом. На выходе следящего угломера БРЛС самолета формируется напряжение , соответствующее текущему значению угла _т между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета, которое поступает на первый вход первого устройства сравнения. Одновременно в вычислителе на основе поступающих на его первый, второй, третий, четвертый и пятый входы соответственно значений: дальности Д до геометрического центра ГВЦ; скорости сближения с ним V_сбл; радиальной составляющей скорости V_с полета самолета; угла q между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета ГВЦ; значение требуемого линейного разрешения L целей в группе в соответствии с выражением (1), вычисляется требуемый угол _тр между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета, 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 помощью первого усилителя преобразуется в соответствующее напряжение , которое поступает на второй вход первого устройства сравнения, на выходе которого формируется напряжение, соответствующее разности напряжений и . Эта разность напряжений усиливается во втором усилителе с динамическим коэффициентом усиления k, определяемым выражением (2). В результате на его выходе формируется напряжение , соответствующее требуемому значению ускорения j_тp самолета в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого угла _тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ». Напряжение поступает на первый вход второго устройства сравнения, где сравнивается с напряжением , поступающим на его второй вход и соответствующим текущему значению ускорения j_т самолета в горизонтальной плоскости при текущем угле _т между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета. В результате на выходе второго устройства, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение , соответствующее разности между требуемым j_тр и текущим j_г 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, т.е.

Недостатком данного устройства формирования параметра рассогласования, входящего в состав радиоэлектронной системы управления самолетом при его самонаведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества, является достаточно большое время создания условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС самолета на основе эффекта РСА антенны, которое может достигать порядка 15 секунд [1, фиг.3].

Заявляемая полезная модель направлена на достижение цели - сокращение времени создания условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС самолета 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 бортовой радиолокационной станции самолета, первое и второе устройства сравнения, вычислитель требуемого угла _тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет - групповая воздушная цель», определяемого выражением (1), при этом первый выход радиолокационного следящего угломера бортовой радиолокационной станции самолета соединен с первым входом первого устройства сравнения, его второй вход 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 V_cбл с ним, радиальной составляющей скорости V_c 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, на второй вход второго устройства сравнения поступает напряжение, соответствующее текущему значению ускорения самолета 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, дополнительно введены усилитель с постоянным 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, умножитель и третье устройство сравнения, причем второй выход радиолокационного следящего угломера бортовой радиолокационной станции самолета соединен с первым входом умножителя, на второй вход которого поступает значение скорости сближения У_сбл самолета с геометрическим центром групповой воздушной цели, а выход соединен с первым входом третьего устройства сравнения, второй вход которого через усилитель с коэффициентом усиления, определяемым выражением (6), подключен к выходу первого устройства сравнения, а его выход, на котором формируется напряжение, соответствующее требуемому значению ускорения самолета в горизонтальной плоскости, соединен с первым входом второго устройства сравнения.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:

1. Использование в устройстве формирования параметра рассогласования второго выхода радиолокационного следящего угломера бортовой радиолокационной станции самолета, на котором формируется напряжение, соответствующее угловой скорости вращения линии визирования «самолет-групповая воздушная цель».

2. Введение в устройство формирования параметра рассогласования усилителя с коэффициентом усиления, определяемым выражением (6), а также умножителя и третьего устройства сравнения с их связями.

Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных устройствах не обнаружены.

Применение всех новых признаков позволит сократить время создания условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС самолета на основе эффекта РСА антенны при самонаведении самолета в горизонтальной плоскости в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества при полете в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи.

На фигуре 1 представлена блок-схема устройства формирования параметра рассогласования, входящего в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости, на фигуре 2 - геометрия взаимного перемещения самолета и групповой воздушной цели, состоящей из двух целей Ц1 и Ц2, на фигурах 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 (фигура 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 - групповая воздушная цель», при этом первый выход радиолокационного следящего угломера 1 бортовой радиолокационной станции самолета соединен с первым входом первого устройства 2 сравнения, его второй вход подключен к выходу вычислителя 4 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 V_сбл с ним, радиальной составляющей скорости V_c 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, на второй вход второго устройства 3 сравнения поступает напряжение, соответствующее текущему значению ускорения самолета 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, а также содержит усилитель 5 с постоянным коэффициентом усиления, умножитель 6 и третье устройство 7 сравнения, причем второй выход радиолокационного следящего угломера 1 бортовой радиолокационной станции самолета соединен с первым входом умножителя 6, на второй вход которого поступает значение скорости сближения V_сбл самолета с геометрическим центром групповой воздушной цели, а выход соединен с первым входом третьего устройства 7 сравнения, второй вход которого через усилитель 5 с коэффициентом усиления, определяемым выражением (6), подключен к выходу первого устройства 2 сравнения, а его выход, на котором формируется напряжение, соответствующее требуемому значению ускорения самолета в горизонтальной плоскости, соединен с первым входом второго устройства 3 сравнения.

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 выражением (3), где [2]

_тр и z определяются соответственно выражениями (1) и (6);

_т - текущее значение угла между линией визирования «самолет - ГВЦ» и вектором скорости полета самолета (фигура 2) и работает следующим образом (фигура 1).

На первом выходе следящего угломера 1 БРЛС самолета формируется напряжение , соответствующее (фигура 2) текущему значению угла _т между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости самолета V_с, которое поступает (фигура 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 (фигура 2): дальности Д до геометрического центра ГВЦ; скорости сближения с ним V_сбл; радиальной составляющей скорости V _с полета самолета; угла q между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета ГВЦ; значение требуемого линейного разрешения L целей в группе, в соответствии с выражением (1) вычисляется требуемый угол (фигура 2) _тр между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости самолета V_с, 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 (фигура 1) в вычислителе 4 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 в первом усилителе 5 с постоянным коэффициентом усиления z., определяемым в соответствии с выражением (6), и подается на второй вход третьего устройства 7 сравнения. Одновременно на втором выходе следящего угломера 1 БРЛС самолета формируется напряжение , соответствующее (фигура 2) текущему значению угловой скорости вращения линии визирования «самолет-ГВЦ» _г, которое поступает на первый вход умножителя 6, на его второй вход поступает напряжение, соответствующее скорости сближения V_сбл самолета с геометрическим центром ГВЦ. Результат перемножения подается на первый вход третьего устройства 7 сравнения. В результате на его выходе формируется напряжение , соответствующее требуемому значению ускорения j_тр самолета в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого угла _тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ» (фигура 2). Напряжение (фигура 1) поступает на первый вход второго устройства 3 сравнения, где сравнивается с напряжением поступающим на его второй вход и соответствующим текущему значению ускорения j_т самолета в горизонтальной плоскости при текущем угле _т между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости самолета V_с (фигура 2). В результате на выходе (фигура 1) второго устройства 3, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение , соответствующее разности между требуемым j_тр и текущим j_г ускорением самолета в горизонтальной плоскости при его самонаведении в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения L целей в группе в БРЛС самолета на основе эффекта РСА антенны (фигура 2), т.е.

С целью оценки работоспособности предлагаемого устройства формирования параметра рассогласования было проведено моделирование в целом РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости, в состав которой входит предлагаемая полезная модель. При моделировании были приняты следующие исходные данные (фигура 2), формулы (1) и (6):

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 V_гвц=300 м/с;

радиальная составляющая скорости полета самолета V_с=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

В результате моделирования при принятых исходных данных установлено, что к 10-й секунде самонаведения самолета (фигура 3, кривая 2) 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 (фигура 4) не только требуемое линейное разрешение целей в группе L=150 м, но и сокращается в 1,5 раза (фигура 3, кривая 1 характеризует процесс отработки требуемого угла _тр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ» согласно прототипа) время создания условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС самолета на основе эффекта РСА антенны.

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, сократится время создания условия для обеспечения в БРЛС самолета требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны.

Источники информации

1. Патент РФ на полезную модель, 112755, 2011 г.(прототип).

2. Богданов А.В., Кучин А.А., Мещеряков В.Г., Шпортко С.А. Радиоэлектронная система управления истребителем на основе концепции обратных задач динамики для обеспечения в бортовой радиолокационной станции разрешения по доплеровской частоте элементов групповой воздушной цели // Радиотехника. 2011. 6 (стр.103, формулы (2); стр.104, формулы (9) и (15).

Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости, содержащее радиолокационный следящий угломер бортовой радиолокационной станции самолета, первое и второе устройства сравнения, вычислитель требуемого угла _тp 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;

V_сбл=V_гвц+V_c - скорость сближения геометрического центра полета группой воздушной цели с самолетом;

V_гвц и V_c - 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, при этом первый выход радиолокационного следящего угломера бортовой радиолокационной станции самолета соединен с первым входом первого устройства сравнения, его второй вход 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 V_сбл с ним, радиальной составляющей скорости V_c 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, на второй вход второго устройства сравнения поступает напряжение, соответствующее текущему значению ускорения самолета в горизонтальной плоскости, а на его выходе, являющемся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение, соответствующее разности между требуемым и текущим ускорением самолета в горизонтальной плоскости, отличающееся тем, что в него дополнительно введены усилитель с постоянным 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, умножитель и третье устройство сравнения, причем второй выход радиолокационного следящего угломера бортовой радиолокационной станции самолета соединен с первым входом умножителя, на второй вход которого поступает значение скорости сближения V_cбл самолета с геометрическим центром групповой воздушной цели, а выход соединен с первым входом третьего устройства сравнения, второй вход которого через усилитель с коэффициентом усиления, определяемым выражением (2), подключен к выходу первого устройства сравнения, а его выход, на котором формируется напряжение, соответствующее требуемому значению ускорения самолета в горизонтальной плоскости, соединен с первым входом второго устройства сравнения.