Способ формирования команд наведения управляемой ракеты
Изобретение относится к системам наведения управляемых ракет. Сущность изобретения заключается в том, что в каждом канале управления формирование оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели, а также команд управления производят для двух оценок дальности “ракета - цель”. Эти команды формируют путем интегрирования скорости сближения при начальном условии, уменьшенном на величину предполагаемой ошибки определения дальности для первой оценки дальности и увеличенном на эту величину для второй оценки дальности. Для управления ракетой выбирают большую по модулю из полученных команд наведения. 9 ил.
Предлагаемое изобретение относится к системам наведения управляемых ракет.Известен способ формирования команд наведения управляемой ракеты с использованием расширенной пропорциональной навигации, в котором для формирования команд наведения используют оценки линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели, а также время, оставшееся до точки встречи, которое определяют через оценку дальности “ракета - цель” (“Сравнение классической и современной систем наведения самонаводящихся ракет”. - Ракетная техника и космонавтика, т.19, 6, июнь 1981 г., с.185-194). Этот способ взят в качестве прототипа.Недостатком данного способа является то, что с ростом ошибок определения оценки дальности “ракета - цель” точность наведения быстро снижается, особенно при перехвате маневрирующих целей.Целью данного изобретения является повышение точности наведения управляемой ракеты с использованием расширенной пропорциональной навигации при больших ошибках определения дальности “ракета - цель”.Поставленная цель достигается тем, что согласно способу формирования команд наведения управляемой ракеты в каждом канале управления формирование оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели, а также команд наведения производят для двух оценок дальности “ракета - цель”, которые формируют путем интегрирования скорости сближения при начальном условии, уменьшенном на величину предполагаемой ошибки определения дальности для первой оценки дальности D1 и увеличенном на эту величину для второй оценки дальности D2, при выходе меньшей оценки дальности D1 на граничное значение Dmin из оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели вычитают дополнительные сигналы, полученные умножением разности граничного значения дальности Dmin и первой оценки D1 на соответствующую разность оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели для второй и первой оценок дальностей, деленную на разность второй и первой оценок дальности, и для управления ракетой выбирают большую по модулю из полученных команд наведения.На фиг.1 изображена структурная схема устройства, реализующего предлагаемый способ формирования команд наведения управляемой ракеты.Структурная схема состоит из следующих блоков:ГСН - головка самонаведения (фиг.2);БЛР - блок формирования линейных рассогласований (фиг.3);Ф - фильтр фазовых переменных (фиг.4);РЕГ - регулятор, формирующий закон наведения (фиг.5);Б1 - блок, объединяющий БЛР и Ф (фиг.6);БВМ - блок выбора максимальной по модулю команды наведения;БЗ - блок “заморозки”.На вход ГСН (фиг.2) поступают углы линии визирования “ракета - цель” qi(i=l; 2), случайные шумы измерений![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/958.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/916.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/969.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/img_pat/77/777090.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/964.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/img_pat/77/777091.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/img_pat/77/777092.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/img_pat/77/777093.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/img_pat/77/777094.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/916.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/969.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/916.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/img_pat/77/777095.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/963.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/955.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/img_pat/77/777096.gif)
![](https://img.poleznayamodel.ru/chr/963.gif)
Формула изобретения
Способ формирования команд наведения управляемой ракеты с использованием расширенной пропорциональной навигации, в котором для каждого из каналов управления осуществляют перемножение навигационной постоянной, деленной на квадрат времени, оставшегося до точки встречи, определяемого делением оценки дальности “ракета - цель” на скорость сближения, на текущий пролет, формируемый суммированием оценок линейного рассогласования, скорости его изменения, умноженной на время, оставшееся до точки встречи, и половины произведения ускорения цели на квадрат этого времени, отличающийся тем, что в каждом канале управления формирование оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели, а также команд наведения производят для двух оценок дальности “ракета - цель”, которые формируют путем интегрирования скорости сближения при начальном условии, уменьшенном на величину предполагаемой ошибки определения дальности для первой оценки дальности D1 и увеличенном на эту величину для второй оценки дальности D2, при выходе меньшей оценки дальности D1 на граничное значение Dmin из оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели вычитают дополнительные сигналы, полученные умножением разности граничного значения дальности Dmin и первой оценки D1 на соответствующую разность оценок линейного рассогласования, скорости его изменения и ускорения цели для второй и первой оценок дальностей, деленную на разность второй и первой оценок дальности, и для управления ракетой выбирают большую по модулю из полученных команд наведения.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9
Похожие патенты:
Изобретение относится к системам самонаведения летательных аппаратов на наземные цели
Система наведения управляемого снаряда // 2217692
Изобретение относится к вооружению, в частности к артиллерийским управляемым снарядам с лазерной головкой самонаведения
Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам с самонаведением
Самонаводящаяся зенитная ракета // 2206057
Изобретение относится к противовоздушной обороне, в частности к зенитным ракетам со средствами самонаведения
Изобретение относится к оборонной технике, а именно к управляемым ракетам, и может использоваться в комплексах вооружения для наведения ракет на наземные и надводные цели
Способ формирования сигналов управления летательным аппаратом при наведении на воздушную цель // 2189556
Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в полуактивных и пассивных системах самонаведения летательных аппаратов (ЛА) для наведения на воздушную цель
Изобретение относится к радионаведению самодвижущихся снарядов, в частности самонаведению авиационных управляемых ракет класса "воздух-воздух"
Способ наведения // 2176773
Способ самонаведения ступени перехвата // 2175429
Изобретение относится к способам самонаведения ступени перехвата (СП) на цель, движущуюся под воздействием гравитационного поля Земли
Изобретение относится к системам самонаведения, в частности к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты с помощью радиолокационных средств, установленных на борту ЛА, использующих синтезирование апертуры (СА) антенны или доплеровское обужение луча (ДОЛ) диаграммы направленности антенны
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты
Изобретение относится к способам управления ракетами, предназначенными для поражения низколетящих целей
Изобретение относится к области вооружения, в частности, к системам управления артиллерийскими управляемыми снарядами с лазерным наведением
Изобретение относится к области вооружения, в частности к артиллерийским управляемым снарядам с лазерным наведением
Изобретение относится к системам управления самонаводящихся ракет, в которых имеет место прерывистое поступление информации на вход головки самонаведения
Изобретение относится к авиационной технике для наведения с высокой точностью и разрушающим воздействием управляемого летательного аппарата, пускаемого с самолета, на различного рода наземные и надводные объекты и сооружения в широком диапазоне условий и режимов применения
Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению артиллерийскими управляемыми снарядами с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории
Изобретение относится к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА)
Изобретение относится к системам высокоточного вооружения, в частности к системам наведения тактических баллистических ракет
Изобретение относится к области радиотехники, а именно к способам наведения самодвижущихся управляемых снарядов по отраженному лазерному лучу, и может быть использовано в военной технике