способ формирования команд наведения управляемой ракеты
Классы МПК: | F41G7/22 системы самонаведения |
Автор(ы): | Акимов В.Н. (RU), Атасов В.А. (RU) |
Патентообладатель(и): | Открытое акционерное общество "Долгопрудненское научно- производственное предприятие" (RU) |
Приоритеты: |
подача заявки:
2002-11-27 публикация патента:
20.05.2004 |
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.
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9
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.Описание изобретения к патенту
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 i, а с выхода снимаются измерения угловых рассогласований i и измеренная угловая скорость линии визирования i, которые поступают на вход БЛР, в котором образуются измерения линейных рассогласований Zi (фиг.3, где D - оценка дальности “ракета - цель”; 1/р - оператор интегрирования; X - оператор умножения).Фильтр (фиг.4) фазовых переменных формирует оценки Yji=(j=1, 2, 3):Yli - оценка линейного рассогласования в i-ом канале;Y2i - оценка скорости изменения линейного рассогласования в i-ом канале;Y3i - оценка ускорения цели в i-ом канале;K1, К2, К3 - коэффициенты фильтра.Регулятор (фиг.5) вырабатывает из оценок фильтра текущую команду наведения i в соответствии с методом расширенной пропорциональной навигации: где Кн - навигационная постоянная; - оценка времени, оставшегося до точки встречи; где D - скорость сближения.Команда наведения i поступает на вход системы стабилизации и ракета развивает необходимую для наведения на цель перегрузку jpi.Оценка дальности “ракета - цель” D строится интегрированием при начальном условии D(t3)=D0, где t3 - время захвата цели ГСН; D0 - начальная дальность на момент самонаведения.В предлагаемом способе в отличие от прототипа используются две модели дальности: где D10, d20 - границы известного интервала дальности [D10, D20], в котором лежит истинная дальность (фиг.7): где D - предполагаемая погрешность определения дальности “ракета - цель”.Объединим в каждом канале управления блоки БЛР и Ф в один блок Б1 (фиг.6) со входными сигналами *, и D и выходным вектором Yji=(Y11, Y21, Y31), где 1=1; 2 - номер модели дальности.Имея две оценки дальности D1 и D2 в каждом канале управления, на выходе блока Б1 получим два вектора оценок фазовых переменных:Yj1=(Y11, Y21, Y31) - для первой модели дальности;Yj2=(Y12, Y22, Y32) - для второй модели дальности.Имея два вектора оценок, получают произвольную промежуточную оценку Yj(D). В этом случае для любой промежуточной дальности D рассчитывают потребные команды наведения i(D1) и i(D2) и затем выбирают наибольшую по модулю команду наведения, то есть строится минимаксный алгоритм наведения, рассчитанный на наиболее опасную цель из заданного интервала. При этом в каждый момент времени зависимость i(D) носит монотонный характер и, следовательно, максимум достигается на краях интервала, то есть либо i(D1)=max, либо i(D2)=max.Таким образом, предлагаемый способ формирования команд наведения управляемой ракеты можно представить в виде двух параллельных ветвей, состоящих из блоков Б1 и РЕГ и использующих две оценки дальности D1 и D2, а на выходе регулятора реализуются две текущие команды управления i(D1) и i(D2), из которых в блоке выбора максимальной по модулю команды наведения (БВМ) выбирают максимальную (фиг.1).Так как меньшая дальность D1 (фиг.7), начиная с некоторого момента, может стать отрицательной, необходимо “заморозить” дальность D1 на некотором уровне Dmin. Одновременно уточняют оценки Y1 по следующим алгоритмам: Указанные алгоритмы реализуют в блоке “заморозки” БЗ.Предлагаемый способ позволяет существенно повысить точность наведения на цели (особенно маневрирующие) при наличии больших ошибок определения дальности “ракета - цель”, что иллюстрируется интегральными законами распределения относительного промаха (r/rmах), приведенными на фиг.8 и 9 (Р - вероятность; r - реализованный промах; rmax - максимально допустимый промах) и полученными с помощью имитационного математического моделирования для условий, обозначенных на фиг.8 и 9 (nц - перегрузка цели; D - среднеквадратическая ошибка определения дальности). Точность наведения увеличивается в 1,5-6 раз, а вероятность поражения типовой цели увеличивается с 0,3 для прототипа до 0,9 для предлагаемого способа.Yj2=(Y12, Y22, Y32) - для второй модели дальности.Имея два вектора оценок, получают произвольную промежуточную оценку Yj(D). В этом случае для любой промежуточной дальности D рассчитывают потребные команды наведения i(D1) и i(D2) и затем выбирают наибольшую по модулю команду наведения, то есть строится минимаксный алгоритм наведения, рассчитанный на наиболее опасную цель из заданного интервала. При этом в каждый момент времени зависимость i(D) носит монотонный характер и, следовательно, максимум достигается на краях интервала, то есть либо i(D1)=max, либо i(D2)=max.Таким образом, предлагаемый способ формирования команд наведения управляемой ракеты можно представить в виде двух параллельных ветвей, состоящих из блоков Б1 и РЕГ и использующих две оценки дальности D1 и D2, а на выходе регулятора реализуются две текущие команды управления i(D1) и i(D2), из которых в блоке выбора максимальной по модулю команды наведения (БВМ) выбирают максимальную (фиг.1).Так как меньшая дальность D1 (фиг.7), начиная с некоторого момента, может стать отрицательной, необходимо “заморозить” дальность D1 на некотором уровне Dmin. Одновременно уточняют оценки Y1 по следующим алгоритмам: Указанные алгоритмы реализуют в блоке “заморозки” БЗ.Предлагаемый способ позволяет существенно повысить точность наведения на цели (особенно маневрирующие) при наличии больших ошибок определения дальности “ракета - цель”, что иллюстрируется интегральными законами распределения относительного промаха (r/rmax), приведенными на фиг.8 и 9 (Р - вероятность; r - реализованный промах; rmах - максимально допустимый промах) и полученными с помощью имитационного математического моделирования для условий, обозначенных на фиг.8 и 9 (nц - перегрузка цели; D - среднеквадратическая ошибка определения дальности). Точность наведения при использовании предлагаемого способа увеличивается в 1,5-6 раз.Класс F41G7/22 системы самонаведения