способ наведения ракеты на участке возрастания скоростного напора

Формула изобретения

Способ наведения ракеты на участке возрастания скоростного напора, включающий обнаружение головкой самонаведения сигнала цели, измерение головкой самонаведения угловых рассогласований между направлением на цель и равносигнальным направлением антенны головки самонаведения в проекциях на две измерительные оси антенной системы координат и проекций угловой скорости вращения линии визирования, определение времени до встречи ракеты с целью, определение оценок проекций промаха ракеты на измерительные оси антенной системы координат головки самонаведения и , формирование сигналов управления ракетой _YA и _ZA по методу пропорциональной навигации или его модификациям с использованием навигационного коэффициента, отличающийся тем, что измеряют текущее время полета t, вычисляют время полета T_П=t+ до точки встречи ракеты с целью и нормированное время , вычисляют навигационный коэффициент, зависящий от нормированного времени , по математическому выражению

и формируют сигналы управления ракетой в соответствии с математическими выражениями

.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, в частности к системам наведения ракет, использующих метод пропорциональной навигации или его модификации.

Известен способ наведения ракет, заключающийся в обнаружении головкой самонаведения сигнала цели, в измерении головкой самонаведения угловых рассогласований между направлением на цель и равносигнальным направлением антенны головки самонаведения в проекциях на две измерительные оси антенной системы координат и проекций угловой скорости вращения линии визирования, в определении времени до встречи , в определении оценок проекций промаха ракеты на измерительные оси антенной системы координат головки самонаведения и , в формировании сигналов управления ракетой _YA и _ZA по методу пропорциональной навигации или его модификациям с навигационным коэффициентом К _H.

В этом случае сигнал управления в проекциях на измерительные оси антенной системы координат ГСН формируется следующим образом:

где К_H - навигационная постоянная;

- время, оставшееся до встречи;

- оценка проекций промаха на измерительные оси антенной системы координат.

(«Динамическое проектирование систем управления автоматических маневренных летательных аппаратов». / Е.А.Федосов, В.Т.Бобронников, М.Н.Красильщиков, В.И.Кухтенко и др./ Под ред. Е.А.Федосова. - М.: Машиностроение, 1997, с.308; 312-313). Этот способ взят в качестве прототипа.

Недостатком данного способа является то, что на участке возрастания скоростного напора управление можно начинать только с определенного момента времени и имеет место потеря скорости к моменту встречи из-за неоптимального распределения управляющих ускорений, что приводит к увеличению ближней границы зоны поражения.

Техническим результатом является уменьшение ближней границы зоны поражения и увеличение скорости полета в точке встречи на участке возрастания скоростного напора.

Указанный результат достигается тем, что измеряют текущее время t, вычисляют время полета до точки встречи T_п=t+ , нормированное время , определяют навигационный коэффициент, зависящий от нормированного времени

формируют сигналы управления ракетой

Известно, что при отработке одного и того же ускорения, потери ракеты по скорости обратно пропорциональны текущему скоростному напору q(t).

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что используют переменный по времени (форсируемый) навигационный коэффициент K^* _H(t). Характер его изменения полностью определяется законом изменения скоростного напора q(t).

На участке возрастания скоростного напора (в том числе в ближней части зоны поражения) зависимость q(t) можно заменить на следующую аналитическую аппроксимацию:

В этом случае на этом участке К^* _H(t) можно определить по следующей формуле:

где - нормированное время.

В соответствии с этой зависимостью K^* _H(t) принимает малые значения при малых скоростных напорах, а при максимальных значениях q* и перед встречей стремится к уровню, равному 3, что соответствует оптимальному значению для метода пропорциональной навигации.

Предлагаемый способ наведения по структуре близкий к методу пропорциональной навигации, но в отличие от последнего, где навигационный коэффициент К_H const, в данном способе он оптимально изменяется (форсируется) в зависимости от известного профиля поведения на траектории скоростного напора ракеты с целью максимизации ее скорости на момент встречи. В ближней зоне на фоне быстрого роста скоростного напора K ^* _H(t) постоянно меньше 3 и иногда (при малых значениях q^*) достаточно близок к 0.

Головка самонаведения обнаруживает сигнал цели, измеряет угловые рассогласования между направлением на цель и равносигнальным направлением антенны в проекциях на две измерительные оси антенной системы координат и проекции угловой скорости вращения линии визирования, определяют время до встречи , определяют оценки проекций промаха ракеты на измерительные оси антенной системы координат головки самонаведения и , измеряют текущее время полета t, вычисляют время полета до точки встречи T_п=t+ , нормированное время , определяют навигационный коэффициент, зависящий от нормированного времени ,

формируют сигналы управления ракетой по методу пропорциональной навигации или его модификациям

Благодаря форсированию К^* _H(t):

- управление можно начинать со старта и не нужно решать задачу определения времени начала управления;

- ослабляется требование к устойчивости ракеты по каналу крена при малых скоростных напорах;

- в силу оптимального перераспределения необходимых ускорений происходит увеличение скорости ракеты к моменту встречи.

По результатам моделирования типовой управляемой ракеты ближнюю зону можно уменьшить в 1,5 раза.