Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может быть использовано для самонаведения ракеты класса «воздух-воздух» на вертолет при различном характере его полета с соответствующей ему динамикой.

Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г и вертикальной Δ_в плоскостях в соответствии с выражениями

где

К_ϕг, К_ωг, К_ϕв, К_ωв - постоянные коэффициенты, значения которых выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты на вертолет была бы близка к прямолинейной;

и - оценки пеленгов вертолета в угломере радиолокационной головки самонаведения (РГС) соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях;

и - оценки угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-вертолет» в угломере РГС соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях [1].

Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на вертолет при его стационарном полете, полете с ускорением и полете с торможением с соответствующей динамикой при каждом характере полета вертолета.

Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г и вертикальной Δ_в плоскостях в соответствии с выражениями

где

λ - рабочая длина волны РГС;

N - навигационная постоянная;

- оценка доплеровской частоты, формируемая в автоселекторе скорости РГС и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при его стационарном полете;

J_г и J_в - собственные ускорения ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измеряемые акселерометром ракеты [2].

Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на вертолет при полете его с ускорением, полете с торможением и полете в режиме «висение» с соответствующей динамикой при каждом характере полета вертолета.

Цель изобретения - формирование параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на вертолет при различном характере его полета (стационарном полете, полете с ускорением, полете с торможением и полете в режиме «висение»).

Для достижения цели в способе формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на вертолет при различном характере его полета, заключающимся в том, что в угломере РГС ракеты осуществляется оценка угловой скорости вращения линии визирования «ракета-вертолет» и , оценка пеленгов и вертолета, определяются приращения Δω_г и Δω_в угловой скорости вращения линии визирования «ракета-вертолет», обусловленные маневром вертолета соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, в измерении с помощью акселерометра собственных ускорений ракеты в горизонтальной J_г и вертикальной J_в плоскостях, дополнительно в автоселекторе скорости РГС ракеты параллельно в каждом оптимальном калмановском фильтре ОФ_mj их матрицы в соответствии с выражениями

где

k - номер такта работы калмановского фильтра;

P^-(k+1) и Р(k+1) - ковариационные матрицы ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;

Ф(k) - переходная матрица состояния;

Q(k+1) и R(k+1) - ковариационные матрицы шумов возбуждения и наблюдения соответственно;

K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;

I - единичная матрица;

и - вектор текущих и экстраполированных оценок дальности до вертолета и доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой;

Н(k) - матрица наблюдения;

Y(k) - вектор наблюдения;

Z(k+1) - матрица невязок измерения;

Ψ(k+1) - матрица априорных ошибок фильтрации;

"-1" - операция вычисления обратной матрицы;

"т" - операция транспонирования матрицы;

m=1, 2, 3, 4;

m=1 соответствует стационарному характеру полета вертолета;

m=2 соответствует полету вертолета с ускорением;

m=3 соответствует полету вертолета с торможением;

m=4 соответствует полету вертолета в режиме «висение»;

; L - количество вариантов динамики полета вертолета при каждом его m-м характере полета,

осуществляется сопровождение вертолета по дальности и доплеровской частоте при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом OФ_mj относительно m-го характера полета вертолета и соответствующего для каждого j-гo варианта динамики его полета, при этом, по строкам матрицы оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно m-го характера полета вертолета, а по столбцам - фильтры с динамическими моделями для различных гипотез относительно j-x вариантов динамики полета вертолета при соответствующем его m-м характере полета, для каждого оптимального фильтра их матрицы производится вычисление соответствующих значений случайных величин в соответствии с выражением

осуществляется сравнение полученных значений случайных величин с соответствующими ее граничными значениями χ²_{гр m}(m,Р_ош)_, одинаковыми для всех оптимальных фильтров, находящихся в m-й строке их матрицы,

где

Р_ош - вероятность ошибки того, что правильная гипотеза относительно m-го характера полета вертолета будет отвергнута,

определяется максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где находится один и более оптимальных фильтров, для которых выполняется условие (12), что соответствует оценке характера полета вертолета, для тех оптимальных фильтров , для которых в строке их матрицы выполняется условие (12), производится вычисление соответствующих значений обобщенных дисперсий реальных ошибок фильтрации в соответствии с выражением

определяется номер столбца в строке , где находится оптимальный фильтр, для которого величина минимальна, что соответствует оценке варианта динамики полета вертолета для оцененного значения характера его полета, на основе значений и осуществляется выбор оценки доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой, с выхода только одного из их матрицы, находящегося на пересечении оцененных номера строки и столбца , при принятии решения , что соответствует стационарному полету вертолета, параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г¹ и вертикальной Δ_в¹ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями

где

- оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся в первой строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном варианте динамики его стационарного полета,

при принятии решения что соответствует полету вертолета с ускорением, параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г² и вертикальной Δ_в² плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями

где

- оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся во второй строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном варианте динамики его полета с ускорением,

при принятии решения что соответствует полету вертолета с торможением, параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δ_г³ и вертикальной Δ_в³ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями

где

- оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся в третьей строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном варианте динамики его полета с торможением,

при принятии решения что соответствует полету вертолета в режиме «висение», параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δ_г⁴ и вертикальной Δ_в⁴ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (1) и (2).

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются следующие.

1. Параллельное сопровождение вертолета по дальности и доплеровской частоте в автоселекторе скорости РГС ракеты в каждом оптимальном калмановском фильтре OФ_mj их матрицы в соответствии с выражениями (5)-(10) при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом OФ_mj относительно m-го характера полета вертолета и соответствующего для каждого j-гo варианта динамики его полета.

2. Оценка по критерию хи-квадрат Пирсона m-го характера полета вертолета в соответствии с выражениями (11) и (12).

3. Оценка по критерию минимума обобщенной дисперсии реальных j-го варианта динамики полета вертолета при соответствующем m-м характере его полета в соответствии с выражением (13).

4. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (14) и (15) при принятии решения о стационарном полете вертолета

5. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (16) и (17) при принятии решения о полете вертолета с ускорением

6. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (18) и (19) при принятии решения о полете вертолета с торможением

7. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (1) и (2) при принятии решения о полете вертолета в режиме «висение»

Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных способах не обнаружены.

Применение всех новых признаков в совокупности с известными позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие в зависимости от характера полета вертолета осуществить на него самонаведение ракеты класса «воздух-воздух».

На рисунке 1 приведена блок-схема, реализующая предлагаемый способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой.

Предлагаемый способ реализуется следующим образом.

На вход блока 1 оценок на каждом k такте поступают отсчеты сопровождаемых координат полета вертолета, обусловленные m-м (m=1, 2, 3, 4) характером его полета с соответствующим j-м вариантом динамики при каждом характере полета, т.е. формируется вектор наблюдения Y(k) в выражении (8) при m-м характере полета вертолета с j-м вариантом его динамики полета.

Блок 1 оценок представляет собой матрицу оптимальных фильтров, в каждом из которых ОФ_mj (m=1, 2, 3, 4; ) реализована в соответствии с выражениями (5)-(10) процедура оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации. Для осуществления параллельной фильтрации наблюдаемых отсчетов дальности до вертолета, доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой, соответствующие входы оптимальных фильтров объединены. Фильтрация оцениваемых координат полета вертолета в каждом ОФ_mj их матрицы осуществляется при различных априорных данных, принятых при фильтрации в соответствующем оптимальном фильтре относительно m-го характера полета вертолета и j-м варианте динамики его полета. При этом по строкам матрицы оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели относительно m-го характера полета вертолета, а по столбцам - фильтры с динамическими моделями относительно j-x вариантов динамики при соответствующем m-м характере полета вертолета. Динамические модели, принятые при фильтрации в каждом OФ_mj их матрицы (m=1, 2, 3, 4; ) в виде различных структур матриц Ф_mj(k) и Q_mj(k+1) с соответствующими численными значениями их элементов, выполняют роль динамического эталона, поскольку они одновременно являются априорными сведениями не только для сопровождения вертолета, но и для распознавания характера его полета.

В предлагаемом способе определение m-го характера полета вертолета осуществляется по критерию хи-квадрат Пирсона, согласно которого для каждого OФ_mj их матрицы в вычислителе 2 случайных значений величин на основе значений элементов матрицы невязок измерения Z_{m j}(k+1) (выражение (8) и матрицы априорных ошибок фильтрации Ψ_mj(k+1) (выражение (6), поступающих с блока 1 оценок, производится вычисление соответствующих значений случайных величин в соответствии с выражением (11). В блоке 3 сравнения в соответствующем для каждого OФ_mj устройстве сравнения УС_mj осуществляется сравнение (выражение (12) полученных значений случайных величин с соответствующими их граничными значениями χ²_{гр m}(m,Р_ош), одинаковыми для всех оптимальных фильтров, находящихся в m-й строке их матрицы. По результатам сравнения в блоке 4 определения номера строки находится максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где расположен один и более , для которых выполняется условие (12), что соответствует оценке характера полета вертолета.

Условие (12) может быть выполнено одновременно в нескольких оптимальных фильтрах в строке матрицы при j-ых вариантах динамики полета вертолета. В предлагаемом способе определение j-го варианта динамики полета вертолета при оцененном характере полета вертолета осуществляется по критерию минимума обобщенной дисперсии реальных ошибок фильтрации следующим образом. Для тех оптимальных фильтров, находящихся в оцененном номере строки их матрицы и для которых выполняется условие (12), в блоке 5 определения номера столбца производится вычисление соответствующих значений обобщенных дисперсий реальных ошибок фильтрации в соответствии с выражением (13) и определяется номер столбца в строке , где находится оптимальный фильтр, для которого величина минимальна, что и будет соответствовать оценке варианта динамики полета вертолета при оцененном характере его полета. На основе значений и в блоке 6 выбора оценки, куда поступают оценки (m=1, 2, 3, 4; ) с выходов всех оптимальных фильтров, осуществляется выбор оценок доплеровских частот , и , обусловленных скоростью сближения ракеты соответственно при стационарном полете вертолета (при ), полету вертолета с ускорением (при ) и торможением с соответствующей j-й динамикой, которые поступают на вход вычислителя 9 параметров рассогласования.

Одновременно в угломере 7 РГС ракеты осуществляется оценка угловых скоростей вращения линии визирования «ракета - вертолет» и , приращений Δω_г и Δω_в угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-вертолет», обусловленные маневром вертолета, оценки пеленгов и вертолета соответственно в горизонтальной (индекс «г») и вертикальной (индекс «в») плоскостях, которые поступают на вход вычислителя 9 параметров рассогласования.

Кроме того, в акселерометре 8 осуществляется измерение собственного ускорения ракеты в горизонтальной J_г и вертикальной J_в плоскостях, которые также поступают на соответствующие входы вычислителя 9 параметров рассогласования.

При принятии в блоке 4 решения , что соответствует стационарному полету вертолета, параметры рассогласования в вычислителе 9 в горизонтальной Δ_г¹ и вертикальной Δ_в¹ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (14) и (15).

При принятии в блоке 4 решения что соответствует полету вертолета с ускорением, параметры рассогласования в вычислителе 9 в горизонтальной Δ_г² и вертикальной Δ_в² плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (16) и (17).

При принятии в блоке 4 решения что соответствует полету вертолета с торможением, параметры рассогласования в вычислителе 9 в горизонтальной Δ_г³ и вертикальной Δ_в³ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (18) и (19).

При принятии в блоке 4 решения что соответствует полету вертолета в режиме «висение», параметры рассогласования в вычислителе 9, куда также поступают постоянные значения коэффициентов К_ϕг, К_ωг, К_ϕв, К_ωв, которые выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты на вертолет была бы близка к прямолинейной, в горизонтальной Δ_г⁴ и вертикальной Δ_в⁴ плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (1) и (2).

Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие осуществить самонаведение ракеты на вертолет при различном характере его полета с соответствующей ему динамикой полета.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 30, формулы (7.51) (аналог).

2. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 24, формула (7.32) (прототип).