РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ	(19) RU (11) 2 751 378 (13) C1
	(51) МПК F41G 7/22 (2006.01) G05D 1/08 (2006.01) (52) СПК F41G 7/22 (2021.05) G05D 1/08 (2021.05)

Статус:	действует (последнее изменение статуса: 20.07.2021)
Пошлина:	учтена за 3 год с 26.03.2022 по 25.03.2023. Установленный срок для уплаты пошлины за 4 год: с 26.03.2022 по 25.03.2023. При уплате пошлины за 4 год в дополнительный 6-месячный срок с 26.03.2023 по 25.09.2023 размер пошлины увеличивается на 50%.

(21)(22) Заявка: 2020112164, 25.03.2020 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 25.03.2020 Дата регистрации: 13.07.2021 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 25.03.2020 (45) Опубликовано: 13.07.2021 Бюл. № 20 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2254542 C1, 20.06.2005. RU 2586399 C2, 10.06.2016. RU 2616188 C1, 13.04.2017. RU 2296348 C2, 27.03.2007. RU 2419057 C2, 20.05.2011. Адрес для переписки: 121170, Москва, Кутузовский пр-кт, 34, Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"

(72) Автор(ы): Михеев Вячеслав Алексеевич (RU), Меркулов Владимир Иванович (RU), Садовский Петр Алексеевич (RU), Иванов Игорь Юрьевич (RU) (73) Патентообладатель(и): Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" (RU)

(54) СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ НА ВЫСОКОСКОРОСТНЫЕ ВЫСОКОМАНЕВРЕННЫЕ ВОЗДУШНЫЕ ОБЪЕКТЫ

Изобретение относится к системам наведения на высокоскоростные и интенсивно маневрирующие цели, в частности к системам наведения на гиперзвуковые летательные аппараты (ГЗЛА).

Анализ состояния и тенденций развития авиационной техники свидетельствует о том, что в передовых в военном отношении странах уделяется все большее внимание разработке, испытаниям и внедрению в практику ведения боевых действий ГЗЛА, обладающих рядом существенных преимуществ [1-3]. Среди этих преимуществ прежде всего следует выделить способность перемещаться в пространстве с высокой скоростью V_ц≈5…10 Μ (Μ - скорость звука) по сложным законам со сменой знака производной координат состояния. Примерный вид траектории ГЗЛА в вертикальной плоскости показан на фиг. 1, на которой проиллюстрирована возможность перехвата цели только в переднюю полусферу, если ее скорость на порядок выше скорости перехватчика (V_ц>V_п).

Необходимо подчеркнуть, что при таких условиях существующие системы наведения в упрежденную точку встречи не обеспечивают перехват ГЗЛА из-за смены направления полета цели.

Задачей изобретения является синтез оптимального управления перехватчиком ГЗЛА на основе метода обратных задач динамики, который позволяет для системы

при ограничении вида:

сформировать сигнал управления

по минимуму целевой функции

Здесь - n - мерный вектор координат состояния, f(x,u,t) - n - мерная функция, - m - мерный вектор управления,

причем m≤n, F - функция, учитывающая несоответствия желаемых (у_ж) и текущих координат, L(x,u,t) - скалярная неотрицательная функция, S_K[х(t_K)] - терминальное слагаемое целевого функционала

Рассмотрим задачу синтеза закона управления перехватчиком, состояние которого определяется математической моделью

наводимого в вертикальной плоскости на цель, координаты которой определяются аналогичной системой дифференциальных уравнений

где _ц, ε ω_ц - угол визирования цели и его угловая скорость, j_ц, j_и - нормальные ускорения цели и истребителя, ϕ_и, ω_и - угол поворота продольной оси носителя и угловая скорость ее перемещения, Τ - постоянная времени цели выполнения маневра, K_и, K_ц - коэффициенты эффективности перехватчика и цели, Т_и - постоянная времени объекта управления по угловой скорости курса.

Относительное положение цели и перехватчика иллюстрируется фиг. 2, где точки О_и и О_ц - положения истребителя и цели в вертикальной плоскости ΧΟ_иΥ, Х_и - продольная ось самолета, ϑ_ц и ϑ_и - углы тангажа цели и истребителя, V_ц и V_и - векторы скорости цели и истребителя, ϕ_и - бортовой пеленг цели в вертикальной плоскости.

Требуется сформировать сигнал управления j_и, оптимальный по минимуму функционала

при ограничении

Необходимо отметить, что манипулируя в модели (6) законами изменения j_ц, можно реализовать практически любые траектории ее движения.

Для моделей (6) и (7) был получен следующий закон управления, оптимальный по минимум функционала (8) при ограничении (9):

Значения коэффициентов λ₁ и λ₀ определяются следующим образом.

Результат использования управления (10) в системе (6) подставляется в функционал (8), который будет представлять собой параметрическое интегральное уравнение относительно неизвестных коэффициентов λ₁, λ₀.

Анализ полученного закона управления (10) позволяет сделать следующие выводы:

Во-первых, он обеспечивает объекту (6) астатизм второго порядка, если все компоненты управления либо точно измеряются, либо точно вычисляются;

Во-вторых, управление (10) представляет собой параметрическое уравнение относительно коэффициентов λ₁ и λ₀;

В-третьих, первые два слагаемые, реализующие прототип закона управления, представляют собой обычные пропорционально-дифференциальные слагаемые от рассогласования (10).

Четвертое слагаемое учитывает маневр цели, оставшиеся слагаемые определяют балансировочное значение перегрузки на установившихся режимах полета.

Исследование эффективности закона управления (10) проводилось по результатам моделирования полета цели (7) в вертикальной плоскости по квазисинусоидальной траектории полета перехватчика (6) с законом управления (10) в различных начальных пространственных положениях в передней полусфере (фиг. 1).

Проведено моделирование закона управления (10) и анализ результатов.

Условия моделирования: расстояние до цели 420 км; скорость цели 1700 м/с; скорость перехватчика 800 м/с.

Результаты моделирования приведены на фиг. 3-5.

В ходе исследования смоделированного закона управления (10) перехватчиком установлено, что он обеспечивает эффективный сектор поражения цели, равный 40 град, относительно направления движения цели. Значения текущего промаха проиллюстрированы фиг. 3.

Исследования смоделированного в качестве прототипа закона управления позволяют заключить, что прототип обеспечивает перехват цели в секторе 10 град, относительно направления движения цели (фиг. 4). Значения текущего промаха приведены на фиг. 5.

При выходе за значения сектора предоставляется невозможным осуществить перехват цели т.к. перехватчик оказывается на догонных курсах, а при значительной разнице скоростей цели и перехватчика поразить цель невозможно.

В ходе синтеза полученного закона управления (10) путем моделирования перехвата цели с разных точек на плоскости при встречном курсе установлено что наиболее эффективным является зона начала перехвата цели в диапазоне ±5 град (порядка ±50 км) (фиг. 2).

Реализация законов управления истребителем (10) непосредственно на борту ЛА предполагает необходимость оценивания следующих координат состояния объектов управления: углов и угловых скоростей линий визирования ϕ_и, ω_и, ω_ц); угла тангажа ЛА ϑ_и и скорости его изменения ;

перегрузок, действующих на цель (j_ц, j_и); дальности D и скорости ее изменения .

Принципы функционирования предложенного способа в системе, реализующей его, поясняются на фиг. 6, где 1 - измерители, формирующие наблюдения z; 2 - фильтр, принимающий на вход сигналы наблюдений ϕ_1и, ϕ_2и, и D_и и формирующий оценки курса ЛА, оценки абсолютного углового положения цели, дальности до цели ; 3 - усилитель, получающий на вход сигнал (ε_ц-ϑ_и) и усиливающий его с коэффициентом λ₀, 4 - усилитель, получающий на вход и усиливающий его с коэффициентом ; 5 - усилитель, получающий на вход сигналы ω_и и усиливающий его с коэффициентом ; 6 - усилитель, получающий на вход сигналы ω_ц и усиливающий его с коэффициентом ; 7 - усилитель, получающий на вход сигналы V, D, j_ц и формирующий сигнал ; 8 - сумматор, получающий на вход сигналы и формирующий сигнал управления j_и; 9 - перехватчик; 10 - цель.

Эффективность предложенного способа наведения была проверена с помощью имитационного моделирования, при котором имитировалось наведение ЛА на цель, двигающуюся по синусоидальному закону, характерному для некоторых ГЗЛА.

Перечень использованных источников

1. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Миляков Д.А. Проблемы перехвата гиперзвуковых летательных аппаратов. // Фазотрон. 2012. №3. С. 52-54.

2. Меркулов В.И. Динамичность авиационных комплексов и бортовые радиоэлектронные системы. // Радиотехника. 2010. №1. С. 88-96.

3. Ильчук А.Р., Меркулов В.И., Самарин О.А., Юрчик И.А. Влияние интенсивного маневрирования целей на показатели эффективности системы первичной обработки сигналов в бортовых РЛС.// Радиотехника. 2003. №6.

Формула изобретения

Способ эффективного самонаведения пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые летательные аппараты (ГЗЛА), заключающийся в том, что на наводимом ЛА формируют сигнал управления по закону

где - угол визирования цели и скорость его изменения соответственно;

K_и - коэффициент эффективности перехватчика;

Т_и - постоянная времени объекта управления по угловой скорости курса;

ϑ_ц и ϑ_и - углы тангажа цели и истребителя соответственно;

λ₁ и λ₀ - коэффициенты, определяемые решением системы алгебраических уравнений

отличающийся тем, что дополнительно вычисляют балансировочное значение перегрузки на установившихся режимах полета с учетом маневра цели по закону

где ϕ_и, ω_и - угол визирования и скорость его изменения;

K_и, K_ц - коэффициенты эффективности перехватчика и цели соответственно;

Т_и - постоянная времени объекта управления по угловой скорости курса;

D - дальность до цели;

V - скорость сближения с целью,

после чего на основе вычисленных значений j_н и j_оз формируют сигнал управления по закону

j_и=j_н+j_оз,

который передают в САУ перехватчика для изменения его траектории движения относительно цели.