Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты и устройство для его осуществления

Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты и устройство для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиационным управляемым ракетам и может использоваться для перенацеливания ракеты на силовую установку цели на ближнем участке траектории сближения ракеты с протяженной целью и для информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения авиационной управляемой ракеты.

Известен способ функционирования информационно-вычислительной системы (ИВС) ракеты, включающий подготовку ракеты на борту самолета-носителя к работе, измерение параметров движения цели и собственного движения ракеты, формирование оценки необходимых параметров относительного движения цели и абсолютного движения ракеты, выбор метода наведения ракеты на цель, наилучшего по какому-либо критерию для данных условий применения, вычисление для выбранного метода параметров рассогласования, характеризующих степень несоответствия действительных параметров движения ракеты их требуемым значениям, формирование сигнала подготовки и управления для радиовзрывателя, осуществление излучения и приема электромагнитных колебаний путем сканирования узким лучом в заданном секторе относительно оси ракеты при подлете ракеты к цели на расстояние, когда она становится протяженной, выделение из спектра отраженного от цели сигнала полосы частот, соответствующих частотам колебаний элементов конструкции цели, определение в этой полосе частот величины максимальной амплитуды отраженного сигнала, фиксации излучения и приема электромагнитных колебаний в заданном относительно оси ракеты направлении, распознавание элемента конструкции цели, имеющей максимальную амплитуду вибрации, формирование сигнала на подрыв боевой части ракеты при совмещении фиксированного луча электромагнитных колебаний с данным элементом конструкции; подготовку ракеты к работе на борту самолета-носителя осуществляют путем подачи питающих напряжений из аппаратуры истребителя, настройкой приемников синхронизации и отраженного сигнала на частоту подсвета цели, тестированием работоспособности всей аппаратуры ракеты, определением готовности информационно-вычислительной системы ракеты к работе по сигналам контроля, поступающим в аппаратуру истребителя по цепям обратной связи, подготовкой измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний; подготовку измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний, осуществляют путем поворота антенны головки самонаведения в направлении на цель, либо в упрежденную точку, в которой будет находиться цель в момент взятия ее на автосопровождение, выполнения команд целеуказания по дальности и скорости сближения; команды целеуказаний по дальности формируют в зависимости от используемого метода наведения и сигнала подсвета цели, при этом, если в радиолокационной головке самонаведения используют непрерывный сигнал подсвета цели, то формируют команду целеуказания по скорости сближения, в соответствии с которой селектируют радиосигналы только той цели, скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания, если в радиолокационной головке самонаведения используют импульсный сигнал подсвета цели, то в модуль обработки подают команду целеуказания по дальности, в соответствии с которой приемник отраженного сигнала будет отпираться только на время прихода сигналов, отраженных от цели, отстоящей от самолета-носителя на дальность целеуказания, при квазинепрерывном сигнале подсвета цели формируют команды целеуказания и по дальности, и по скорости, при этом команды целеуказания по дальности, скорости сближения и угловым скоростям линии визирования подают в качестве начальных условий в вычислители, экстраполирующие параметры относительного движения ракеты и цели в автономном режиме работы информационно-вычислительной системы ракеты, предшествующем захвату цели на траектории, и в случае воздействия на нее радиопомех; при принятии решения о принадлежности отраженного сигнала к перехватываемой цели измерители радиолокационной головки самонаведения переходят к его автоматическому сопровождению по доплеровской частоте, выполняемому автоселектором скорости, и по направлению, осуществляемому угломером, а радиолокационную головку самонаведения переводят в режим самонаведения (Ефанов В.В., Мужичек С.М., патент РФ на изобретение №2325306, кл. B64D 7/00, F41G 3/22, F41G 7/22, F42B 15/01, от 27.05.2008 г.).

Известно устройство для функционирования информационно-вычислительной системы ракеты, содержащее последовательно соединенные первую антенну и приемник сигнала синхронизации, вторую антенну и приемник отраженного сигнала, третью антенну и блок обработки информации, модуль обработки информации, вычислитель параметров рассогласования, систему автономных датчиков, усилитель мощности и привод антенны, причем модуль обработки информации состоит из устройства поиска, обнаружения, селекции и анализа сигналов, канала оценки дальности и скорости сближения, канала управления второй антенной, выход приемника синхронизации соединен со вторым входом приемника отраженного сигнала, выход которого соединен с первым входом модуля обработки информации, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой входы которого соответственно соединены с первым выходом приемника сигналов синхронизации, первым и вторым выходом системы автономных датчиков, с выходом команд подготовки и целеуказания из аппаратуры истребителя, выход которых одновременно соединен с третьим входом вычислителя параметров рассогласования, с выходом вычислителя автономной системы, первым выходом усилителя мощности и привода антенны, второй выход которого механически соединен с антенной отраженного сигнала, первый, второй, третий и четвертый выходы модуля обработки информации соединены соответственно с входом сигналов контроля и обратной связи аппаратуры истребителя, первым и вторым входом вычислителя параметров рассогласования, входом усилителя мощности и привода антенны, второй выход модуля обработки информации, кроме того, соединен с входом блока обработки информации, второй выход которого является выходом команды на подрыв боевой части ракеты, блок обработки информации состоит из приемопередающего блока, сканирующего устройства, цифроаналогового преобразователя, счетчика, генератора импульса, первого и второго элементов И, первого триггера, первого порогового устройства, элемента И-НЕ, первого задатчика сигналов, дифференцирующей цепи, фильтра, вторых пороговых устройств, вторых триггеров, первых ключей, суммирующего устройства, второго ключа, третьего порогового устройства, второго задатчика сигналов, причем второй вход модуля обработки информации соединен с первым входом первого порогового устройства, второй вход которого соединен с первым задатчиком сигналов, а выход первого порогового устройства, через элемент И-НЕ, соединен одновременно с входом дифференцирующей цепи и первым входом первого элемента И, второй вход которого соединен со вторым выходом триггера, а третий вход соединен с выходом генератора импульсов, выход первого элемента И соединен со вторым входом счетчика, первый вход которого соединен с первым выходом триггера, а группа выходов счетчика соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя, выход которого соединен с первым входом сканирующего устройства, второй вход/выход которого соединен с третьей антенной, а третий вход/выход соединен с первым входом/выходом приемопередающего блока, второй выход которого соединен с входом фильтра, выход которого соединен с первыми входами вторых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами вторых триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, выход которой соединен также с третьим входом счетчика и вторым входом первого триггера, выходы вторых триггеров соединены с первыми входами первых ключей, вторые выходы которых соединены со вторыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы первых ключей, через суммирующее устройство, соединены с первым входом второго ключа, второй вход которого соединен с первым выходом триггера, а выход - с первым входом третьего порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом фильтра, последний разряд счетчика соединен с первым входом второго элемента И, первый вход которого соединен с выходом суммирующего устройства, а выход - с первым входом первого триггера, второй вход, выход сканирующего устройства и выход третьего порогового устройства являются соответственно первым входом/выходом и вторым выходом блока обработки информации (Ефанов В.В., Мужичек С.М., патент РФ на изобретение №2325306, кл. B64D 7/00, F41G 3/22, F41G 7/22, F42B 15/01, от 27.05.2008 г.).

Недостатком данных способа и устройства является недостаточная эффективность боевого применения авиационной управляемой ракеты в связи с отсутствием режима перенацеливания ракеты на силовую установку цели на ближнем участке траектории сближения ракеты с целью.

Технической задачей изобретения является повышение эффективности боевого применения ракеты за счет введения режима перенацеливания ракеты на силовую установку воздушной цели на ближнем участке траектории сближения ракеты с целью.

Решение технической задачи достигается тем, что в способе функционирования информационно-вычислительной системы (ИВС), включающем подготовку ракеты на борту самолета-носителя к работе, измерение параметров движения цели и собственного движения ракеты, формирование оценки необходимых параметров относительного движения цели и абсолютного движения ракеты, выбор метода наведения ракеты на цель, наилучшего по какому-либо критерию для данных условий применения, вычисление для выбранного метода параметров рассогласования, характеризующих степень несоответствия действительных параметров движения ракеты их требуемым значениям, формирование сигнала подготовки и управления для радиовзрывателя, осуществление излучения и приема электромагнитных колебаний путем сканирования узким лучом в заданном секторе относительно оси ракеты при подлете ракеты к цели на расстояние, когда она становится протяженной, выделении из спектра отраженного от цели сигнала полосы частот, соответствующих частотам колебаний элементов конструкции протяженной цели, определении в этой полосе частот величины максимальной амплитуды отраженного сигнала, фиксации излучения и приема электромагнитных колебаний в заданном относительно оси ракеты направлении, распознавании элемента конструкции цели, имеющей максимальную амплитуду вибрации, формировании сигнала на подрыв боевой части ракеты при совмещении фиксированного луча электромагнитных колебаний с данным элементом конструкции, дополнительно, осуществляют повторное узконаправленное сканирование лучом электромагнитных колебаний в заданном секторе относительно оси ракеты, выделяют из спектра отраженного от цели сигнала полосу частот, соответствующую частотам колебаний вибрации силовой установки воздушной цели, определяют максимальное значение амплитуды вибрации в заданной полосе частот спектра отраженного сигнала от протяженной цели на основе ее сканирования, сравнивают значения текущей и максимальной амплитуды вибрации в каждом угловом положении антенны при последующем сканировании протяженной воздушной цели, определяют угловое положения силовой установки воздушной цели в момент равенства текущего и максимального значения амплитуды вибрации отраженного сигнала, осуществляют перенацеливание ракеты на силовую установку воздушной протяженной цели.

Кроме того, подготовку ракеты к работе на борту самолета-носителя осуществляют путем подачи питающих напряжений из аппаратуры истребителя, настройкой приемников синхронизации и отраженного сигнала на частоту подсвета цели, тестированием работоспособности всей аппаратуры ракеты, определением готовности информационно-вычислительной системы ракеты к работе по сигналам контроля, поступающим в аппаратуру истребителя по цепям обратной связи, подготовкой измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний.

Кроме того, подготовку измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний, осуществляют путем поворота антенны головки самонаведения в направлении на цель, либо в упрежденную точку, в которой будет находиться цель в момент взятия ее на автосопровождение, выполнения команд целеуказания по дальности и скорости сближения.

Кроме того, команды целеуказаний по дальности формируют в зависимости от используемого метода наведения и сигнала подсвета цели, при этом, если в радиолокационной головке самонаведения используют непрерывный сигнал подсвета цели, то формируют команду целеуказания по скорости сближения, в соответствии с которой селектируют радиосигналы только той цели, скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания; если в радиолокационной головке самонаведения используют импульсный сигнал подсвета цели, то в модуль обработки подают команду целеуказания по дальности, в соответствии с которой приемник отраженного сигнала будет отпираться только на время прихода сигналов, отраженных от цели, отстоящей от самолета-носителя на дальность целеуказания; при квазинепрерывном сигнале подсвета цели формируют команды целеуказания и по дальности, и по скорости, при этом команды целеуказания по дальности, скорости сближения и угловым скоростям линии визирования подают в качестве начальных условий в вычислители, экстраполирующие параметры относительного движения ракеты и цели в автономном режиме работы информационно-вычислительной системы ракеты, предшествующем захвату цели на траектории, и в случае воздействия на нее радиопомех.

Кроме того, при принятии решения о принадлежности отраженного сигнала к перехватываемой цели измерители радиолокационной головки самонаведения переходят к его автоматическому сопровождению по доплеровской частоте, выполняемому автоселектором скорости, и по направлению, осуществляемому угломером, а радиолокационную головку самонаведения переводят в режим самонаведения.

Предлагаемый способ реализуется в устройстве для функционирования информационно - вычислительной системы ракеты, содержащим последовательно соединенные первую антенну и приемник сигнала синхронизации, вторую антенну и приемник отраженного сигнала, третью антенну и блок обработки информации, модуль обработки информации, вычислитель параметров рассогласования, систему автономных датчиков, усилитель мощности и привод антенны, причем модуль обработки информации состоит из устройства поиска, обнаружения, селекции и анализа сигналов, канала оценки дальности и скорости сближения, канала управления второй антенной, второй выход приемника синхронизации соединен со вторым входом приемника отраженного сигнала, выход которого соединен с первым входом модуля обработки информации, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой входы которого соответственно соединены с первым выходом приемника сигналов синхронизации, первым и вторым выходом системы автономных датчиков, с выходом команд подготовки и целеуказания из аппаратуры истребителя, выход которых одновременно соединен с третьим входом вычислителя параметров рассогласования, с выходом вычислителя автономной системы, первым выходом усилителя мощности и привода антенны, второй выход которого механически соединен с антенной отраженного сигнала, первый, второй, третий и четвертый выходы модуля обработки информации соединены соответственно с входом сигналов контроля и обратной связи аппаратуры истребителя, первым и вторым входом вычислителя параметров рассогласования, входом усилителя мощности и привода антенны, второй выход модуля обработки информации, кроме того, соединен с входом блока обработки информации, второй выход которого является выходом команды на подрыв боевой части ракеты, дополнительно введены последовательно соединенные четвертая антенна и блок определения угловых координат силовой установки воздушной цели, ключ, элемент И-НЕ, элемент ИЛИ, при этом второй выход модуля обработки информации соединен с входом блока определения угловых координат силовой установки воздушной цели, второй выход которого соединен одновременно с входом элемента И-НЕ и со вторым входом элемента ИЛИ, первый вход которого соединен с выходом ключа, первый и второй входы которого соединены соответственно с четвертым выходом модуля обработки информации и выходом элемента И-НЕ.

Кроме того, блок обработки информации состоит из приемопередающего блока, сканирующего устройства, цифроаналогового преобразователя, счетчика, генератора импульса, первого и второго элементов И, первого триггера, первого порогового устройства, элемента И-НЕ, первого задатчика сигналов, дифференцирующей цепи, фильтра, вторых пороговых устройств, вторых триггеров, первых ключей, суммирующего устройства, второго ключа, третьего порогового устройства, второго задатчика сигналов, причем второй вход модуля обработки информации соединен с первым входом первого порогового устройства, второй вход которого соединен с первым задатчиком сигналов, а выход первого порогового устройства, через элемент И-НЕ, соединен одновременно с входом дифференцирующей цепи и первым входом первого элемента И, второй вход которого соединен со вторым выходом триггера, а третий вход соединен с выходом генератора импульсов, выход первого элемента И соединен со вторым входом счетчика, первый вход которого соединен с первым выходом триггера, а группа выходов счетчика соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя, выход которого соединен с первым входом сканирующего устройства, второй вход/выход которого соединен с третьей антенной, а третий вход/выход соединен с первым входом/выходом приемопередающего блока, второй выход которого соединен с входом фильтра, выход которого соединен с первыми входами вторых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами вторых триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, выход которой соединен также с третьим входом счетчика и вторым входом первого триггера, выходы вторых триггеров соединены с первыми входами первых ключей, вторые выходы которых соединены со вторыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы первых ключей через суммирующее устройство соединены с первым входом второго ключа, второй вход которого соединен с первым выходом триггера, а выход - с первым входом третьего порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом фильтра, последний разряд счетчика соединен с первым входом второго элемента И, первый вход которого соединен с выходом суммирующего устройства, а выход - с первым входом первого триггера, второй вход, выход сканирующего устройства и выход третьего порогового устройства являются соответственно первым входом/выходом и вторым выходом блока обработки информации.

Кроме того, блок определения угловых координат силовой установки воздушной цели состоит из приемо-передающего блока, сканирующего устройства, цифроаналогового преобразователя, счетчика, генератора импульса, первого и второго, n третьих элементов И, первого и n вторых триггеров, первого, n вторых, третьего пороговых устройств, элемента И-НЕ, первого и второго задатчика сигналов, дифференцирующей цепи, фильтра, n первых и второго ключей, суммирующего устройства, линии задержки, первого и второго элементов ИЛИ, при этом входом блока определения угловых координат элемента конструкции воздушной цели является первый вход первого порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом первого задатчика сигналов, а выход порогового устройства, через элемент И-НЕ, соединен одновременно со входом дифференцирующей цепи и первым входом первого элемента И, второй вход которого соединен со вторым выходом первого триггера, а третий вход соединен с выходом генератора импульсов, выход первого элемента И соединен с первым входом счетчика, группа выходов которого соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя, выход которого соединен с первым входом сканирующего устройства, второй вход/выход которого соединен с четвертой антенной, а третий вход/выход соединен с первым входом/выходом приемо-передающего блока, второй выход которого соединен со входом фильтра, выход которого соединен с первыми входами n вторых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами n вторых триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, выход которой соединен также со вторым входом счетчика и, через второй вход первого элемента ИЛИ, - со вторым входом первого триггера, выходы n вторых триггеров соединены с первыми входами n первых ключей, вторые входы которых соединены со вторыми выходами второго задатчиков сигналов, а выходы, через суммирующее устройство, соединены с первым входом второго ключа, второй вход которого соединен с первым выходом первого триггера, а выход - со вторым входом третьего порогового устройства, первый вход которого соединен с выходом фильтра, последний разряд выхода счетчика соединен с первым входом второго элемента И, второй вход которого соединен с выходом суммирующего устройства, а выход соединен одновременно с первым входом первого триггера и входом линии задержки, выход которой соединен с первым входом первого элемента ИЛИ, кроме того, группа выходов счетчика соединена с первыми входами n третьих элементов И, вторые входы которых соединены с выходом третьего порогового устройства, а выходы - с входами второго элемента ИЛИ, второй вход/выход сканирующего устройства и выход второго элемента ИЛИ являются соответственно первым входом-выходом и вторым выходом блока определения угловых координат силовой установки воздушной цели.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, является следующая совокупность действий.

1. Осуществляют повторное узконаправленное сканирование лучом электромагнитных колебаний в заданном секторе относительно оси ракеты.

2. Выделяют из спектра отраженного от цели сигнала полосу частот, соответствующую частотам колебаний вибрации силовой установки воздушной цели.

3. Определяют максимальное значение амплитуды вибрации в заданной полосе частот спектра отраженного сигнала от протяженной цели на основе ее сканирования.

4. Сравнивают значения текущей и максимальной амплитуды вибрации в каждом угловом положении антенны при последующем сканировании протяженной воздушной цели.

5. Определяют угловое положение силовой установки воздушной цели в момент равенства текущего и максимального значения амплитуды вибрации отраженного сигнала.

6. Осуществляют перенацеливание ракеты на силовую установку воздушной протяженной цели.

Существенными отличительными элементами по устройству являются последовательно соединенные четвертая антенна и блок определения угловых координат силовой установки воздушной цели, ключ, элемент И-НЕ, элемент ИЛИ и связи между известными и новыми элементами.

На фиг.1 приведена структурная схема информационно-вычислительной системы ракеты, на фиг.2 - то же, блока обработки информации, на фиг.3 - то же, блока определения угловых координат силовой установки воздушной цели.

Устройство для функционирования информационно-вычислительной системы ракеты содержит последовательно соединенные первую 1 антенну и приемник 2 сигнала синхронизации, вторую 3 антенну и приемник 4 отраженного сигнала, третью 5 антенну и блок 6 обработки информации, четвертую 7 антенну и блок 8 определения угловых координат силовой установки воздушной цели, модуль 9 обработки информации и вычислитель 10 параметров рассогласования, а также систему 11 автономных датчиков, усилитель 12 мощности и привод антенны, ключ 13, элемент И-НЕ 14, элемент ИЛИ 15. Модуль 9 обработки информации состоит из устройства 16 поиска, обнаружения, селекции и анализа сигналов, канала 17 оценивания дальности и скорости сближения, канала 18 управления второй антенной. При этом второй выход приемника 3 синхронизации соединен со вторым входом приемника 4 отраженного сигнала, выход приемника 4 отраженного сигнала соединен с первым входом модуля 9 обработки информации, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой входы которого соответственно соединены с первым выходом приемника 2 сигналов синхронизации, первым и вторым выходом системы 11 автономных датчиков, с выходом команд подготовки и целеуказания из аппаратуры истребителя, выход которых одновременно соединены с третьим входом вычислителя 10 параметров рассогласования, с выходом вычислителя автономной системы, первым выходом усилителя 12 мощности и привода антенны, второй выход которого механически соединен со второй антенной 3 отраженного сигнала. Первый, второй, третий и четвертый выходы модуля 9 обработки информации соединены соответственно с входом сигналов контроля и обратной связи аппаратуры истребителя, первым и вторым входом вычислителя 10 параметров рассогласования, с первым входом ключа 13, второй вход которого соединен с выходом элемента И-НЕ 14, вход которого соединен со вторым выходом блока 8 определения угловых координат силовой установки воздушной цели, выход которого также одновременно соединен со вторым входом элемента ИЛИ 15, первый вход которого соединен с выходом ключа 13, выход элемента ИЛИ 15 соединен со входом усилителя 12 мощности и привода антенны.

Блок 6 обработки информации состоит из приемо-передающего блока 19, сканирующего устройства 20, цифроаналогового преобразователя 21, счетчика 22, генератора 23 импульса, первого 24 и второго 25 элементов И, первого 26 и n вторых 27 триггеров, первого 28, n вторых 29, третьего 30 пороговых устройств, элемента И-НЕ 31, первого 32 и второго 33 задатчика сигналов, дифференцирующей цепи 34, фильтра 35, n первых 36 и второго 37 ключей, суммирующего устройства 38. При этом входом блока 6 обработки информации является первый вход первого 28 порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом первого 32 задатчика сигналов, а выход порогового устройства 28, через элемент И-НЕ 31, соединен одновременно со входом дифференцирующей цепи 34 и первым входом первого 24 элемента И, второй вход которого соединен со вторым выходом первого 26 триггера, а третий вход соединен с выходом генератора 23 импульсов, выход первого 20 элемента И соединен со вторым входом счетчика 22, первый вход которого соединен с первым выходом первого 26 триггера, а группа выходов соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя 21, выход которого соединен с первым входом сканирующего устройства 20, второй вход/выход которого соединен с третьей 12 антенной, а третий вход/выход соединен с первым входом/выходом приемо-передающего блока 19, второй выход которого соединен со входом фильтра 35, выход которого соединен с первыми входами n вторых 29 пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго 33 задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами n вторых 27 триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи 34, выход которой соединен также с третьим входом счетчика 22 и вторым входом первого 26 триггера. Выходы n вторых 27 триггеров соединены с первыми входами n первых 36 ключей, вторые входы которых соединены со вторыми выходами второго 33 задатчика сигналов, а выходы, через сумматор 38, соединены с первым входом второго 37 ключа, второй вход которого соединен с первым выходом первого 26 триггера, а выход - с первым входом третьего 30 порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом фильтра 35, выход последнего разряда счетчика 22 соединен с первым входом второго 25 элемента И, второй вход которого соединен с выходом сумматора 38, а выход - с первым входом первого 26 триггера, второй выход-вход сканирующего устройства 20, выход третьего 30 порогового устройства являются соответственно первым входом-выходом и вторым выходом блока 6 обработки информации.

Блок 8 определения угловых координат элемента конструкции воздушной цели состоит из приемо-передающего блока 39, сканирующего устройства 40, цифроаналогового преобразователя 41, счетчика 42, генератора 43 импульса, первого 44 и второго 45, n третьих 46 элементов И, первого 47 и n вторых 48 триггеров, первого 49, n вторых 50, третьего 51 пороговых устройств, элемента И-НЕ 52, первого 53 и второго 54 задатчика сигналов, дифференцирующей цепи 55, фильтра 56, n первых 57 и второго 58 ключей, суммирующего устройства 59, линии 60 задержки, первого 61 и второго 62 элементов ИЛИ. При этом входом блока 8 определения угловых координат силовой установки воздушной цели является первый вход первого 49 порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом первого 53 задатчика сигналов, а выход порогового устройства 28, через элемент И-НЕ 52, соединен одновременно со входом дифференцирующей цепи 55 и первым входом первого 44 элемента И, второй вход которого соединен со вторым выходом первого 47 триггера, а третий вход соединен с выходом генератора 43 импульсов, выход первого 44 элемента И соединен с первым входом счетчика 42, группа выходов которого соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя 41, выход которого соединен с первым входом сканирующего устройства 40, второй вход/выход которого соединен с четвертой 14 антенной, а третий вход/выход соединен первым входом/выходом приемо-передающего блока 39, второй выход которого соединен со входом фильтра 56, выход которого соединен с первыми входами n вторых 50 пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго 54 задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами n вторых 48 триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи 55, выход которой соединен также со вторым входом счетчика 22 и через второй вход первого 61 элемента ИЛИ, со вторым входом первого 47 триггера. Выходы n вторых 47 триггеров соединены с первыми входами n первых 57 ключей, вторые входы которых соединены со вторыми выходами второго 54 задатчиков сигналов, а выходы, через сумматор 59, соединены с первым входом второго 58 ключа, второй вход которого соединен с первым выходом первого 47 триггера, а выход - со вторым входом третьего 30 порогового устройства, первый вход которого соединен с выходом фильтра 56, последний разряд выхода счетчика 42 соединен с первым входом второго 45 элемента И, второй вход которого соединен с выходом сумматора 59, а выход соединен одновременно с первым входом первого 47 триггера и входом линии 60 задержки, выход которой соединен с первым входом первого элемента 61 ИЛИ, кроме того, группа выходов счетчика 42 соединена с первыми входами n третьих 46 элементов И, вторые входы которых соединены с выходом третьего порогового устройства, а выходы - со входами второго элемента ИЛИ 62, второй вход/выход сканирующего устройства 40 и выход второго элемента ИЛИ 62 являются соответственно первым входом-выходом и вторым выходом блока 8 определения угловых координат элемента конструкции воздушной цели.

Устройство работает следующим образом.

Функционирования ИВС ракеты «воздух-воздух» осуществляется в следующих режимах: целеуказание, поиск, обнаружение и захват цели на траектории, формирование параметра рассогласования и формирование команды на подрыв боевой части ракеты.

Первые два режима являются подготовительными, а, собственно, самонаведение и формирование команды на подрыв боевой части ракеты осуществляется в третьем режиме. В режиме целеуказания (ЦУ) из аппаратуры истребителя в модуль 9 обработки информации поступают команды подготовки ракеты к работе и команды ЦУ (фиг.1). По командам подготовки подаются питающие напряжения в ИВС, настраиваются приемники 2, 4 каналов синхронизации и отраженного сигнала на частоту сигнала подсвета цели (СПЦ) и тестируется работоспособность всей аппаратуры ракеты. По командам ЦУ измерители и вычислители подготавливаются к сопровождению цели, выбранной для поражения. В соответствии с этими командами антенна 3 головки самонаведения разворачивается в направлении на цель, либо в упрежденную точку, в которой будет находится цель в момент взятия ее на автосопровождение. Наличие команд целеуказания по дальности Д_цу и скорости сближения V_цу определяется используемым методом наведения и сигналом подсвета цели.

Если в радиолокационной головке самонаведения (РГС) используется непрерывный СПЦ, то подается команда ЦУ по скорости сближения V_цу (доплеровской частоте), в соответствии с которой будут селектироваться радиосигналы только той цели, скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания. Если в РГС используется импульсный СПЦ, то в модуль 9 обработки поступает команда ЦУ по дальности, в соответствии с которой приемник 4 отраженного сигнала будет отпираться только на время прихода сигналов, отраженных от цели, отстоящей от истребителя на нужную дальность Д_цу. При квазинепрерывном СПЦ подаются команды ЦУ и по дальности и по скорости. Кроме того, команды ЦУ по дальности, скорости сближения и угловым скоростям линии визирования поступают в качестве начальных условий в вычислители, экстраполирующие параметры относительного движения ракеты и цели в автономном режиме работы ИВС, предшествующем захвату цели на траектории, и в случае воздействия на нее радиопомех. Готовность ИВС к работе контролируется по специальным сигналом контроля, поступающим в аппаратуру истребителя по цепям обратной связи (фиг.1).

Необходимо отметить, что в зависимости от вида сигнала подсвета цели (СПЦ) поиск и селекция сигнала, отраженного от перехватываемой цели, выполняются по разному.

После совпадения во времени следящих полустробов дальномера и импульса u_ц, отраженного от цели, поиск прекращается, и решается задача обнаружения. В процессе решения этой задачи осуществляется накопление сигналов, имеющее целью повышение вероятности правильного обнаружения. Кроме того, обнаруженный сигнал анализируется на его принадлежность к цели, либо постановщику помех. Анализ выполняется по энергетическому признаку, так как прямой сигнал активной помехи во много раз превышает сигнал, отраженный от цели.

Если принимается решение о принадлежности обнаруженного сигнала перехватываемой цели, то измерители ИВС переходят в режим автоматического сопровождения цели по дальности и направлению, а ИВС переводится в режим формирования параметра рассогласования (самонаведения) и формирования команды на подрыв боевой части ракеты.

В этом режиме в дальномерном канале 17 формируются оценки и а в угломерном канале 18 - оценки углов и приращений угловых скоростей

Оценки и а также рассчитываемые вычислителем автономной системы (АС) оценки используются для формирования параметра рассогласования маневрирующей цели Δ_c1,2=N₀V_сб(ω_1,2+Δω_1,2)-j_1,2, где ω₁₂ - угловые скорости линии визирования, рассчитанные при условии, что цель не маневрирует, а Δω₁₂ - измеряемые комплексным угломером РГС приращения угловой скорости линии визирования, вызванные маневром цели, а оценки - для вычисления параметров рассогласования Δ_у1,2=К_ф(φ_1,2+φ_ldon1,2) при методе наведения с постоянным углом упреждения, где φ_1,2 - бортовые пеленги цели в плоскостях управления, φ_доп.1,2 - допустимые углы визирования в этих плоскостях, при которых маневр цели не приводит к срыву ее сопровождения по направлению.

Знание оценки Д позволяет селектировать по дальности импу