Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель

Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к системам наведения зенитных управляемых ракет (ЗУР). Рассматриваемая ЗУР относится к классу ракет средней дальности с активной радиолокационной головкой самонаведения. Для таких ракет известен способ наведения [1, стр.28], основанный на выработке команд управления пропорционально рассогласованию между положением равносигнального направления антенны пеленгационного устройства и направлением на цель. Согласно этому способу [1] антенна головки самонаведения ЗУР направлена на воздушную цель (направление на цель совпадает с равносигнальным направлением антенны), а при отклонении цели от равносигнального направления антенны, в силу собственного движения и движения ЗУР, на выходе пеленгационного устройства появляется напряжение U_Д(t), зависящее от величины и знака этого отклонения. Напряжение U_Д(t) далее фильтруется, усиливается и передается на исполнительное устройство, для выработки команд управления полетом ЗУР, при этом исполнительное устройство изменяет положение антенны так, что равносигнальное направление смещается в пространстве и исходное угловое рассогласование между ним и направлением на цель уменьшается.

К недостаткам способа следует отнести незащищенность его от негативного влияния угловых шумов цели в случае наведения на групповую сосредоточенную цель (ГСЦ). ГСЦ - это групповая цель, элементы которой находятся в одном импульсном объеме следящего пеленгатора. В случае наведения ЗУР на групповую цель, состоящую из двух и более самолетов, кажущийся центр вторичного излучения всегда находится за пределами реальных объектов локации, а при изменении ракурса групповой цели относительно точки наблюдения этот центр будет блуждать [2].

Возникновение ошибок пеленга, обусловленных протяженностью цели, приводит к тому, что вероятность вывода ЗУР в трубку промаха существенно снижается. Максимальное снижение вероятности наблюдается при дистанции 150-200 м, характерной для сомкнутых боевых порядков.

Задачей изобретения является разработка способа управления ЗУР средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на ГСЦ, адаптивного к интенсивным угловым шумам, с целью повышения точности наведения ЗУР на один из элементов ГСЦ.

Для решения задачи изобретения предлагается структура системы управления зенитной управляемой ракеты, изображенная на фиг. 1. На чертеже обозначены: 1 - устройство оценки поперечного размера цели, 2 - пороговое устройство, 3 - пеленгационное устройство с антенной, 4 - фильтр низкой частоты, 5 - цифровой α-β-γ фильтр, 6 - усилитель, 7 - исполнительное устройство. Предлагаемая структурная схема отличается от исходной, реализующей способ-прототип, наличием дополнительных элементов 1, 2 и 5, наличием связи 4-5 и 5-6, кроме того, отсутствием связи 4-6.

Сущность предлагаемого способа заключается в том, что, в отличие от известного способа [1], для повышения точности наведения зенитной управляемой ракеты на групповую сосредоточенную цель принятый антенной пеленгационного устройства сигнал от цели параллельно поступает в устройство оценки поперечного размера цели. Это устройство, оценив поперечный размер цели двухмоментным способом [3], формирует индекс слежения, пропорциональный поперечному размеру цели, и выдает его на пороговое устройство. В пороговом устройстве, в случае превышения значением индекса слежения порогового значения признака групповой цели, формируется команда на включение рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра (канал сглаживания). Напряжение U_Д(t), пропорциональное величине отклонения направления на цель от равно-сигнального направления антенны ε_л, с выхода фильтра низкой частоты поступает в рекурсивный цифровой α-β-γ фильтр (фиг.2), где аналого-цифровой преобразователь преобразует напряжение U_Д(t) в цифровой код, который с помощью передаточных функций α-β-γ фильтра с определенными коэффициентами обрабатывается для получения сглаженного значения текущих координат цели с компенсированной флюктуационной составляющей.

Необходимость получения оценок координат цели и параметров ее движения ε_л, ε . л , ε .. л , приводит к следующему виду уравнений рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра:

ε_и[n]=ε_э[n]+αΔε[n]; ε_и[0]=ε₀;

ε . и [ n ] = ε . э [ n ] + β T т Δ ε [ n ] ;     ε . и [ 0 ] = ε . 0 ;

ε .. и [ n ] = ε .. э [ n − 1 ] + γ T т 2 Δ ε [ n ] ;    ε .. и [ 0 ] = ε .. 0 ;                                          (1)

ε э [ n ] = ε и [ n − 1 ] + T т ε . и [ n − 1 ] + T т 2 2 ε .. и [ n − 1 ] ;

ε . э [ n ] = ε . и [ n − 1 ] + T т ε .. и [ n − 1 ] ,

где ε_и[n] - измеренное значение текущей угловой координаты линии визирования цели;

ε_э[n] - экстраполированное на n-й такт значение угловой координаты линии визирования цели

Т_т - тактовый период ЦВМ ЗУР;

ε .. и [ n ] - вычисленное в n-ном такте угловое ускорение линии визирования;

ε . э [ n ] - экстраполированная величина скорости вращения линии визирования;

α, β, γ - коэффициенты корректирующего устройства.

Уравнения (1) отображают работу рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра и описывают процедуру формирования измеренных значений ε_л, ε . л , ε .. л по имеющимся данным и вновь принятым сигналам (Δε[n]). Результаты решения уравнений (1) в виде числовых кодов выдаются потребителям на каждом такте счета. По этим же данным формируются экстраполируемые значения угловых координат линии визирования цели ε_э[n+1] и скорости вращения линии визирования цели ε . э [ n + 1 ] для следующего такта вычислений:

ε э [ n + 1 ] = ε и [ n − 1 ] + T т ε . и [ n − 1 ] + T т 2 2 ε .. и [ n ] ;

ε . э [ n + 1 ] = ε . и [ n ] + T т ε . и [ n ] .

Уравнение рассогласования на линейном участке дискриминационной характеристики может быть представлено в виде:

Δε[n]=ε[n]-ε_э[n],

Структурная схема рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра (фиг. 2) подразумевает z-преобразование выражений (1):

Δε(z)=ε(z)-ε_э(z);

ε и ( z ) = z − 1 ( ε и ( z ) + T т ε . ( z ) + T т 2 2 ε .. ( z ) ) + α Δ ε ( z ) ;

ε . и ( z ) = z − 1 ( ε . и ( z ) + T т ε .. ( z ) ) + β T т Δ ε ( z ) ;

ε .. и ( z ) = z − 1 ε .. ( z ) + γ T т 2 Δ ε ( z ) ;                                                       (2)

ε э ( z ) = z − 1 ( ε и ( z ) + T т ε . ( z ) + T т 2 2 ε .. ( z ) ) ;

ε . э ( z ) = z − 1 ( ε . и ( z ) + T т ε .. ( z ) ) ,

и приведение их к виду:

ε и ( z ) = z z − 1 ( z − 1 T т ε . и ( z ) + z − 1 T т 2 2 ε .. ( z ) + α Δ ε ( z ) ) ;

ε . и ( z ) = z z − 1 ( z − 1 T т ε .. и ( z ) + z − 1 β T т Δ ε ( z ) ) ;

ε .. и ( z ) = z z − 1 γ T т 2 Δ ε ( z ) .

Из уравнений (2) получают передаточные функции замкнутой следящей системы с рекурсивным цифровым α-β-γ фильтром:

Ф ε ( z ) = ε и ( z ) ε ( z ) = α z 3 − ( 2 α − β − 0,5 γ ) z 2 + ( α − β + 0,5 γ ) z z 3 − B z 2 + C z − D ;

Ф ε ( z ) = ε и ( z ) ε ( z ) = β z 3 − ( α − 2 β ) z 2 + ( β − γ ) z ) z 3 − B z 2 + C z − D

Ф ε ( z ) = ε и ( z ) ε ( z ) = 1 T т 2 γ z ( z − 1 ) 2 z 3 − B z 2 + C z − D ,

где B=3-α-β-0,5γ, С=3-2α-β+0,5γ, D=1-α.

Условия устойчивости следящей системы по угловым координатам выводятся на основе анализа коэффициентов характеристического полинома:

Λ(z)=λ_mz^m+λ_m-1z^m-1+…+λ₁z+λ₀,

Для полинома третьей степени (m=3) условия устойчивости фильтра имеют вид [4]:

{ λ 0 + λ 1 + λ 2 + λ 3 > 0 ; λ 3 + λ 2 + λ 1 + λ 0 > 0 ; λ 3 ( λ 3 − λ 1 ) − λ 0 ( λ 0 − λ 2 ) > 0 ; 3 ( λ 0 − λ 3 ) − λ 2 − λ 0 > 0, }

где λ₃=1, λ₂=-B, λ₁=С, λ0=-D

Дальнейшие вычисления дают

α + β < 4 ; 2 α + 2 β + γ < 8 ; α β + α γ − 2 γ > 0. }

Помимо этого, из принципа физической реализуемости следует, что коэффициенты должны отвечать условию [4]: α>0, β≥0, γ≥0.

При определении установившейся динамической ошибки необходимо учесть, что следящая система обладает астатизмом третьего порядка, следовательно, в качестве простейшего стандартного входного воздействия D ( t ) = a . 0 6 t 3 , вызывающего установившуюся динамическую ошибку, будет приниматься воздействие, содержащее производную третьего порядка, где a . 0 = ε ... , - производная углового ускорения линии визирования цели.

После проведения z-преобразования, входное воздействие имеет вид:

D ( Z ) = a . 0 T т 3 z ( z 2 + 4 z + 1 ) 6 ( z − 1 ) 4 .

Дискретная передаточная функция по ошибке описывается выражением:

W о ш ( z ) = 1 − Ф D ( z ) = ( 1 − α ) ( z + 1 ) 3 z 3 − B z 2 + C z − D .

Установившаяся динамическая ошибка принимает вид:

Δ ε д у = lim z → 1 z − 1 z W о ш ( z ) D ( z ) = 1 − α γ a . 0 T т 3 .

Уменьшение динамической ошибки достигается путем увеличения коэффициентов α и γ, при условии, что α<1.

Флюктуационная ошибка определяется по аналогичной методике. Выражения, описывающие дисперсии ошибок измерений, имеют вид:

D ε и = β ( 2 α 2 − 3 α β + 2 β ) + 0,5 α γ ( 2 α + β − 4 ) ( α β + 0,5 α γ − γ ) ( 4 − 2 α − β ) D ε .

Основное противоречие состоит в том, что для снижения флюктуационных ошибок следует уменьшать указанные коэффициенты α, β, γ, однако, при нарушении условий устойчивости, значения дисперсий ошибок измерения становятся бесконечно большими или отрицательными.

Оптимальные значения коэффициентов α₀, β₀, γ₀ должны удовлетворять следующей системе уравнений [4]:

γ 0 2 1 − α 0 = I 2 , β 0 = 2 ( 2 − α 0 ) − 4 1 − α 0 , γ 0 = β 0 2 2 α 0 . }                                                          (3)

В данной системе уравнений I - индекс слежения, характеризующий интенсивность углового шума групповой цели, описываемый выражением:

I = σ ε .. a T т 2 D ц M L ц ,

где D_ц - дальность до цели;

М - коэффициент, характеризующий класс цели;

L_ц - оценка поперечного размера цели.

Результаты численного решения системы уравнений (3) позволяют выбрать оптимальные значения коэффициентов рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра для конкретных условий работы следящей системы (фиг. 3).

Матрица дисперсий, характеризующая погрешности работы следящей системы с фильтром, имеет вид:

D α β γ = ( α 0               β 0 T т                    γ 0 T т 2 β 0 T т     4 α 0 β 0 + γ 0 ( β 0 − 2 α 0 − 4 ) 4 T т 2 ( 1 − α 0 )     β 0 ( β 0 − α 0 ) 2 T т 3 ( 1 − α 0 ) γ 0 T т 2          β 0 ( β 0 − γ 0 ) 2 T т 3 ( 1 − α 0 )                 γ 0 ( β 0 - γ 0 ) T т 4 ( 1 − α 0 ) ) D ε

Диагональные элементы матрицы характеризуют дисперсии ошибок измерения угловых координат, угловой скорости вращения линии визирования цели и углового ускорения, а остальные элементы - корреляционные моменты связи. Для среднеквадратических ошибок измерений будут корректны выражения:

σ ε и = α 0 σ D ;

σ ε . и = 4 α 0 β 0 = γ 0 ( β 0 − 2 α 0 − 4 ) 4 T т 2 ( 1 − α 0 ) σ D ;

σ ε .. и = γ 0 ( β 0 − α 0 ) T т 4 ( 1 − α 0 ) σ D ,

где σ D = D ε - среднеквадратическое значение дискретного белого шума, характеризующего возмущающее воздействие (шум наблюдения).

В канале коррекции, по данным, полученным после измерения размера ГСЦ, формируется сигнал поправки, пропорциональный размеру цели. Величина поправки на истинное положение цели выбирается равной

Δ = ± k h L ц 2 ( 1 − e a r c t g ( − L ц 2 r л ) ) ,

где k_h=0,337 1/м, а знак поправки определяется знаком ошибки слежения координатора и положением объекта наведения относительно КЦ.

С целью проверки работоспособности предложенного способа было проведено математическое моделирование с использованием имитационной математической модели системы управления зенитной управляемой ракеты с радиолокационной головкой самонаведения [5] и математических моделей реальных воздушных целей [4]. Результаты моделирования показали, что применение данного способа позволяет повысить точность наведения зенитной управляемой ракеты при стрельбе по групповой цели на 50-60 % (фиг.4). На фиг.4 показано уменьшение величины промаха ЗУР с α-β-γ фильтром при стрельбе по ГСЦ очередью из двух ракет по первой и второй цели (а - первой ракетой, б - второй ракетой).

Таким образом, предложенный способ дал возможность получить сглаженные значения угловых координат групповой сосредоточенной цели, снизив негативное влияние угловых шумов.

Источники информации

1. Первачев С.В. Радиоавтоматика. М.: Радио и связь, 1982. 175 с.

2. Островитянов Р.В., Басалов Ф.А. Статистическая теория радиолокации протяженных целей. М., Радио и связь, 1982. - 232 с.

3. Чертков Е.В. Анализ точностных характеристик двухмоментного способа оценки геометрических размеров воздушных объектов. Деп. рукопись в ЦСИФ. М.: ЦВНИ МО РФ, сер. Б, вып. 59, 2002. - 11 с.

4. Жарков С.В. Использование адаптивных цифровых фильтров в следящих пеленгаторах зенитных комплексов. // Науч. тр. академии. Смоленск, 1996. Вып. 5. С.63-69.

5. Свидетельство об официальной регистрации программы для ЭВМ. М., ОФЭРНиО № 16972. 2011. Система управления зенитной управляемой ракеты средней дальности / Жарков С.В., Кадученко И.В.

Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель (ГСЦ), заключающийся в том, что антенна головки самонаведения зенитной управляемой ракеты направлена на групповую сосредоточенную цель (направление на цель совпадает с равносигнальным направлением антенны), а при отклонении цели от равносигнального направления антенны (в силу собственного движения и движения зенитной управляемой ракеты), на выходе пеленгационного устройства появляется напряжение U_Д(t), зависящее от величины и знака этого отклонения, напряжение U_Д(t) фильтруется, усиливается и передается на исполнительное устройство, для выработки команд управления полетом зенитной управляемой ракеты, при этом исполнительное устройство изменяет положение антенны так, что равносигнальное направление смещается в пространстве и исходное угловое рассогласование между ним и направлением на цель уменьшается,отличающийся тем, что принятый антенной пеленгационного устройства сигнал от цели параллельно поступает в устройство оценки поперечного размера цели, где двухмоментным способом осуществляется оценка поперечного размера цели и формируется индекс слежения (пропорциональный поперечному размеру цели), индекс слежения поступает на пороговое устройство, в котором, в случае превышения значения индекса слежения порогового значения признака групповой цели, формируется команда на включение рекурсивного цифрового α-β-γ фильтра (канал сглаживания), значение U_Д(t) после фильтра низкой частоты поступает в рекурсивный цифровой α-β-γ фильтр, где аналого-цифровой преобразователь преобразует напряжение U_Д(t) в цифровой код, который с помощью передаточных функций фильтра с оптимальными коэффициентами обрабатывается для получения сглаженного значения текущих координат цели с компенсированной флюктуационной составляющей, в канале коррекции, по данным, полученным после измерения размера ГСЦ, формируется сигнал поправки, пропорциональный размеру цели, полученные значения через цифро-аналоговый преобразователь подаются в исполнительное устройство для выработки команд управления зенитной управляемой ракетой и поворота антенны.