RU2525650C2 - Method of guiding aircraft to ground facilities - Google Patents

Abstract

FIELD: physics, navigation.

SUBSTANCE: disclosed is a method of guiding aircraft to ground facilities. In the method, guidance to ground facilities is controlled simultaneously in an inclined plane whose position is determined by the flight path direction of the aircraft, and in a vertical plane, based on a condition for providing and stabilising the required resolution of radar images of ground facilities, using a proportional navigation technique with offset of the line of sight rate of the ground facility in both aircraft control planes. Offset values are generated such that the direction of the velocity vector of the aircraft in the vertical plane at moment in time matches the direction towards the point of intersection of the perpendicular to the projection of the line of sight of the ground facility on the horizontal plane, which coincides with the ground surface, passing through the ground facility and belonging to said horizontal plane, with the vertical plane in which the velocity vector of the aircraft is located.

EFFECT: high accuracy of guiding aircraft to ground facilities.

10 dwg

Description

Изобретение относится к системам наведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты, в частности к системам автономного наведения (самонаведения) ЛА, включающим в свой состав бортовые радиолокационные средства (БРЛС), обеспечивающие наведение летательных аппаратов на наземные объекты по радиолокационным изображениям (РЛИ) этих объектов, получаемым с использованием синтезирования антенного раскрыва (CAP).The invention relates to systems for guidance of aircraft (LA) to ground objects, in particular to systems for autonomous guidance (homing) of aircraft, including airborne radar systems (BRLS), which provide guidance to aircraft on ground objects from radar images (RLI) of these objects obtained using the synthesis of antenna aperture (CAP).

Под способом наведения аналогично [1, 2, 3] понимается закон формирования требуемой фазовой траектории наводимого объекта, определяемый правилом формирования сигналов траекторного управления.By the guidance method, similarly to [1, 2, 3], we mean the law of the formation of the required phase trajectory of the induced object, determined by the rule for generating trajectory control signals.

Специфической особенностью автономного наведения ЛА с бортовыми радиолокационными средствами, использующими режимы CAP, на наземные объекты является необходимость формирования криволинейных траекторий наведения ЛА с целью обеспечения требуемого линейного разрешения РЛИ, формируемых БРЛС в указанных режимах.A specific feature of autonomous guidance of aircraft with airborne radar systems using CAP modes to ground targets is the need to form curved guidance paths of the aircraft in order to provide the required linear resolution of the radar generated by the radar in these modes.

При определенных допущениях, указанных в [4, стр.143,…, 152], для обеспечения требуемого линейного азимутального Δl_Т разрешения РЛИ наземного объекта, формируемого БРЛС с CAP, траектория движения ЛА должна быть такой, чтобы бортовой пеленг этого объекта φ_ГТ удовлетворял условиюUnder certain assumptions specified in [4, p. 143, ..., 152], to ensure the required linear azimuthal Δl _T resolution of the radar image of the ground object formed by the radar with CAP, the aircraft trajectory must be such that the side bearing of this object φ _ГТ satisfies condition

$${\varphi }_{ГТ}=\arcsin \left(\frac{\lambda D}{2V_{П}{T}_{С}\Delta l_{Т}}\right),\left(1\right)$$

$${\varphi }_{GT}=\arcsin \left(\frac{\lambda D}{2V_P{T}_{\mathrm{FROM}}\Delta l_T}\right),\left(\mathrm{one}\right)$$

где: D - значение дальности от наводимого ЛА до наземного объекта;where: D is the value of the distance from the induced aircraft to the ground object;

V_П - значение путевой скорости ЛА;V _P - the value of the ground speed of the aircraft;

λ - длина волны бортовой радиолокационной станции;λ is the wavelength of the airborne radar station;

T_С - время синтезирования антенного раскрыва БРЛС.T _With - the synthesis time of the antenna aperture radar.

Очевидно, что для наземных объектов, скорость изменения положения которых, как правило, пренебрежимо мала по сравнению со скоростью полета наводимых ЛА, траектории наведения ЛА, удовлетворяющие (1), при фиксированных начальных значениях D и V_П, детерминированном законе изменения V_П, а также фиксированных Δl_Т, λ, ΔT_С определяются единственным образом, исходя из требуемых значений φ_ГТ. С учетом этого задача наведения ЛА с БРЛС, использующими CAP, на наземные объекты может рассматриваться как задача формирования криволинейных траекторий наведения, максимально приближающихся к требуемым.Obviously, for ground objects, the rate of change of position of which, as a rule, is negligible compared to the flight speed of induced aircraft, the guidance paths of the aircraft, satisfying (1), for fixed initial values of D and V _P , the determined law of change of V _P , and also fixed Δl _T , λ, ΔT _{C are} determined uniquely, based on the required values of φ _GT . With this in mind, the task of pointing an aircraft with radar, using CAP, to ground objects can be considered as the task of forming curved guidance paths that are as close as possible to the required ones.

Известен [2] способ наведения ЛА на наземные объекты с использованием БРЛС с CAP, в соответствии с которым измеряют значения дальности от наводимого ЛА до наземного объекта и скорости их сближения, значения бортового пеленга наземного объекта и угловой скорости его линии визирования в горизонтальной плоскости, значения скорости наводимого ЛА и его ускорения в горизонтальной плоскости и формируют сигнал управления Δ_Г летательным аппаратом в горизонтальной плоскости по соотношениюThere is a known [2] method of pointing an aircraft at ground objects using radar with a CAP, in accordance with which they measure the distance from the induced aircraft to the ground object and the speed of their approach, the side bearing of the ground object and the angular velocity of its line of sight in the horizontal plane, values the speed of the induced aircraft and its acceleration in the horizontal plane and form the control signal Δ _{G of the} aircraft in the horizontal plane according to the ratio

$${\Delta }_{Г}=\frac{q_{\varphi Г}}{k_{jГ}{V}_{СБ}}\left({\varphi }_{Г}-{\varphi }_{ГТ}\right)+\frac{q_{\omega Г}}{k_{jГ}D}{\omega }_{Г}-j_{Г},\left(2\right)$$

$${\Delta }_G=\frac{q_{\varphi G}}{k_{jG}{V}_{\mathrm{FROM}B}}\left({\varphi }_G-{\varphi }_{GT}\right)+\frac{q_{\omega G}}{k_{jG}D}{\omega }_G-j_G,\left(2\right)$$

где: q_φГ, q_ωГ - коэффициенты, определяющие точность наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости;where: q _φГ , q _ωГ - coefficients that determine the accuracy of guidance along the side bearing and the angular velocity of the line of sight of a ground object in the horizontal plane;

k_jГ - коэффициент, определяющий экономичность наведения ЛА в горизонтальной плоскости;k _jГ - coefficient that determines the efficiency of guidance aircraft in the horizontal plane;

D - значение дальности от наводимого ЛА до наземного объекта;D is the value of the distance from the induced aircraft to the ground object;

V_СБ - значение скорости сближения наводимого ЛА с наземным объектом;V _SB - the value of the convergence rate of the induced aircraft with a ground object;

φ_Г - значение бортового пеленга наземного объекта в горизонтальной плоскости (при этом предполагается, что бортовой пеленг наземного объекта определяется как угол между проекцией вектора скорости ЛА на горизонтальную плоскость (земную поверхность) и направлением на наземный объект в этой плоскости);φ _G is the value of the side bearing of the ground object in the horizontal plane (it is assumed that the side bearing of the ground object is defined as the angle between the projection of the aircraft's velocity vector onto the horizontal plane (earth surface) and the direction to the ground object in this plane);

ω_Г - значение угловой скорости линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости;ω _G is the value of the angular velocity of the line of sight of a ground object in the horizontal plane;

j_Г - значение ускорения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости;j _G - the value of the acceleration of the induced aircraft in the horizontal plane;

φ_ГТ - требуемый угол упреждения, обеспечивающий требуемое линейное азимутальное разрешение радиолокационных изображений, формируемых БРЛС наводимого ЛА в горизонтальной плоскости, который рассчитывают по соотношениюφ _GT - the required lead angle, providing the required linear azimuthal resolution of the radar images generated by the radar of the guided aircraft in the horizontal plane, which is calculated by the ratio

$${\varphi }_{ГТ}=\arcsin \left(\frac{D\lambda \Delta F}{V\Delta l_{Т}}\right),\left(3\right)$$

$${\varphi }_{GT}=\arcsin \left(\frac{D\lambda \Delta F}{V\Delta l_T}\right),\left(3\right)$$

где: λ - длина волны бортовой радиолокационной станции;where: λ is the wavelength of the airborne radar station;

ΔF - полоса пропускания доплеровского фильтра;ΔF is the bandwidth of the Doppler filter;

V - значение скорости (путевой) наводимого ЛА;V is the value of the speed (track) induced aircraft;

Δl_Т - требуемое линейное разрешение в горизонтальной плоскости.Δl _T is the required linear resolution in the horizontal plane.

Недостатками известного способа [2] являются:The disadvantages of this method [2] are:

1. Формирование траектории ЛА, наводимого на наземный объект, осуществляется только в горизонтальной плоскости.1. The formation of the trajectory of the aircraft, aimed at a ground object, is carried out only in the horizontal plane.

2. Обеспечивается не точное, а преимущественное наведение по бортовому пеленгу, формируемому с учетом требуемого угла упреждения, или по угловой скорости линии визирования. «Вес ошибок по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования» [2] может изменяться путем манипуляции значениями коэффициентов q_φГ, q_ωГ.2. Provides not accurate, but preferential guidance along the side bearing, formed taking into account the required lead angle, or the angular velocity of the line of sight. “The weight of errors in the on-board bearing and angular velocity of the line of sight” [2] can be changed by manipulating the values of the coefficients q _φГ , q _ωГ .

Наиболее близким аналогом (прототипом) настоящего изобретения является известный способ наведения [3] летательных аппаратов на наземные объекты, в соответствии с которым измеряют значения скорости сближения наводимого летательного аппарата и наземного объекта, угловой скорости линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости, а также поперечного ускорения наводимого летательного аппарата в горизонтальной плоскости и формируют сигнал управления летательным аппаратом в горизонтальной плоскости (параметр рассогласования) по соотношению, соответствующему методу пропорционального наведения со смещениемThe closest analogue (prototype) of the present invention is a known method of pointing [3] aircraft to ground objects, in accordance with which the values of the approach speed of the induced aircraft and ground object, the angular velocity of the line of sight of the ground object in the horizontal plane, as well as transverse acceleration induced aircraft in the horizontal plane and form the control signal of the aircraft in the horizontal plane (parameter mismatched ii) by the ratio corresponding to the method of proportional guidance with offset

$${\Delta }_{Г}=N_0\left(-\dot{D}\right)\left({\omega }_{Г}+\Delta {\omega }_{ГТР}\right)-j_{Г},\left(4\right)$$

$${\Delta }_G=N_0\left(-\dot{D}\right)\left({\omega }_G+\Delta {\omega }_{GTR}\right)-j_G,\left(\mathrm{four}\right)$$

где: N₀ - навигационный параметр, рассчитываемый с учетом дальностей начала и конца наведения;where: N ₀ - navigation parameter, calculated taking into account the ranges of the beginning and end of guidance;

$$\left(-\dot{D}\right)$$

- скорость сближения ЛА с наземным объектом; $$\left(-\dot{D}\right)$$

- the speed of approach of the aircraft with a ground object;

φ_Г - значение угловой скорости линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости;φ _G is the value of the angular velocity of the line of sight of a ground object in the horizontal plane;

φ_ГТР - значение требуемого приращения (смещения) угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости;φ _GTR - the value of the required increment (offset) of the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane;

j_Г - значение поперечного ускорения наводимого летательного аппарата в горизонтальной плоскости.j _G - the value of the lateral acceleration of the induced aircraft in the horizontal plane.

Значение требуемого приращения (смещения) угловой скорости линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости определяется, исходя из условия обеспечения требуемого разрешения Δl РЛИ, формируемых БРЛС с CAP, связываемого с бортовым пеленгом φ_Г наземного объекта в соответствии с выражениемThe value of the required increment (displacement) of the angular velocity of the line of sight of a ground object in the horizontal plane is determined based on the condition for ensuring the required resolution Δl of the radar data generated by the radar with CAP associated with the on-board bearing φ _{G of the} ground object in accordance with the expression

$$\Delta l=\frac{D\lambda \Delta F}{2\left(-\dot{D}\right)\sin \left({\varphi }_{Г}\right)}=,\left(5\right)$$

$$\Delta l=\frac{D\lambda \Delta F}{2\left(-\dot{D}\right)\sin \left({\varphi }_G\right)}=,\left(5\right)$$

где: D - дальность от ЛА до наземного объекта;where: D is the range from the aircraft to the ground object;

$$\left(-\dot{D}\right)$$

- скорость сближения ЛА с наземным объектом; $$\left(-\dot{D}\right)$$

- the speed of approach of the aircraft with a ground object;

λ - длина волны БРЛС;λ is the radar wavelength;

ΔF - полоса пропускания доплеровского фильтра;ΔF is the bandwidth of the Doppler filter;

φ_Г - бортовой пеленг наземного объекта в горизонтальной плоскости. В выражении (5), преобразованном к видуφ _G - side bearing of a ground object in the horizontal plane. In expression (5), converted to the form

$$\frac{\left(-\dot{D}\right)\sin \left({\varphi }_{Г}\right)}{D}=\frac{\lambda \Delta F}{2\Delta l}=,\left(6\right)$$

$$\frac{\left(-\dot{D}\right)\sin \left({\varphi }_G\right)}{D}=\frac{\lambda \mathrm{<figure-callout\; id="2"\; label="\Delta \; F"\; filenames="00000048.png"\; state="\{\{state\}\}">\Delta \; </figure-callout>}F}{2\Delta l}=,\left(6\right)$$

левая часть в первом приближении соответствует угловой скорости линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости при его визировании в этой плоскости с бортовым пеленгом φ_Г.to the first approximation, the left part corresponds to the angular velocity of the line of sight of a ground object in the horizontal plane when it is sighted in this plane with an onboard bearing φ _Г.

Значение Δω_ГТР в [3] рассчитывают с учетом коэффициента K_УСТ,The value Δω _GAD in [3] is calculated taking into account the coefficient K _UST ,

определяющего точность наведения и стабилизацию требуемого линейного разрешения (Δl=Δl_Т) в горизонтальной плоскости по соотношениюdetermining the guidance accuracy and stabilization of the required linear resolution (Δl = Δl _T ) in the horizontal plane according to the ratio

$$\Delta {\omega }_{ГТР}=\frac{K_{УСТ}\lambda \Delta F}{2\Delta l_{Т}}.\left(7\right)$$

$$\Delta {\omega }_{GTR}=\frac{K_{\mathrm{At}\mathrm{FROM}T}\mathrm{<figure-callout\; id="2"\; label="\lambda \; \Delta \; F"\; filenames="00000048.png"\; state="\{\{state\}\}">\lambda \; </figure-callout>}\Delta F}{2\Delta l_T}.\left(7\right)$$

Недостатками известного способа [3] являются:The disadvantages of this method [3] are:

1. Формирование траектории ЛА, наводимого на наземный объект, осуществляется только в горизонтальной плоскости.1. The formation of the trajectory of the aircraft, aimed at a ground object, is carried out only in the horizontal plane.

2. Оценка значения требуемого приращения (смещения) угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости, формируемая согласно (7), не учитывает возможного разброса и изменения скорости полета ЛА, от величины которой, как известно, зависит размер синтезируемой апертуры антенны БРЛС, а следовательно, и величина линейного разрешения формируемого РЛИ наземного объекта в горизонтальной плоскости.2. An estimate of the value of the required increment (offset) of the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane, formed according to (7), does not take into account the possible spread and change in the flight speed of the aircraft, the size of which, as is known, depends on the size of the synthesized aperture of the radar antenna and, therefore, and the magnitude of the linear resolution of the radar generated by the ground object in the horizontal plane.

3. При реализации наведения ЛА на наземный объект в соответствии с известным способом [3] не осуществляется проверка степени соответствия обеспечиваемого угла φ_Г бортового пеленга наземного объекта в горизонтальной плоскости его требуемому значению φ_ГТ.3. When implementing the guidance of an aircraft on a ground object in accordance with a known method [3], the degree of compliance of the provided angle φ _{G of the} side bearing of the ground object in the horizontal plane with the required value of φ _{GT is} not checked.

Основным недостатком известных способов [2, 3] наведения на наземные объекты ЛА с использованием бортовых радиолокационных средств (БРЛС) с синтезированием антенного раскрыва (CAP) является то, что указанное наведение осуществляется только в одной (горизонтальной) плоскости.The main disadvantage of the known methods [2, 3] of pointing at ground-based aircraft objects using airborne radar systems (CAP) with the synthesis of antenna aperture (CAP) is that this guidance is carried out only in one (horizontal) plane.

Отсутствует учет влияния вертикальной составляющей скорости полета ЛА на характеристики линейного разрешения радиолокационных изображений наблюдаемого наземного объекта, формируемых БРЛС с CAP в процессе наведения ЛА.There is no account of the influence of the vertical component of the flight speed of the aircraft on the linear resolution characteristics of the radar images of the observed ground object, formed by radar with CAP during the guidance of the aircraft.

Формирование сигналов управления ЛА в вертикальной плоскости влечет за собой изменение направления вектора скорости ЛА в этой плоскости и, соответственно изменение величины скорости полета ЛА в горизонтальной плоскости. В свою очередь, это изменение влечет за собой изменение величины азимутального линейного разрешения РЛИ, формируемых БРЛС с CAP. За счет вертикальной составляющей скорости полета ЛА, возможно возникновение искажений РЛИ, проявляющихся в увеличении размытости и развороте синтезированных радиолокационных изображений.The formation of aircraft control signals in the vertical plane entails a change in the direction of the aircraft's velocity vector in this plane and, accordingly, a change in the value of the aircraft’s flight speed in the horizontal plane. In turn, this change entails a change in the azimuthal linear resolution of the radar image generated by radar with CAP. Due to the vertical component of the flight speed of the aircraft, radar image distortion may occur, which manifests itself in an increase in the blur and spread of the synthesized radar images.

С другой стороны, движение ЛА в горизонтальной плоскости в общем случае влечет за собой изменение угла наклона линии визирования наземного объекта. При этом могут существенным образом меняться условия визирования этого объекта, проявляющиеся в нежелательных флуктуациях мощности отраженных радиолокационных сигналов, а также изменяется разрешение формируемых РЛИ по горизонтальной дальности.On the other hand, the movement of the aircraft in the horizontal plane in the general case entails a change in the angle of inclination of the line of sight of the ground object. In this case, the conditions of sighting of this object, which are manifested in undesirable fluctuations in the power of the reflected radar signals, can significantly change, and the resolution of the generated radar images along the horizontal range also changes.

Технический результат изобретения заключается в получении высокой точности наведения летательных аппаратов на наземные объекты, осуществляемого с использованием бортовых радиолокационных средств с CAP.The technical result of the invention is to obtain high precision guidance of aircraft on ground objects, carried out using on-board radar with CAP.

Задачей настоящего изобретения является разработка способа наведения летательных аппаратов, оснащенных БРЛС с CAP, на наземные объекты путем реализации такого траекторного управления ЛА, при котором одновременно обеспечиваются:The objective of the present invention is to develop a method of pointing aircraft equipped with radar with CAP, on the ground by implementing such trajectory control of the aircraft, which simultaneously provides:

высокая точность наведения летательных аппаратов на наземные объекты с использованием на борту ЛА БРЛС с CAP;high accuracy of guidance of aircraft to ground objects using on-board CRL radar;

стабилизация линейного разрешения формируемых БРЛС с CAP радиолокационных изображений наземных объектов, как по азимуту, так и по горизонтальной дальности;stabilization of the linear resolution of radars formed with CAP radar images of ground objects, both in azimuth and in horizontal range;

минимальные искажения РЛИ наземных объектов, формируемых БРЛС с CAP в процессе наведения ЛА на эти объекты.minimal distortion of the radar image of ground objects formed by radar with CAP in the process of pointing aircraft at these objects.

Известно, что доплеровская частота радиолокационного сигнала, отраженного от неподвижного наземного точечного объекта, наблюдаемого с борта ЛА, зависит от величины скорости летательного аппарата, определяемой относительно какой-либо неподвижной земной системы координат, и угла отклонения линии визирования наземного объекта от направления вектора указанной скорости летательного аппарата. Значение этой частоты определяется соотношениемIt is known that the Doppler frequency of a radar signal reflected from a fixed ground-based point object, observed from the aircraft, depends on the speed of the aircraft, determined relative to any fixed-earth coordinate system, and the angle of deviation of the line of sight of the ground-based object from the direction of the vector of the indicated flying speed apparatus. The value of this frequency is determined by the ratio

$$F_d=\frac{2V_r}{\lambda }=\frac{2V\cos \left(\varphi \right)}{\lambda }\left(8\right)$$

$$F_d=\frac{2V_r}{\lambda }=\frac{2V\cos \left(\varphi \right)}{\lambda }\left(8\right)$$

где: V_r - скорость сближения носителя БРЛС (ЛА) с наблюдаемымwhere: V _r is the speed of approach of the radar (LA) carrier to the observed

объектом (радиальная скорость);object (radial speed);

V - скорость ЛА относительно неподвижной земной системы координат;V is the speed of the aircraft relative to the motionless earth coordinate system;

φ - угол отклонения линии визирования наблюдаемого объекта от вектора скорости ЛА (в плоскости визирования объекта, образуемой линией его визирования и вектором скорости ЛА);φ is the angle of deviation of the line of sight of the observed object from the aircraft velocity vector (in the plane of sight of the object formed by its line of sight and the aircraft velocity vector);

λ - длина волны зондирующих сигналов БРЛС.λ is the wavelength of the probing radar signals.

Определив с использованием БРЛС с CAP значение F_d, доплеровской частоты радиолокационных сигналов, отраженных от наземного точечного объекта, зная величину скорости полета ЛА, можно получить оценку угла φ.Having determined the value of F _d using the radar with CAP, the Doppler frequency of the radar signals reflected from the ground-based point object, knowing the value of the aircraft’s flight speed, we can estimate the angle φ.

$$\varphi =ar\cos \left(\frac{\lambda F_d}{2V}\right)\left(9\right)$$

$$\varphi =ar\cos \left(\frac{\lambda F_d}{2V}\right)\left(9\right)$$

Рассматривая F_d как функцию:Considering F _d as a function:

угла φ_Г - отклонения проекции линии визирования наблюдаемого объекта на горизонтальную плоскость XOZ (земную поверхность, как это показано на рисунке фиг.1) от проекции вектора скорости ЛА (совпадающей по направлению с осью ОХ) на эту же плоскость (азимутальный угол);angle φ _Г - deviation of the projection of the line of sight of the observed object on the horizontal XOZ plane (earth surface, as shown in Figure 1) from the projection of the aircraft velocity vector (coinciding in direction with the axis OX) on the same plane (azimuthal angle);

угла ε - наклона линии визирования наблюдаемого наземного точечного объекта,angle ε - the slope of the line of sight of the observed ground-based point object,

соотношение (8) можно записать в видеrelation (8) can be written as

$$F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon \right)=\frac{2\left(V_{П}\cos \left({\varphi }_{Г}\right)\cos \left(\epsilon \right)+V_Y\sin \left(\epsilon \right)\right)}{\lambda },\left(10\right)$$

$$F_d\left({\varphi }_G,\epsilon \right)=\frac{2\left(V_P\cos \left({\varphi }_G\right)\cos \left(\epsilon \right)+V_Y\sin \left(\epsilon \right)\right)}{\lambda },\left(10\right)$$

где:Where:

V_П - горизонтальная (путевая) составляющая скорости полета ЛА;V _P - horizontal (track) component of the flight speed of the aircraft;

V_Y - вертикальная составляющая скорости полета ЛА.V _Y - the vertical component of the flight speed of the aircraft.

С использованием разложения (10) в кратный ряд Тейлора [5], в его линейном приближении, для точки на земной поверхности, направление на которую отстоит от направления на рассматриваемый точечный наземный объект на малые углы Δφ_Г в горизонтальной плоскости и Δε в вертикальной плоскости можно записать:Using the expansion of (10) into a multiple Taylor series [5], in its linear approximation, for a point on the earth’s surface, the direction of which is separated from the direction of the considered point ground object at small angles Δφ _G in the horizontal plane and Δε in the vertical plane write down:

$$F_d\left({\varphi }_{Г}+\Delta {\varphi }_{Г},\epsilon +\Delta \epsilon \right)=F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon \right)+\Delta F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon ,\Delta {\varphi }_{Г}\right)+\Delta F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon ,\Delta \epsilon \right),\left(11\right)$$

$$F_d\left({\varphi }_G+\Delta {\varphi }_G,\epsilon +\Delta \epsilon \right)=F_d\left({\varphi }_G,\epsilon \right)+\Delta F_d\left({\varphi }_G,\epsilon ,\Delta {\varphi }_G\right)+\Delta F_d\left({\varphi }_G,\epsilon ,\Delta \epsilon \right),\left(\mathrm{eleven}\right)$$

где:Where:

$$F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon ,\Delta {\varphi }_{Г}\right)=\frac{\partial F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon \right)}{\partial {\varphi }_{Г}}\Delta {\varphi }_{Г},\Delta F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon ,\Delta \epsilon \right)=\frac{\partial F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon \right)}{\partial \epsilon }\Delta \epsilon \left(12\right)$$

$$F_d\left({\varphi }_G,\epsilon ,\Delta {\varphi }_G\right)=\frac{\partial F_d\left({\varphi }_G,\epsilon \right)}{\partial {\varphi }_G}\Delta {\varphi }_G,\Delta F_d\left({\varphi }_G,\epsilon ,\Delta \epsilon \right)=\frac{\partial F_d\left({\varphi }_G,\epsilon \right)}{\partial \epsilon }\Delta \epsilon \left(12\right)$$

- величины, характеризующие изменение доплеровской частоты отраженного сигнала при смещении направления визирования рассматриваемого наземного объекта соответственно на угол Δφ_Г в горизонтальной плоскости и угол Δε в вертикальной плоскости.- values characterizing the change in the Doppler frequency of the reflected signal when the direction of sight of the considered ground object is shifted, respectively, by an angle Δφ _G in the horizontal plane and an angle Δε in the vertical plane.

Для Δφ_Г, Δε, с учетом их предполагаемой малости, справедливоFor Δφ _G , Δε, taking into account their assumed smallness,

$$\Delta {\varphi }_{Г}=\frac{\Delta l}{D_{Г}},\Delta \epsilon =-\frac{\Delta d\sin \left(\epsilon \right)}{D},\left(13\right)$$

$$\Delta {\varphi }_G=\frac{\Delta l}{D_G},\Delta \epsilon =-\frac{\Delta d\sin \left(\epsilon \right)}{D},\left(13\right)$$

где: Δl - линейное азимутальное отклонение наблюдаемого объекта на земной поверхности, соответствующее Δφ_Г. Знак Δl определяется знаком Δφ_Г;where: Δl is the linear azimuthal deviation of the observed object on the earth's surface, corresponding to Δφ _G. The sign of Δl is determined by the sign of Δφ _G ;

Δd - линейное отклонение наблюдаемого объекта на горизонтальной плоскости (земной поверхности) по направлению горизонтальной проекции линии визирования объекта, соответствующее Δε, как показано на рисунке фиг.2.Δd is the linear deviation of the observed object on a horizontal plane (earth's surface) in the direction of the horizontal projection of the line of sight of the object, corresponding to Δε, as shown in the figure of figure 2.

D, D_Г соответственно дальность от ЛА до наземного объекта и горизонтальная дальность от ЛА до наземного объекта. Из (11), с учетом (12), а также того, чтоD, D _G, respectively, the distance from the aircraft to the ground object and the horizontal distance from the aircraft to the ground object. From (11), taking into account (12), and also the fact that

$$V_{П}=V\cos \left(\Theta \right),V_Y=V\sin \left(\Theta \right),\left(14\right)$$

$$V_P=V\cos \left(\Theta \right),V_Y=V\sin \left(\Theta \right),\left(\mathrm{fourteen}\right)$$

где Θ - угол наклона вектора скорости $$\left(tg\left(\Theta \right)=\frac{V_Y}{V_{П}}\right)$$

, можно записать:where Θ is the slope of the velocity vector $$\left(tg\left(\Theta \right)=\frac{V_Y}{V_P}\right)$$

, you can write:

$$\Delta F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon ,\Delta l\right)=-\frac{2V\cos \left(\Theta \right)\sin \left({\varphi }_{Г}\right)\cos \left(\epsilon \right)}{\lambda D_{Г}},\left(15\right)$$

$$\Delta F_d\left({\varphi }_G,\epsilon ,\Delta l\right)=-\frac{2V\cos \left(\Theta \right)\sin \left({\varphi }_G\right)\cos \left(\epsilon \right)}{\lambda D_G},\left(\mathrm{fifteen}\right)$$

$$\Delta F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon ,\Delta l\right)=\frac{2V\Delta d\sin \left(\epsilon \right)}{\lambda D}\left(\cos \left(\Theta \right)\cos \left({\varphi }_{Г}\right)\sin \left(\epsilon \right)-\sin \left(\Theta \right)\cos \left(\epsilon \right)\right),\left(16\right)$$

$$\Delta F_d\left({\varphi }_G,\epsilon ,\Delta l\right)=\frac{2V\Delta d\sin \left(\epsilon \right)}{\lambda D}\left(\cos \left(\Theta \right)\cos \left({\varphi }_G\right)\sin \left(\epsilon \right)-\sin \left(\Theta \right)\cos \left(\epsilon \right)\right),\left(16\right)$$

Данными выражениями определяется разностьThese expressions determine the difference

$$\Delta F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon ,\Delta l,\Delta d\right)=\Delta F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon ,\Delta l\right)+\Delta F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon ,\Delta d\right),\left(17\right)$$

$$\Delta F_d\left({\varphi }_G,\epsilon ,\Delta l,\Delta d\right)=\Delta F_d\left({\varphi }_G,\epsilon ,\Delta l\right)+\Delta F_d\left({\varphi }_G,\epsilon ,\Delta d\right),\left(17\right)$$

доплеровских частот сигналов, отраженных от двух точечных наземных объектов, наблюдаемых в условиях, характеризующихся параметрами (φ_Г, ε, Θ, V, D, λ), и отстоящих друг от друга на величины Δd и Δl.Doppler frequencies of signals reflected from two point ground objects, observed under conditions characterized by parameters (φ _Г , ε, Θ, V, D, λ), and separated from each other by Δd and Δl.

Также (17), в первом приближении, характеризует ширину доплеровского спектра радиолокационных сигналов, отражаемых малоразмерным наземным объектом или участком местности, имеющим протяженность Δd и Δl соответственно по горизонтальной дальности, и азимуту при его радиолокационном наблюдении с борта ЛА.Also (17), to a first approximation, it characterizes the width of the Doppler spectrum of radar signals reflected by a small terrestrial object or site with a length of Δd and Δl in horizontal distance, respectively, and azimuth when it is radar observed from the aircraft.

Если величина Δd соответствует величине элемента разрешения БРЛС по дальности, формируемого за счет амплитудной или внутриимпульсной модуляции зондирующих сигналов БРЛС, то при наблюдении наземного объекта, имеющего пренебрежимо малую протяженность по азимуту (Δl=0), величина ΔF_d(φ_Г, ε, Δd) определяет степень азимутальной размытости радиолокационной отметки от наблюдаемого объекта на РЛИ, формируемом с использованием CAP.If the value Δd corresponds to the value of the radar resolution element of the range, formed due to the amplitude or intrapulse modulation of the probing radar signals, then when observing a ground-based object having a negligible azimuth length (Δl = 0), the quantity ΔF _d (φ _Г , ε, Δd ) determines the degree of azimuthal blur of the radar mark from the observed object on the radar image generated using CAP.

Если величина Δd превышает величину элемента разрешения БРЛС по дальности, формируемого за счет амплитудной или внутриимпульсной модуляции зондирующих сигналов БРЛС, то величина ΔF_d(φ_Г, ε, Δd) также определяет степень разворота радиолокационного изображения этого объекта в частотной области.If the value of Δd exceeds the value of the radar resolution element in range, formed due to the amplitude or intrapulse modulation of the probing radar signals, then the quantity ΔF _d (φ _Г , ε, Δd) also determines the degree of rotation of the radar image of this object in the frequency domain.

Оба указанных эффекта могут приводить к искажению радиолокационных изображений наземных объектов, формируемых БРЛС ЛА в полете при использовании CAP.Both of these effects can lead to distortion of radar images of ground objects formed by radar in flight when using CAP.

Данные искажения, очевидно, отсутствуют при выполнении условияThese distortions are obviously absent when the condition

$$\Delta F_d\left({\varphi }_{Г},\epsilon ,\Delta d\right)=0.\left(18\right)$$

$$\Delta F_d\left({\varphi }_G,\epsilon ,\Delta d\right)=0.\left(\mathrm{eighteen}\right)$$

Выполнение этого условия, как следует из (16), обеспечивается в том случае, когдаThe fulfillment of this condition, as follows from (16), is ensured when

$$\cos \left(\Theta \right)\cos \left({\varphi }_{Г}\right)\sin \left(\epsilon \right)-\sin \left(\Theta \right)\cos \left(\epsilon \right)=\mathrm{0,}\left(19\right)$$

$$\cos \left(\Theta \right)\cos \left({\varphi }_G\right)\sin \left(\epsilon \right)-\sin \left(\Theta \right)\cos \left(\epsilon \right)=0\left(19\right)$$

или при заданных φ_Г и ε≠0 угол наклона траектории полета ЛА в процессе синтезирования антенного раскрываor for given φ _Г and ε ≠ 0, the angle of inclination of the flight path of the aircraft during the synthesis of the antenna aperture

$$\Theta =arctg\left(\cos \left({\varphi }_{Г}\right)tg\left(\epsilon \right)\right).\left(20\right)$$

$$\Theta =arctg\left(\cos \left({\varphi }_G\right)tg\left(\epsilon \right)\right).\left(\mathrm{twenty}\right)$$

В этом случае горизонтальная проекция линии визирования наблюдаемого точечного наземного объекта является касательной к изодопе (линии равного доплеровского сдвига частоты [6]), проходящей через этот объект в горизонтальной плоскости (по земной поверхности), а вектор скорости ЛА в плоскости XOY направлен в точку (ВЦ), как показано на рисунке фиг.1, образованную пересечением перпендикуляра (НО-ВЦ) к горизонтальной проекции (О-НО) линии визирования наземного объекта, проходящего через этот объект и принадлежащего горизонтальной плоскости, с вертикальной плоскостью XOY, которой принадлежит вектор скорости летательного аппарата.In this case, the horizontal projection of the line of sight of the observed point-like ground object is tangent to the isodope (line of equal Doppler frequency shift [6]) passing through this object in the horizontal plane (along the earth's surface), and the speed vector of the aircraft in the XOY plane is directed to the point ( CC), as shown in Figure 1, formed by the intersection of the perpendicular (HOC) to the horizontal projection (O-HO) of the line of sight of a ground object passing through this object and belonging to a horizontal plane, with the XOY vertical plane to which the aircraft's velocity vector belongs.

Последнее утверждение подтверждается соотношениями:The last statement is confirmed by the relations:

$$tg\left(\epsilon \right)=\frac{Y_{ЛА}}{D_{Г}};tg\left(\Theta \right)=\frac{Y_{ЛА}}{D_{ГВЦ}};\cos \left({\varphi }_{Г}\right)=\frac{D_{Г}}{D_{ГВЦ}}\left(21\right)$$

$$tg\left(\epsilon \right)=\frac{Y_{L\mathrm{BUT}}}{D_G};tg\left(\Theta \right)=\frac{Y_{L\mathrm{BUT}}}{D_{G\mathrm{AT}\mathrm{Ts}}};\cos \left({\varphi }_G\right)=\frac{D_G}{D_{G\mathrm{AT}\mathrm{Ts}}}\left(21\right)$$

где: Y_ЛА - высота полета ЛА;where: Y _LA - _aircraft altitude;

D_ВЦ - дальность от ЛА до точки ВЦ,D _CC - the distance from the aircraft to the point of the CC,

D_ГВЦ - горизонтальная дальность от ЛА до точки ВЦ,D _MCC - the horizontal distance from the aircraft to the point of the CC,

при их подстановке в (20).when they are substituted in (20).

Точка ВЦ при этом может рассматриваться в качестве виртуального наземного объекта, на который должно осуществляться наведение ЛА в текущий момент времени.In this case, the VC point can be considered as a virtual ground object, on which the aircraft should be guided at the current time.

В условиях геометрического построения, соответствующего рисунку фиг.1, отрезок (НО-ВЦ) также перпендикулярен линии визирования (ЛА-НО) наземного объекта и при этом справедливо следующее соотношение:In terms of geometric construction, corresponding to the figure of figure 1, the segment (BUT-VC) is also perpendicular to the line of sight (LA-BUT) of the ground object and the following relation is true:

$$\Theta =\arcsin \left(\cos \left(\varphi \right)\sin \left(\epsilon \right)\right),\left(22\right)$$

$$\Theta =\arcsin \left(\cos \left(\varphi \right)\sin \left(\epsilon \right)\right),\left(22\right)$$

где: φ - угол отклонения линии визирования наземного объекта от направления вектора скорости ЛА.where: φ is the angle of deviation of the line of sight of the ground object from the direction of the aircraft velocity vector.

Данное утверждение подтверждается соотношениями:This statement is confirmed by the relations:

$$\sin \left(\epsilon \right)=\frac{-Y_{ЛА}}{D};\sin \left(\Theta \right)=\frac{-Y_{ЛА}}{D_{ВЦ}};\cos \left({\varphi }_{Г}\right)=\frac{D}{D_{ВЦ}}\left(23\right)$$

$$\sin \left(\epsilon \right)=\frac{-Y_{L\mathrm{BUT}}}{D};\sin \left(\Theta \right)=\frac{-Y_{L\mathrm{BUT}}}{D_{\mathrm{AT}\mathrm{Ts}}};\cos \left({\varphi }_G\right)=\frac{D}{D_{\mathrm{AT}\mathrm{Ts}}}\left(23\right)$$

при их подстановке в (22).when they are substituted in (22).

Соотношение (22) отражает те условия формирования траектории полета ЛА в процессе его наведения на наземный объект, при которых БРЛС с CAP обеспечивает формирование РЛИ наземного объекта с наименьшими искажениями, возникающими за счет наличия вертикальной составляющей скорости полета ЛА.Relation (22) reflects those conditions for the formation of the flight path of an aircraft during its guidance to a ground object, in which radar with CAP provides the formation of radar information of a ground object with the least distortion arising from the presence of the vertical component of the flight speed of the aircraft.

Помимо обеспечения минимальных искажений радиолокационных изображений, формируемых БРЛС с CAP в процессе наведения ЛА на наземный объект, целесообразно осуществление стабилизации линейной разрешающей способности этих изображений по азимуту и горизонтальной дальности. При этом существенно упрощаются процедуры обработки РЛИ, с использованием которых осуществляется наведение ЛА на наземный объект.In addition to ensuring minimal distortion of radar images generated by radar with CAP in the process of pointing the aircraft at a ground object, it is advisable to stabilize the linear resolution of these images in azimuth and horizontal range. At the same time, the radar processing procedures are significantly simplified, using which the aircraft is guided to a ground object.

Стабилизация требуемой разрешающей способности БРЛС с CAP по горизонтальной дальности (Δd_Т=const) при использовании в БРЛС модулированных зондирующих сигналов, как следует из рисунка фиг.2, требует поддержания постоянства угла визирования наземного объекта в вертикальной плоскости (ε=ε_Т=const).The stabilization of the required resolution of the radar with CAP in the horizontal range (Δd _Т = const) when using modulated probing signals in the radar, as follows from Figure 2, requires maintaining a constant viewing angle of the ground object in the vertical plane (ε = ε _Т = const) .

При обеспечении постоянства угла визирования наземного объекта в вертикальной плоскости снижаются уровень и частота флуктуации радиолокационных сигналов, отраженных от этого объекта, обусловленных изрезанностью его диаграммы обратного рассеяния в вертикальной плоскости.By ensuring a constant viewing angle of the ground object in the vertical plane, the level and frequency of fluctuations of the radar signals reflected from this object are reduced due to the indentation of its backscatter pattern in the vertical plane.

Для стабилизации требуемого линейного азимутального разрешения (Δl_Т=const) формируемого РЛИ при выполнении условий визирования наземного объекта, представленных на рисунке фиг.1, требуется обеспечивать отклонение направления линии визирования этого объекта от направления вектора скорости ЛА в плоскости, образуемой вектором скорости ЛА и указанной линией визирования (плоскости визирования наземного объекта), аналогично (I):To stabilize the required linear azimuthal resolution (Δl _T = const) of the generated radar image when fulfilling the conditions for sighting a ground object, shown in Figure 1, it is necessary to provide a deviation of the direction of the line of sight of this object from the direction of the speed vector of the aircraft in the plane formed by the speed vector of the aircraft and indicated line of sight (plane of sight of a ground object), similar to (I):

$${\varphi }_{Т}=\arcsin \left(\frac{\lambda D}{2V{T}_{С}\Delta l_{Т}}\right),\left(24\right)$$

$${\varphi }_T=\arcsin \left(\frac{\lambda D}{2V{T}_{\mathrm{FROM}}\Delta l_T}\right),\left(24\right)$$

где: T_С - время синтезирования антенного раскрыва БРЛС;where: T _With - the synthesis time of the antenna aerial radar;

V - скорость ЛА относительно неподвижной земной системы координат.V is the speed of the aircraft relative to the motionless earth coordinate system.

При этом значения (φ_Т, ε_Т) в соответствии с (22) определяют требуемый угол наклона вектора скорости ЛА в процессе синтезирования антенного раскрыва БРЛСIn this case, the values (φ _Т , ε _Т ) in accordance with (22) determine the required angle of inclination of the aircraft velocity vector during the synthesis of the radar antenna aperture

$${\Theta }_{Т}=\arcsin \left(\cos \left({\varphi }_T\right)\sin \left({\epsilon }_T\right)\right)\left(25\right)$$

$${\Theta }_T=\arcsin \left(\cos \left({\varphi }_T\right)\sin \left({\epsilon }_T\right)\right)\left(25\right)$$

При наведении на наземные объекты стабилизированных по крену летательных аппаратов, управление которыми осуществляется путем формирования нормального и бокового (поперечных) ускорений, являющихся проекциями вектора полного ускорения ЛА на оси O₁Y₁, O₁Z₁ прямоугольной показанной на рисунке фиг.1 подвижной системы координат O₁X₁Y₁Z₁, начало которой (O₁) совпадает с ЛА, ось O₁X₁ совпадает с вектором земной скорости ЛА, ось O₁Y₁ принадлежит вертикальной плоскости, проходящей через ось O₁X₁, а ось O₁Z₁ дополняет систему координат до правой, для условий синтезирования антенного раскрыва БРЛС, соответствующих рисунку фиг.1, должно обеспечиваться выполнение следующего соотношенияWhen pointing roll-stabilized aircraft, which are controlled by forming normal and lateral (transverse) accelerations, which are projections of the full acceleration vector of the aircraft on the axis O ₁ Y ₁ , O ₁ Z _{1 of the} rectangular mobile system shown in Figure 1 coordinate O ₁ X ₁ Y ₁ Z ₁ , the origin of which (O ₁ ) coincides with the aircraft, the axis O ₁ X ₁ coincides with the ground speed vector of the aircraft, the axis O ₁ Y ₁ belongs to the vertical plane passing through the axis O ₁ X ₁ , and O ₁ Z ₁ completes axis coordinate system to the right, for synthesizing conditions aperture radar antenna corresponding to Figure 1, it shall be ensured that the following relation

$$tg\left({\varphi }_{ТБ}\right)=\frac{\cos \left({\Theta }_T\right)}{\cos \left({\epsilon }_T\right)}tg\left({\varphi }_T\right),\left(26\right)$$

$$tg\left({\varphi }_{TB}\right)=\frac{\cos \left({\Theta }_T\right)}{\cos \left({\epsilon }_T\right)}tg\left({\varphi }_T\right),\left(26\right)$$

где: φ_БТ - требуемое значение угла φ_Б бокового отклонения проекции линии визирования наземного объекта на наклонную плоскость X₁O₁Z₁ (в которой осуществляется продольное движение ЛА по направлению оси O₁X₁, а также боковое управление ЛА) от направления вектора скорости ЛА.where: Т _BT is the required value of the angle _{Б B of the} lateral deviation of the projection of the line of sight of the ground object on the inclined plane X ₁ O ₁ Z ₁ (in which the aircraft moves longitudinally along the axis O ₁ X ₁ , as well as the lateral control of the aircraft) from the direction of the vector aircraft speeds.

Значения φ_БТ, Θ_Т, получаемые с использованием соотношений (24), (25), (26), определяют требуемую траекторию полета ЛА в процессе его наведения на наземный объект, при заданном ε_Т=const. Траекторию, обеспечивающую минимальные искажения радиолокационных изображений, формируемых БРЛС с CAP в полете, и стабилизацию требуемого линейного разрешения этих изображений, как по горизонтальной дальности, так и по азимуту.The values of φ _BT , Θ _T , obtained using relations (24), (25), (26), determine the required flight path of the aircraft during its guidance to a ground object, for a given ε _Т = const. A trajectory that ensures minimal distortion of radar images generated by radar with CAP in flight, and stabilization of the required linear resolution of these images, both in horizontal range and in azimuth.

Несоответствие текущих значений параметров (φ_Б, ε, Θ), характеризующих траекторию полета ЛА в процессе его наведения на наземный объект, их требуемым значениям (φ_БТ, ε_Т, Θ_Т) обуславливает необходимость осуществления соответствующего траекторного управления полетом ЛА.The mismatch of the current values of the parameters (φ _B , ε, Θ) characterizing the flight path of the aircraft during its pointing to the ground object, their required values (φ _BT , ε _T , Θ _T ) necessitates the implementation of the appropriate trajectory control of the flight of the aircraft.

При наведении ЛА на наземные объекты с использованием предлагаемого способа должна осуществляться оценка текущих отклонений (невязок) от требуемых значений:When pointing the aircraft at ground objects using the proposed method, an assessment of the current deviations (residuals) from the required values should be carried out:

угла φ_Б - бокового отклонения проекции линии визирования наземного объекта на наклонную плоскость бокового управления ЛА от направления вектора скорости ЛА (рисунок фиг.1),angle φ _B - lateral deviation of the projection of the line of sight of the ground object on the inclined plane of the lateral control of the aircraft from the direction of the velocity vector of the aircraft (figure 1),

$$\Delta {\varphi }_{Б}={\varphi }_{БТ}-{\varphi }_{Б};\left(27\right)$$

$$\Delta {\varphi }_B={\varphi }_{BT}-{\varphi }_B;\left(27\right)$$

угла ε - наклона линии визирования наземного объекта в вертикальной плоскости,angle ε - the slope of the line of sight of a ground object in a vertical plane,

$$\Delta \epsilon ={\epsilon }_{Т}-\epsilon ;\left(28\right)$$

$$\Delta \epsilon ={\epsilon }_T-\epsilon ;\left(28\right)$$

угла Θ наклона вектора скорости ЛА в вертикальной плоскости,angle Θ of the slope of the aircraft velocity vector in the vertical plane,

$$\Delta \Theta ={\Theta }_{Т}-\Theta .\left(29\right)$$

$$\Delta \Theta ={\Theta }_T-\Theta .\left(\mathrm{29th}\right)$$

Для условий синтезирования антенного раскрыва БРЛС, соответствующих рисунку фиг.1, с учетом соотношения (26) в линейном приближении величина Δφ_Б связана с величинойFor the conditions for synthesizing an antenna aperture of radar, corresponding to Figure 1, taking into account relation (26) in a linear approximation, the quantity Δφ _B is related to

$$\Delta \varphi ={\varphi }_{Т}-\varphi \left(30\right)$$

$$\Delta \varphi ={\varphi }_T-\varphi \left(\mathrm{thirty}\right)$$

текущего отклонения угла φ, оцениваемого по соотношению (9), от его требуемого значения φ_Т соотношениемthe current deviation of the angle φ, estimated by the relation (9), from its required value φ _{T by the} relation

$$\Delta {\varphi }_{Б}=K_{\varphi }\Delta \varphi ,\left(31\right)$$

$$\Delta {\varphi }_B=K_{\varphi }\Delta \varphi ,\left(31\right)$$

где:Where:

$$K_{\varphi }=\frac{\cos \left({\epsilon }_{Т}\right)\cos \left({\Theta }_{Т}\right)}{{\cos }^2\left({\epsilon }_{Т}\right){\cos }^2\left({\varphi }_{Т}\right)+{\cos }^2\left({\Theta }_{Т}\right){\sin }^2\left({\varphi }_{Т}\right)}.\left(32\right)$$

$$K_{\varphi }=\frac{\cos \left({\epsilon }_T\right)\cos \left({\Theta }_T\right)}{{\cos }^2\left({\epsilon }_T\right){\cos }^2\left({\varphi }_T\right)+{\cos }^2\left({\Theta }_T\right){\sin }^2\left({\varphi }_T\right)}.\left(32\right)$$

При реализации синтезирования антенного раскрыва величина φ поддается непосредственной и весьма точной оценке (до десятых долей градуса и выше).When realizing the synthesis of the antenna aperture, the quantity φ can be directly and very accurately estimated (up to tenths of a degree and above).

При формировании сигналов управления (Δ_Б, Δ_Н,) стабилизированного по крену ЛА в боковой и нормальной плоскостях управления следует учитывать, что угол ε визирования наземного объекта в вертикальной плоскости изменяется, как при управлении ЛА по курсу, так и по тангажу. Отклонение (Δε) этого угла от требуемого значения, обусловленное действием сигналов управления, формируемых в плоскости бокового управления, как и отклонение (ΔΘ) от требуемого значения угла наклона вектора скорости ЛА должно компенсироваться соответствующим сигналом управления в плоскости нормального управления.When generating control signals (Δ _B , Δ _H ,) stabilized along the roll of the aircraft in the lateral and normal control planes, it should be taken into account that the angle ε of the sight of the ground object in the vertical plane changes, both during the control of the aircraft along the course and pitch. The deviation (Δε) of this angle from the required value, due to the action of control signals generated in the side control plane, as well as the deviation (ΔΘ) from the required value of the angle of inclination of the aircraft speed vector should be compensated by the corresponding control signal in the normal control plane.

В соответствии с изложенным предлагаемый способ наведения ЛА на наземные объекты предполагает формирование сигналов управления (Δ_Б, Δ_Н,) ЛА с учетом следующих функциональных связей:In accordance with the above, the proposed method of pointing the aircraft to ground objects involves the formation of control signals (Δ _B , Δ _N ,) of the aircraft, taking into account the following functional relationships:

$${\Delta }_{Б}=f_{Б}\left(\Delta {\varphi }_{Б}\right),{\Delta }_{Н}=f_{Н}\left(\Delta \epsilon ,\Delta \Theta \right).\left(33\right)$$

$${\Delta }_B=f_B\left(\Delta {\varphi }_B\right),{\Delta }_N=f_N\left(\Delta \epsilon ,\Delta \Theta \right).\left(33\right)$$

В рамках предлагаемого способа наведения ЛА на наземные объекты с использованием формирования сигналов управления (Δ_Б, Δ_Н,) ЛА по методу пропорционального наведения со смещением [7, стр.59] сигнал бокового управления ЛАIn the framework of the proposed method of guidance of an aircraft to ground objects using the formation of control signals (Δ _B , Δ _H ,) of an aircraft according to the method of proportional guidance with an offset [7, p. 59] the signal of lateral control of the aircraft

$${\Delta }_{Б}=N_0\left(-\dot{D}\right)\left({\omega }_{Б}+{\omega }_{БC}\right)-j_{Б},\left(34\right)$$

$${\Delta }_B=N_0\left(-\dot{D}\right)\left({\omega }_B+{\omega }_{BC}\right)-j_B,\left(34\right)$$

где: ω_Б - угловая скорость линии визирования наземного объекта в плоскости бокового управления;where: ω _B is the angular velocity of the line of sight of the ground object in the lateral control plane;

ω_БС - требуемое смещение угловой скорости линии визирования наземного объекта в плоскости бокового управления;ω _BS - the required offset of the angular velocity of the line of sight of the ground object in the lateral control plane;

j_Б - ускорение движения ЛА в плоскости бокового управления. При этом требуемое смещение ω_БС угловой скорости линии визирования определяется с периодом синтезирования антенного раскрыва следующим образом:j _B - acceleration of the aircraft in the plane of lateral control. In this case, the required shift of the _{BS of the} angular velocity of the line of sight is determined with the synthesis period of the antenna aperture as follows:

$${\omega }_{БC}=\Delta {\varphi }_{Б}\frac{k_{Б}}{T_C},\left(35\right)$$

$${\omega }_{BC}=\Delta {\varphi }_B\frac{k_B}{T_C},\left(35\right)$$

где: k_Б - коэффициент, учитывающий способ формирования оценки φ_Б и, в том числе, временную задержку ее формирования при реализации CAP в процессе наведения ЛА на наземный объект, а также динамику изменения значений угла φ при воздействии сигналов бокового управления ЛА.where: k _B is a coefficient that takes into account the method of forming an estimate of φ _B and, including the time delay of its formation during the implementation of CAP in the process of pointing the aircraft at a ground object, as well as the dynamics of changes in the values of the angle φ under the influence of the signals of the lateral control of the aircraft.

Из (34) и (35) видно, что при приближении к наземному объекту и стремлении φ_БТ к нулю обеспечивается пропорциональное наведение ЛА непосредственно по данным об угловой скорости линии визирования объекта в плоскости бокового управления.It can be seen from (34) and (35) that when approaching a ground-based object and the _BT φ tends to zero, the aircraft is proportionally guided directly from the data on the angular velocity of the line of sight of the object in the lateral control plane.

При формировании по методу пропорционального наведения со смещением сигнала управления ЛА (Δ_Н) в плоскости нормального управленияWhen forming by the method of proportional guidance with the offset of the aircraft control signal (Δ _N ) in the plane of normal control

$${\Delta }_{Н}=N_0\left(-\dot{D}\right)\left({\omega }_{Н}-{\omega }_{НС}\right)-j_{Н},\left(36\right)$$

$${\Delta }_N=N_0\left(-\dot{D}\right)\left({\omega }_N-{\omega }_{N\mathrm{FROM}}\right)-j_N,\left(36\right)$$

где: ω_Н - угловая скорость линии визирования наземного объекта в плоскости нормального управления;where: ω _N is the angular velocity of the line of sight of a ground object in the plane of normal control;

ω_НС - требуемое смещение угловой скорости линии визирования наземного объекта в плоскости нормального управления;ω _NS - the required offset of the angular velocity of the line of sight of a ground object in the plane of normal control;

j_Н - ускорение движения ЛА в плоскости нормального управления. При этом требуемое смещение ω_НС угловой скорости определяется с периодом синтезирования антенного раскрыва следующим образом:j _N - acceleration of the aircraft in the plane of normal control. In this case, the required displacement ω _{NS of the} angular velocity is determined with the period of synthesis of the antenna aperture as follows:

$${\omega }_{НС}=\Delta \Theta \frac{k_{\theta }}{T_C}+\Delta \epsilon \frac{k_{\epsilon }}{T_C},\left(37\right)$$

$${\omega }_{N\mathrm{FROM}}=\Delta \Theta \frac{k_{\theta }}{T_C}+\Delta \epsilon \frac{k_{\epsilon }}{T_C},\left(37\right)$$

где: k_ε, k_θ,. - весовые коэффициенты, учитывающие способ формирования оценок углов наклона линии визирования наземного объекта (ε) и вектора скорости ЛА (Θ), включая временную задержку их формирования при реализации CAP в процессе наведения ЛА на наземный объект, а также динамику изменения значений углов (ε, Θ,) при воздействии сигналов нормального управления ЛА.where: k _ε , k _θ,. - weighting coefficients that take into account the method of forming estimates of the angles of inclination of the line of sight of the ground object (ε) and the velocity vector of the aircraft (Θ), including the time delay of their formation during the implementation of CAP in the process of pointing the aircraft at the ground object, as well as the dynamics of the values of the angles (ε, Θ,) when exposed to normal control signals of the aircraft.

С учетом изложенного, достижение технического результата предлагаемого способа наведения летательного аппарата на наземный объект с использованием БРЛС с CAP, обеспечивается тем, что при заданном постоянном значении угла наклона линии визирования наземного объекта, в процессе наведения ЛА на этот объект с использованием бортовой навигационной системы ЛА осуществляют измерение текущей скорости полета ЛА, текущего угла наклона вектора скорости ЛА, с использованием БРЛС с CAP осуществляют измерение текущей дальности до наземного объекта, текущего угла отклонения линии визирования наземного объекта от направления вектора скорости ЛА, текущего угла наклона линии визирования наземного объекта в вертикальной плоскости, с использованием полученных результатов осуществляют управление полетом ЛА в плоскостях управления ЛА таким образом, чтобы обеспечивалась стабилизация линейного азимутального разрешения радиолокационного изображения наземного объекта, формируемого БРЛС с CAP, стабилизация разрешения указанного радиолокационного изображения по горизонтальной дальности, а направление вектора скорости ЛА в вертикальной плоскости в каждый момент времени совпадало с направлением на точку пересечения перпендикуляра к проекции линии визирования наземного объекта на горизонтальную плоскость (земную поверхность), проходящего через наземный объект и принадлежащего горизонтальной плоскости, с вертикальной плоскостью, которой принадлежит вектор скорости летательного аппарата, для чего рассчитывают по соотношениям (24), (25) требуемое значение угла между направлением линии визирования объекта и направлением вектора скорости ЛА в наклонной плоскости, образуемой вектором скорости ЛА и линией визирования цели, требуемое значение угла наклона вектора скорости ЛА в процессе синтезирования антенного раскрыва БРЛС, формируют оценки величин отклонений текущих значений угла наклона вектора скорости ЛА, угла наклона линии визирования наземного объекта, угла между направлением вектора скорости ЛА и линией визирования наземного объекта, угла между направлением вектора скорости ЛА и линией визирования наземного объекта в плоскости бокового управления ЛА от их требуемых значений, с использованием указанных оценок отклонений, с учетом длительности синтезирования антенного раскрыва БРЛС рассчитывают необходимые величины требуемых смещений угловой скорости линии визирования наземного объекта в плоскостях бокового и нормального управления ЛА и формируют сигналы траекторного управления ЛА в плоскостях бокового и нормального управления по методу пропорционального наведения со смещением, обеспечивающие устранение отклонений текущих значений угла наклона вектора скорости ЛА, угла наклона линии визирования наземного объекта, угла между направлением вектора скорости ЛА и линией визирования наземного объекта от их требуемых значений.Based on the foregoing, the achievement of the technical result of the proposed method of pointing the aircraft at a ground object using radar with CAP is ensured by the fact that at a given constant value of the angle of inclination of the line of sight of a ground object, in the process of pointing the aircraft at this object using the on-board navigation system of the aircraft measuring the current flight speed of the aircraft, the current angle of the vector of the speed of the aircraft, using radar with CAP measure the current distance to the ground object, the current angle of deviation of the line of sight of the ground object from the direction of the speed vector of the aircraft, the current angle of inclination of the line of sight of the ground object in the vertical plane, using the results, control the flight of the aircraft in the control planes of the aircraft in such a way as to stabilize the linear azimuthal resolution of the radar image of the ground object, formed radar with CAP, stabilization of the resolution of the specified radar image in horizontal range and the direction of the aircraft’s velocity vector in the vertical plane at each moment of time coincided with the direction to the point of intersection of the perpendicular to the projection of the line of sight of the ground object on the horizontal plane (earth surface) passing through the ground object and belonging to the horizontal plane with the vertical plane to which the vector belongs the speed of the aircraft, which is calculated by the relations (24), (25) the required value of the angle between the direction of the line of sight of the object and the direction in the velocity vector of the aircraft in an inclined plane formed by the velocity vector of the aircraft and the line of sight of the target, the required value of the slope of the velocity vector of the aircraft during the synthesis of the antenna aerial radar, form estimates of the deviations of the current values of the angle of inclination of the velocity vector of the aircraft, the angle of the line of sight of the ground object, the angle between the direction of the speed vector of the aircraft and the line of sight of the ground object, the angle between the direction of the speed vector of the aircraft and the line of sight of the ground object in the lateral plane I LA from their required values, using the indicated estimates of deviations, taking into account the duration of the synthesis of the antenna aperture of the radar, they calculate the necessary values of the required displacements of the angular velocity of the line of sight of a ground object in the aircraft's side and normal control planes and generate trajectory control signals of the aircraft in the side and normal control planes by the method of proportional guidance with displacement, ensuring the elimination of deviations of the current values of the angle of inclination of the aircraft velocity vector, angle n the slope of the line of sight of the ground object, the angle between the direction of the velocity vector of the aircraft and the line of sight of the ground object from their required values.

Предлагаемый способ наведения летательного аппарата на наземный объект с использованием БРЛС с CAP реализуется следующим образом.The proposed method of pointing an aircraft to a ground object using radar with CAP is implemented as follows.

1. При выводе ЛА в заданную точку начала работы БРЛС с CAP и обнаружении БРЛС наземного объекта, на который должно осуществляться наведение ЛА, задается требуемое значение угла (ε_Т) наклона линии визирования этого объекта в вертикальной плоскости.1. When the aircraft is brought to the specified point of the beginning of the radar with CAP and the radar is detected on the ground object to which the aircraft is to be guided, the required value of the angle (ε _T ) of the slope of the line of sight of this object in the vertical plane is set.

2. В процессе наведения летательного аппарата на наземный объект с использованием БРЛС с CAP по результатам измерений формируют оценки:2. In the process of pointing the aircraft at a ground object using radar with CAP according to the measurement results form estimates:

D - текущей дальности от ЛА до наземного объекта;D - current range from the aircraft to the ground object;

V - текущей скорости полета ЛА;V is the current flight speed of the aircraft;

ε - текущего угла наклона линии визирования наземного объекта (например, по результатам измерений с использованием моноимпульсного пеленгования, реализуемого БРЛС с CAP, или по результатам оценок текущей наклонной дальности до наземного объекта и текущей высоты полета ЛА с использованием бортовой системы навигации);ε is the current angle of inclination of the line of sight of the ground object (for example, according to the results of measurements using monopulse direction-finding radar with CAP, or according to the estimates of the current slant range to the ground object and the current flight altitude of the aircraft using the on-board navigation system);

Θ - текущего угла наклона вектора скорости ЛА (с использованием бортовой системы навигации);Θ - the current angle of the aircraft velocity vector (using the on-board navigation system);

φ - текущего угла отклонения линии визирования наблюдаемого объекта от направления вектора скорости ЛА (по результатам измерений с использованием доплеровской фильтрации, реализуемых БРЛС с CAP);φ is the current angle of deviation of the line of sight of the observed object from the direction of the aircraft velocity vector (according to the results of measurements using Doppler filtering implemented by radar with CAP);

3. В процессе наведения летательного аппарата на наземный объект с использованием БРЛС с CAP на основе данных о:3. In the process of pointing the aircraft at a ground object using radar with CAP based on data on:

требуемой величине (Δl_Т) линейной азимутальной разрешающей способности РЛИ, подлежащих формированию БРЛС с CAP;the required value (Δl _T ) of the linear azimuthal resolution of the radar image to be formed radar with CAP;

длине волны (λ) зондирующих сигналов БРЛС;wavelength (λ) of probing radar signals;

времени (T_С) синтезирования антенного раскрыва;time (T _C ) synthesizing the antenna aperture;

текущей дальности (D) до наземного объекта;current range (D) to the ground object;

текущей скорости (V) полета ЛАcurrent speed (V) of flight of the aircraft

в соответствии с (24) определяется требуемое боковое отклонение (φ_Т) линии визирования наземного объекта от направления вектора скорости ЛА.in accordance with (24), the required lateral deviation (φ _T ) of the line of sight of the ground object from the direction of the aircraft velocity vector is determined.

4. По известным значениям (φ_Т, ε_Т) по соотношению (25) определяется значение требуемого угла (Θ_Т) наклона вектора скорости ЛА в процессе синтезирования антенного раскрыва БРЛС.4. Using the known values of (φ _Т , ε _Т ), relation (25) determines the value of the required angle (Θ _Т ) of the slope of the aircraft velocity vector during the synthesis of the radar antenna aperture.

5. По соотношениям (26)-(31) определяют величину текущих отклонений (невязок) (Δφ_Б, Δε, ΔΘ) угла между линией визирования наблюдаемого объекта и направлением вектора скорости ЛА в плоскости бокового управления ЛА, угла наклона линии визирования наземного объекта, угла наклона вектора скорости ЛА от их требуемых значений и с учетом соотношений (33)-(37) формируют сигналы управления ЛА.5. Using the relations (26) - (31), determine the value of the current deviations (residuals) (Δφ _B , Δε, ΔΘ) of the angle between the line of sight of the observed object and the direction of the speed vector of the aircraft in the plane of the side control of the aircraft, the angle of the line of sight of the ground object, the angle of inclination of the aircraft velocity vector from their required values and taking into account relations (33) - (37) form the control signals of the aircraft.

На рисунке фиг.3 представлена упрощенная структурная схема возможного варианта системы, реализующей предлагаемый способ наведения летательного аппарата на наземный объект с использованием БРЛС с CAP, где:Figure 3 shows a simplified block diagram of a possible version of a system that implements the proposed method of pointing an aircraft to a ground object using radar with CAP, where:

1 - антенная система БРЛС;1 - radar antenna system;

2 - приемник-передатчик БРЛС;2 - radar receiver / transmitter;

3 - измеритель дальности и скорости сближения;3 - measuring range and speed of approach;

4 - угломер наклонного канал;4 - an inclinometer of an inclined channel;

5 - устройство запоминания значения требуемого угла наклона линии визирования;5 - a device for storing the value of the required angle of inclination of the line of sight;

6 - измеритель углового положения линии визирования объекта относительно направления вектора скорости ЛА;6 - measuring the angular position of the line of sight of the object relative to the direction of the velocity vector of the aircraft;

7 - вычислитель требуемого смещения угла бокового канала;7 - calculator of the required offset of the angle of the side channel;

8 - вычислитель требуемого смещения угла нормального канала;8 - calculator of the required offset of the angle of the normal channel;

9 - вычислитель сигналов управления;9 - computer control signals;

10 - система управления;10 - control system;

11 - блок акселерометров;11 - block accelerometers;

12 - летательный аппарат.12 - aircraft.

Представленный на рисунке фиг.3 вариант моноимпульсной БРЛС с CAP, реализующей предлагаемый способ наведения летательного аппарата на наземный объект, функционирует следующим образом.Presented in the figure of FIG. 3, a variant of a single-pulse radar with a CAP that implements the proposed method of pointing an aircraft to a ground object, operates as follows.

Моноимпульсная антенная система 1 БРЛС осуществляет пространственную селекцию радиолокационного сигнала, отраженного от наземного объекта. С выхода антенной системы сигнал поступает на вход приемника 2 БРЛС, в котором за счет узкополосной доплеровской фильтрации, осуществляемой при реализации CAP, происходит выделение сигнала, отраженного от наземного объекта, на фоне шумов и мешающих отражений от земной поверхности. С выхода приемника 2 сигнал поступает на вход измерителя 3 наклонной дальности от ЛА до наземного объекта и скорости сближения ЛА с этим объектом, на вход угломера 4 наклонного моноимпульсного канала БРЛС, а также на вход измерителя 6 углового положения линии визирования объекта относительно направления вектора скорости ЛА.Monopulse antenna system 1 radar system performs spatial selection of the radar signal reflected from a ground-based object. From the output of the antenna system, the signal is fed to the input of the radar receiver 2, in which due to the narrow-band Doppler filtering carried out during the implementation of the CAP, the signal reflected from the ground object is distinguished from noise and interfering reflections from the earth's surface. From the output of receiver 2, the signal is fed to the input of the inclined range meter 3 from the aircraft to the ground object and the aircraft approach speed with this object, to the input of the inclinometer 4 of the inclined single-pulse radar channel, and also to the input of the meter 6 of the angular position of the object’s line of sight relative to the direction of the aircraft’s velocity vector .

Измеритель 6 формирует и выдает в вычислитель 9 текущие оценки углового положения линии визирования объекта относительно направления вектора скорости ЛА. Эти оценки формируются по соотношению (9) по данным о доплеровской частоте сигналов, отраженных от наземного объекта, и данным о величине скорости полета ЛА, поступающим в измеритель 6 из вычислителя сигналов управления 9. Угломер 4 с использованием данных, поступающих по наклонному каналу моноимпульсной БРЛС, формирует оценку текущего угла наклона линии визирования наземного объекта. Эта оценка, полученная в начальный момент времени реализации наведения ЛА на наземный объект, поступает в устройство 5, в котором запоминается в качестве значения требуемого угла наклона линии визирования наземного объекта. Указанное значение требуемого угла наклона линии визирования наземного объекта с выхода устройства 5 поступает в вычислитель 7 текущего требуемого угла отклонения линии визирования наземного объекта от направления скорости ЛА, в вычислитель 8 требуемого угла наклона траектории полета ЛА, а также в вычислитель 9 сигналов управления ЛА. В вычислителе 7 текущие оценки требуемого угла отклонения линии визирования наземного объекта от направления скорости ЛА формируются по соотношению (24) и выдаются в вычислитель 8 требуемого текущего угла наклона траектории полета ЛА, а также в вычислитель 9 сигналов управления ЛА. Из вычислителя 8 оценки требуемого текущего угла наклона траектории полета ЛА, формируемые по соотношению (25), также выдаются в вычислитель 9 сигналов управления ЛА. Вычислителем 9 сигналов управления ЛА по соотношениям (26)-(31) с использованием результатов оценки отклонений текущих значений углов φ_Б, ε, Θ от их требуемых значений, а также измеренных блоком акселерометров 11 величин нормального и бокового (поперечных) ускорений ЛА 12 формируются сигналы управления летательным аппаратом в плоскостях управления, поступающие в систему управления 10, которая осуществляет преобразование сформированных сигналов управления в соответствующие управляющие воздействия, которые поступают на управляющие элементы непосредственно летательного аппарата 12.The meter 6 generates and gives to the computer 9 current estimates of the angular position of the line of sight of the object relative to the direction of the velocity vector of the aircraft. These estimates are formed by relation (9) according to the data on the Doppler frequency of signals reflected from a ground object and the data on the flight speed of the aircraft arriving at the meter 6 from the control signal calculator 9. The angle meter 4 using data coming from the monopulse radar channel inclined channel , forms an estimate of the current angle of inclination of the line of sight of a ground object. This estimate, obtained at the initial time of the implementation of the guidance of the aircraft on the ground object, enters the device 5, which is stored as the value of the desired angle of inclination of the line of sight of the ground object. The specified value of the required angle of inclination of the line of sight of the ground object from the output of the device 5 is supplied to the calculator 7 of the current required angle of deviation of the line of sight of the ground object from the direction of the aircraft’s speed, to the computer 8 of the required angle of inclination of the flight path of the aircraft, and also to the computer 9 of the aircraft control signals. In calculator 7, current estimates of the required deviation angle of the line of sight of the ground object from the direction of the aircraft’s speed are formed according to relation (24) and are given to calculator 8 of the required current angle of inclination of the aircraft flight path, as well as to calculator 9 of the aircraft control signals. From calculator 8, estimates of the required current angle of inclination of the flight path of the aircraft, generated by relation (25), are also issued to the computer 9 of the aircraft control signals. The calculator 9 aircraft control signals according to relations (26) - (31) using the results of assessing the deviations of the current values of the angles φ _B , ε, Θ from their required values, as well as the values of the normal and lateral (transverse) accelerations of the aircraft 12 measured by the accelerometer block 11 are formed control signals of the aircraft in the control planes entering the control system 10, which converts the generated control signals into the corresponding control actions that are received by the control elements directly to the aircraft 12.

Для оценки эффективности предлагаемого способа наведения летательного аппарата на наземный объект было проведено его моделирование. Целью моделирования являлось исследование возможностей предлагаемого способа наведения ЛА на наземный объект в части одновременного обеспечения требуемого линейного разрешения РЛИ, формируемых БРЛС с CAP, по дальности и азимуту в горизонтальной плоскости и требуемой точности наведения ЛА.To assess the effectiveness of the proposed method of pointing the aircraft to a ground object, its modeling was carried out. The purpose of the simulation was to study the capabilities of the proposed method of targeting an aircraft to a ground object in terms of simultaneously providing the required linear resolution of the radar generated by the radar with CAP in range and azimuth in the horizontal plane and the required accuracy of pointing the aircraft.

В процессе моделирования для определения качества предлагаемого способа наведения ЛА на наземный объект оценивались следующие показатели.In the modeling process, to determine the quality of the proposed method for targeting an aircraft to a ground object, the following indicators were evaluated.

Величина отклонения Δφ фактического значения угла φ* между направлением линии визирования наземного объекта и вектором скорости ЛА от его требуемого значенияThe deviation Δφ of the actual value of the angle φ * between the direction of the line of sight of the ground object and the velocity vector of the aircraft from its required value

$$\Delta \varphi ={\varphi }_{Т}-\varphi *,\left(38\right)$$

$$\Delta \varphi ={\varphi }_T-\varphi *,\left(38\right)$$

Величина отклонения фактического значения угла линии визирования наземного объекта в вертикальной плоскости от требуемогоThe deviation of the actual value of the angle of the line of sight of the ground object in the vertical plane from the required

$$\Delta \epsilon ={\epsilon }_{Т}-\epsilon *,\left(39\right)$$

$$\Delta \epsilon ={\epsilon }_T-\epsilon *,\left(39\right)$$

где: ε* - фактическое значение угла линии визирования наземного объекта в вертикальной плоскости.where: ε * is the actual value of the angle of the line of sight of a ground object in a vertical plane.

Величина отклонения фактического значения угла наклона траектории полета ЛА от требуемогоThe deviation of the actual value of the angle of inclination of the flight path of the aircraft from the required

$$\Delta \Theta ={\Theta }_{Т}-\Theta *,\left(40\right)$$

$$\Delta \Theta ={\Theta }_T-\Theta *,\left(40\right)$$

где: Θ* - фактическое значение угла наклона траектории полета ЛА. В процессе моделирования в качестве показателей эффективности предлагаемого способа рассматривались оценки текущих линейных бокового и нормального промахов (h_Б, h_Н). Указанные промахи определялись соответственно по соотношениямwhere: Θ * is the actual value of the angle of inclination of the flight path of the aircraft. In the modeling process, as indicators of the effectiveness of the proposed method, the estimates of the current linear lateral and normal misses (h _B , h _N ) were considered. These misses were determined respectively by the ratio

$$h_{Б}=\frac{D_2{\omega }_{Б}}{\left(-\dot{D}\right)};h_{Н}=\frac{D_2{\omega }_{Н}}{\left(-\dot{D}\right)};\left(41\right)$$

$$h_B=\frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="2"\; label="D"\; filenames="00000048.png"\; state="\{\{state\}\}">D</figure-callout>}}_2{\omega }_B}{\left(-\dot{D}\right)};h_N=\frac{{\mathrm{<figure-callout\; id="2"\; label="D"\; filenames="00000048.png"\; state="\{\{state\}\}">D</figure-callout>}}_2{\omega }_N}{\left(-\dot{D}\right)};\left(41\right)$$

где: $$\dot{D}$$

- скорость сближения ЛА с наземным объектомWhere: $$\dot{D}$$

- speed of approach of the aircraft with a ground object

Исследования проводились посредством моделирования во времени процесса изменения пространственного положения ЛА в неподвижной нормальной земной системе координат, начало которой совмещено с наземным объектом, как это показано на рисунке фиг.4.The studies were carried out by modeling over time the process of changing the spatial position of the aircraft in a stationary normal terrestrial coordinate system, the beginning of which is aligned with the ground object, as shown in Figure 4.

В том числе моделировались: V - скорость полета ЛА; D - наклонная дальность до наземного объекта; φ* - фактическое значение угла отклонения направления линии визирования наземного объекта от вектора скорости ЛА; $${\varphi }_{Б}^{*}$$

- фактическое значение угла отклонения направления линии визирования наземного объекта от направления вектора скорости в плоскости бокового управления ЛА; φ_Т - требуемый угол отклонения линии визирования наземного объекта от вектора скорости ЛА; ε* - фактическое значение угла линии визирования наземного объекта в вертикальной плоскости; ε_Т - требуемое значение угла линии визирования наземного объекта в вертикальной плоскости; Θ* фактическое значение угла наклона траектории ЛА; Θ_Т - требуемое значение угла наклона траектории ЛА; $$\dot{D}$$

- скорость сближения ЛА с наземным объектом; ω_Н - угловая скорость линии визирования наземного объекта в плоскости нормального управления ЛА; ω_Б - угловая скорость линии визирования наземного объекта в плоскости бокового управления ЛА; Δ_Б, Δ_Н - сигналы бокового и нормального управления ЛА; j_Б, j_Н - боковое и нормальное ускорения ЛА; h_Б, h_Н - текущие линейные промахи в боковой и нормальной плоскостях управления ЛА.Including simulated: V - aircraft flight speed; D is the slant range to the ground object; φ * is the actual value of the angle of deviation of the direction of the line of sight of the ground object from the aircraft velocity vector; $${\varphi }_B^{*}$$

- the actual value of the angle of deviation of the direction of the line of sight of the ground object from the direction of the velocity vector in the aircraft lateral control plane; φ _T - the required angle of deviation of the line of sight of the ground object from the aircraft velocity vector; ε * is the actual value of the angle of the line of sight of a ground object in a vertical plane; ε _T is the required value of the angle of the line of sight of a ground object in a vertical plane; Θ * the actual value of the angle of inclination of the aircraft trajectory; Θ _T is the required value of the angle of inclination of the aircraft trajectory; $$\dot{D}$$

- the speed of approach of the aircraft with a ground object; ω _N is the angular velocity of the line of sight of a ground object in the plane of normal control of an aircraft; ω _B is the angular velocity of the line of sight of a ground object in the plane of lateral control of the aircraft; Δ _B , Δ _N - signals of the lateral and normal control of the aircraft; j _B , j _N - lateral and normal acceleration of the aircraft; h _B , h _N - current linear misses in the lateral and normal aircraft control planes.

При этом требуемое значение φ_Т угла отклонения линии визирования наземного объекта от вектора скорости ЛА вычислялось по соотношению (24), требуемое значение Θ_Т угла наклона траектории ЛА по соотношению (25), смещение угловой скорости ω_БС линии визирования наземного объекта в плоскости бокового управления по (35), смещение угловой скорости ω_НС линии визирования наземного объекта в плоскости нормального управления по (37), сигналы бокового и нормального управления (Δ_Б, Δ_Н,) соответственно по (34) и (36), показатели качества функционирования (Δφ, Δε, ΔΘ, h_Б, h_Н,) предлагаемого способа по (38), (39), (40), (41). Текущее местоположение ЛА определялось путем счисления координат.In this case, the required value φ _{T of the} angle of deviation of the line of sight of the ground object from the aircraft velocity vector was calculated by the relation (24), the required value Θ _{T of the} angle of inclination of the aircraft trajectory by the relation (25), the shift of the angular velocity ω _{BS of the} line of sight of the ground object in the lateral control plane according to (35), the displacement of the angular velocity ω _{NS of the} line of sight of a ground object in the normal control plane according to (37), the signals of lateral and normal control (Δ _B , Δ _Н ,) respectively according to (34) and (36), indicators of the quality of functioning ( Δφ , Δε, ΔΘ, h _B , h _N ,) of the proposed method according to (38), (39), (40), (41). The current location of the aircraft was determined by reckoning coordinates.

Результаты моделирования, приведенные на рисунках фиг.5-10, получены в предположении, что начальное значение наклонной дальности от ЛА до наземного объекта D=10000 м, начальная скорость движения ЛА V=300 м/с, ускорение торможения ЛА составляет - 3 м/с² и является постоянным на всей траектории полета ЛА до окончания процесса наведения ЛА на наземный объект, завершение наведения ЛА на наземный объект осуществляется при уменьшении дальности до наземного объекта до 150 м, начальный угол наклона линии визирования наземного объекта ε=-35°, требуемое разрешение формируемых РЛИ по горизонтальной дальности Δd_Т=10 м, требуемое линейное разрешение формируемых РЛИ по азимуту Δl_Т=10 м, длина волны БРЛС ЛА λ=4,0 см, время синтезирования антенного раскрыва Т_С=128 мс.The simulation results shown in Figures 5-10 are obtained under the assumption that the initial value of the inclined range from the aircraft to the ground object is D = 10,000 m, the initial speed of the aircraft is V = 300 m / s, and the acceleration of braking of the aircraft is 3 m / c ² and is constant on the entire flight path of the aircraft until the end of the aircraft guidance process on the ground object, the completion of the aircraft guidance on the ground object is carried out by reducing the distance to the ground object to 150 m, the initial angle of inclination of the line of sight of the ground object ε = -35 °, required section ix radar image generated by the horizontal distance Δd _T = 10 m, the desired linear resolution radar image generated azimuth Δl _T = 10 m, the wavelength radar LA λ = 4,0 cm, while the antenna aperture synthesizing _C T = 128 ms.

На рисунке фиг.5 приведена проекция полученной по результатам моделирования траектории полета ЛА на горизонтальную плоскость нормальной земной системы координат, соответствующей рисунку фиг.4.Figure 5 shows the projection of the flight path obtained from the simulation of the aircraft on the horizontal plane of the normal earth coordinate system corresponding to the figure of figure 4.

На рисунке фиг.6 приведены полученные в результате моделирования графики изменения значений углов ε*, Θ* (угла наклона линии визирования наземного объекта в вертикальной плоскости и угла наклона вектора скорости ЛА в процессе его наведения на наземный объект).Figure 6 shows the simulation results of a graph of changes in the values of the angles ε *, Θ * (the angle of inclination of the line of sight of a ground object in the vertical plane and the angle of inclination of the velocity vector of the aircraft during its pointing at the ground object).

Абсцисса графика отражает изменение координаты ЛА по оси X нормальной земной системы координат, соответствующей рисунку фиг.4.The abscissa of the graph reflects the change in the coordinate of the aircraft along the X axis of the normal earth coordinate system corresponding to the figure of Fig. 4.

На рисунке фиг.7 приведен полученный в результате моделирования график, характеризующий в соответствии с (38) в плоскости бокового управления ЛА величину Δφ отклонения величины угла между линией визирования наземного объекта и вектором скорости ЛА от требуемого значения.Figure 7 shows a graph obtained as a result of modeling, characterizing, in accordance with (38), in the aircraft lateral control plane, the value Δφ of the deviation of the angle between the line of sight of the ground object and the aircraft velocity vector from the required value.

На рисунке фиг.8 приведен полученный в результате моделирования график, характеризующий в соответствии с (39) величину Δε отклонения фактического значения угла линии визирования наземного объекта в вертикальной плоскости от требуемого в процессе наведения ЛА на наземный объект.Figure 8 shows the graph obtained as a result of the simulation, characterizing, in accordance with (39), the deviation Δε of the deviation of the actual value of the angle of the line of sight of the ground object in the vertical plane from that required in the process of pointing the aircraft at the ground object.

На рисунке фиг.9 наведен полученный в результате моделирования график, характеризующий в соответствии с (40) величину ΔΘ отклонения фактического значения угла наклона траектории полета ЛА от требуемого.In the figure of Fig. 9, a graph obtained as a result of the simulation is shown, which characterizes, in accordance with (40), the ΔΘ deviation of the actual value of the angle of inclination of the aircraft flight path from the required one.

На рисунке фиг.10 приведены полученные в результате моделирования графики изменения значений бокового и нормального промахов (h_Б, h_Н,) в процессе наведения ЛА на наземный объект.Figure 10 shows the results of modeling the graphs of changes in the values of the lateral and normal misses (h _B , h _H ,) in the process of pointing the aircraft at a ground object.

Финальные значения промахов по результатам моделирования процесса наведения ЛА на наземный объект составили:, h_Б=-1,5 м, h_Н,=-0,01 м.The final miss values according to the results of modeling the process of pointing the aircraft at a ground object were :, h _B = -1.5 m, h _H , = - 0.01 m.

Результаты исследований подтвердили работоспособность предлагаемого способа наведения ЛА на наземный объект с использованием БРЛС с CAP.The research results confirmed the efficiency of the proposed method of targeting an aircraft on a ground object using radar with CAP.

Предлагаемый способ наведения ЛА на наземный объект позволяет обеспечить:The proposed method of pointing aircraft at a ground object allows to provide:

- высокую точность наведения летательных аппаратов на наземные объекты;- high precision guidance of aircraft on ground objects;

- стабилизацию линейного разрешения формируемых БРЛС с CAP радиолокационных изображений наземных объектов, как по азимуту, так и по горизонтальной дальности;- stabilization of the linear resolution of radars formed with CAP radar images of ground objects, both in azimuth and horizontal range;

- минимальные искажения РЛИ наземного объекта, формируемых БРЛС с CAP в процессе наведения ЛА на этот объект.- minimal distortion of the radar image of the ground object formed by radar with CAP in the process of pointing the aircraft at this object.

Использование предлагаемого способа не накладывает сколь-нибудь существенных дополнительных ограничений на элементную базу и возможно при существующих характеристиках вычислителей БРЛС с CAP по их быстродействию и объему памяти.Using the proposed method does not impose any significant additional restrictions on the element base and is possible with the existing characteristics of radar computers with CAPs in terms of their speed and memory size.

Источники информацииInformation sources

1. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь. 1982. - 304 с.1. Maximov M.V., Gorgonov G.I. Electronic homing systems. - M .: Radio and communication. 1982. - 304 p.

2. Патент на изобретение №2164654.2. Patent for the invention No. 2164654.

3. Патент на изобретение №2148235 - прототип.3. Patent for the invention No. 2148235 - prototype.

4. Кондратенков Г.С., Фролов А.Ю. Теоретические основы построения радиолокационных систем дистанционного зондирования Земли. М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2009, с.143 - 152.4. Kondratenkov G.S., Frolov A.Yu. Theoretical foundations of building radar systems for remote sensing of the Earth. M .: Publishing. VVIA them. prof. NOT. Zhukovsky, 2009, p. 143 - 152.

5. Корн Г., Корн Т. Справочник по математике. Для научных работников и инженеров. - М., Наука, 1974, с 146.5. Korn G., Korn T. Handbook of mathematics. For scientists and engineers. - M., Science, 1974, p. 146.

6. Справочник по радиолокации. Под ред. М. Сколника. Пер. с англ. (в четырех томах) Том 1. - М., Советское радио, 1976, с.280, 281.6. Reference radar. Ed. M. Skolnik. Per. from English (in four volumes) Volume 1. - M., Soviet Radio, 1976, p. 280, 281.

7. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. М.: Радиотехника, 2003. - 390 с.7. Merkulov V.I., Drogalin V.V., Kanaschenkov A.I. and other Aviation systems of radio control. T.2. Radio-electronic homing systems / ed. A.I. Kanaschenkova and V.I. Merkulova. M .: Radio engineering, 2003 .-- 390 p.

Claims (1)

Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты, заключающийся в том, что измеряют значения скорости сближения наводимого летательного аппарата (ЛА) с наземным объектом и формируют сигналы управления летательным аппаратом в горизонтальной плоскости по методу пропорционального наведения со смещением угловой скорости линии визирования наземного объекта, а требуемое смещение угловой скорости рассчитывают, исходя из условия обеспечения стабилизации требуемого азимутального линейного разрешения радиолокационных изображений наземного объекта, формируемых БРЛС с CAP в процессе наведения ЛА на этот объект, отличающийся тем, что управление наведением ЛА на наземные объекты осуществляется одновременно в наклонной плоскости, положение которой определяется направлением земной скорости ЛА, и в вертикальной плоскости, исходя из условия обеспечения и стабилизации требуемого разрешения радиолокационных изображений наземных объектов, формируемых БРЛС с CAP в процессе наведения ЛА, по азимуту и по горизонтальной дальности, с использованием метода пропорционального наведения со смещением угловых скоростей линии визирования наземного объекта в обеих плоскостях управления ЛА, при этом значения указанных смещений формируются таким образом, чтобы направление вектора скорости ЛА в вертикальной плоскости в каждый момент времени совпадало с направлением на точку пересечения перпендикуляра к проекции линии визирования наземного объекта на горизонтальную плоскость, совпадающую с земной поверхностью, проходящего через наземный объект и принадлежащего этой горизонтальной плоскости, с вертикальной плоскостью, которой принадлежит вектор скорости летательного аппарата, для чего задают требуемое значение угла наклона линии визирования наземного объекта в процессе наведения ЛА, дополнительно измеряют значения угла визирования наземного объекта в вертикальной плоскости, угла отклонения линии визирования наземного объекта от направления вектора скорости ЛА, значения величины и угла наклона вектора скорости ЛА, рассчитывают требуемое значение угла между направлением вектора скорости ЛА и линией визирования наземного объекта, рассчитывают требуемое значение угла наклона вектора скорости ЛА, формируют оценки величин отклонений текущих значений угла наклона вектора скорости ЛА, угла наклона линии визирования наземного объекта, угла между направлением вектора скорости ЛА и линией визирования наземного объекта, угла между направлением вектора скорости ЛА и проекцией линии визирования наземного объекта на наклонную плоскость движения ЛА от их требуемых значений и с использованием указанных оценок отклонений рассчитывают требуемые смещения угловых скоростей линии визирования наземного объекта в плоскостях управления ЛА. The method of pointing aircraft to ground objects, which consists in measuring the speed of approach of an induced aircraft (LA) to a ground object and generating control signals for the aircraft in a horizontal plane by the method of proportional guidance with a shift in the angular velocity of the line of sight of the ground object, and the required the angular velocity shift is calculated based on the conditions for ensuring the stabilization of the required azimuthal linear resolution of the radar images th ground object, formed by radar with CAP in the process of pointing the aircraft at this object, characterized in that the control of the guidance of the aircraft to ground objects is carried out simultaneously in an inclined plane, the position of which is determined by the direction of the ground speed of the aircraft, and in the vertical plane, based on the conditions of support and stabilization of the required resolution of radar images of ground objects formed by radar with CAP in the process of guidance of the aircraft, in azimuth and horizontal range, using the proportional method information with a shift in the angular velocities of the line of sight of the ground object in both aircraft control planes, while the values of the indicated displacements are formed so that the direction of the vector of the speed of the aircraft in the vertical plane at each moment coincides with the direction to the point of intersection of the perpendicular to the projection of the line of sight of the ground object on a horizontal plane coinciding with the earth’s surface passing through a ground object and belonging to this horizontal plane with a vertical plane the axis to which the aircraft’s velocity vector belongs, for which the required value of the angle of inclination of the line of sight of the ground object during the aircraft guidance is set, the angle of sight of the ground object in the vertical plane, the angle of deviation of the line of sight of the ground object from the direction of the aircraft’s velocity vector, and values of and the angle of inclination of the velocity vector of the aircraft, calculate the required value of the angle between the direction of the velocity vector of the aircraft and the line of sight of the ground object, calculating the required value of the inclination of the aircraft velocity vector, form estimates of the deviations of the current values of the inclination of the aircraft velocity vector, the angle of inclination of the line of sight of the ground object, the angle between the direction of the velocity vector of the aircraft and the line of sight of the ground object, the angle between the direction of the velocity vector of the aircraft and the projection of the line of sight ground object on the inclined plane of the aircraft from their required values and using the indicated deviation estimates calculate the required displacement of the angular velocities of the line of sight ground object in the aircraft control planes.

Images