СПОСОБ СОПРОВОЖДЕНИЯ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ Российский патент 1998 года по МПК F41G7/00 

Изобретение относится к области управления и регулирования, а более конкретно к управлению ракетами.

Известны способы сопровождения ракеты в оптическом режиме. Способ сопровождения [1, с. 184] заключается в определении угловых координат ракеты с помощью оптического визира. На экране телевизионного приемника оптического визира фиксируется проекция изображения ИК-трассера и формируются сигналы отклонений проекции в вертикальной и горизонтальной плоскостях относительно оптической оси визира, направленной на цель. В зависимости от величины сигнала отклонения проекции определяются угловые координаты ракеты, которые поступают в устройство выработки команд управления ракетой и оптическим визиром.

Недостатком описанного способа сопровождения ракеты является то, что для сопровождения двухступенчатой ракеты требуется два режима реализации этого способа: первый режим - для сопровождения ракеты по факелу двигателя первой ступени; второй режим - для сопровождения ракеты по оптическому ответчику второй ступени.

В качестве прототипа выбран способ сопровождения двухступенчатой ракеты, реализованный в комплексе 2С6М [2, с. 40, 3, с. 140]. Он включает замер координат факела и сопровождение ракеты по координатам факела первой ступени до появления сигнала от оптического ответчика, замер координат оптического ответчика второй ступени и сопровождение ракеты по координатам оптического ответчика, постоянный замер координат модели ракеты по времени полета ракеты и сопровождение по координатам модели при отсутствии сигналов координат факела и оптического ответчика, причем оптический ответчик работает в импульсном режиме по командам, передаваемым с наземной аппаратуры.

Недостатком прототипа является то, что после разделения ступеней ракеты до появления сигнала от оптического ответчика оптический визир может сопровождать падающий двигатель. В ряде случаев это приводило к потере ракеты из-за выхода последней из поля зрения оптического визира.

Целью изобретения является повышение надежности сопровождения за счет перехода в инерционный режим сопровождения ракеты перед разделением ступеней и до появления сигнала от оптического ответчика.

Указанная цель достигается тем, что в известном способе сопровождения двухступенчатой ракеты, включающем замер координат факела и сопровождение ракеты по координатам факела, замер координат оптического ответчика и сопровождение ракеты по координатам оптического ответчика, постоянный замер координат модели ракеты по времени полета ракеты, режимы сопровождения выполняются таким образом, что сопровождение ракеты по координатам факела выполняют после старта до момента времени t, определяемого соотношением

где T₁, T₂ - значения температуры верхнего и нижнего уровней использования, ^oC;
T - текущее значение температуры заряда маршевого двигателя, ^oC;
t₁, t₂ - время работы двигателя при T₁ и T₂ соответственно;
C - упреждение перехода в инерционный режим, величину которого принимают до 0,5 с,
после чего сопровождение ракеты ведут по координатам модели до замера координат оптического ответчика.

Зависимость

позволяет определить конец работы маршевого двигателя первой ступени ракеты и тем самым определить момент разделения ступеней. Упреждение C вводится для компенсации ошибок определения момента разделения ступеней, возникающих из-за неточного измерения температур T и из-за производственных допусков. Наиболее распространенными значениями температуры верхнего уровня использования является температура T₁ = +50^oC, а нижнего уровня T₂ = -50^oC. Зависимость (1) подтверждена опытным путем.

Управление ракетой по предлагаемому способу осуществляется следующим образом. После старта происходит захват ракеты по положению факела в пространстве. После этого ведется сопровождение ракеты по факелу (выработка команд, приводящих ракету на линию наведения и разворот оптического визира в направлении ракеты). Сопровождение по факелу продолжается до момента t. Затем сопровождение переходит на инерционный режим и ведется по координатам модели до момента появления сигнала от оптического ответчика. После чего сопровождение ведется по оптическому ответчику. Если при сопровождении по факелу или при сопровождении по оптическому ответчику происходит пропадание сигнала, аппаратура сопровождения переходит на инерционный режим как в прототипе.

Для реализации описанного способа достаточно аппаратуры, используемой в прототипе [2] с коррекцией циклограммы сопровождения ракеты. Такая аппаратура включает оптический визир, бортовой вычислитель и аппаратуру управления, размещенные на пусковой установке и двухступенчатую ракету, на второй ступени которой имеется оптический ответчик.

Введение описанного способа позволит исключить сопровождение падающего двигателя и тем самым исключить потерю ракеты из поля зрения оптического визира и повысить надежность сопровождения ракеты.

Изобретение относится к области управления и регулирования, а более конкретно к управлению двухступенчатыми ракетами. Целью изобретения является повышение надежности сопровождения за счет перехода в инерционный режим сопровождения ракеты перед разделением ступеней и до появления сигнала от оптического ответчика. Указанная цель достигается тем, что выполняют сопровождение ракеты по координатам факела после старта до момента времени t, определяемого соотношением

где T₁, T₂ - значения температуры верхнего и нижнего уровней использования, ^oС; T - текущее значение температуры заряда температуры заряда маршевого двигателя, ^oС; t₁, t₂ - время работы двигателя при T₁ и T₂ соответственно; С - упреждение перехода в инерционный режим, величину которого принимают до 0,5 с, после чего сопровождение ракеты ведут по координатам модели до замера координат оптического ответчика.

Способ сопровождения двухступенчатой ракеты, включающий замер координат факела и сопровождение ракеты по координатам факела, замер координат оптического ответчика и сопровождение ракеты по координатам оптического ответчика, постоянный замер координат модели ракеты по времени полета ракеты, отличающийся тем, что сопровождение ракеты по координатам факела выполняют после старта до момента времени t, определяемого соотношением

где T₁, T₂ - значения температуры верхнего и нижнего уровней использования, ^oС;
T - текущее значение температуры заряда маршевого двигателя, ^oС;
t₁, t₂ - время работы двигателя при T₁ и T₁ соответственно;
C - упреждение перехода в инерционный режим, величину которого принимают до 0,5 с,
после чего сопровождение ракеты ведут по координатам модели до замера координат оптического ответчика.