СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ Российский патент 1998 года по МПК F41G7/24 F41G7/00 

Изобретение относится к области разработки систем наведения с телеориентированием ракеты в лазерном луче и может быть использовано в противотанковых ракетных комплексах (ПТРК), установленных на сухопутных и воздушных носителях.

Известен способ наведения ракет (например, в ПТРК TOW), заключающийся в измерении углового отклонения ракеты от линии визирования цели (ЛВЦ), преобразовании углового отклонения в электрические сигналы, пропорциональные координатам ракеты относительно ЛВЦ, формировании команд управления и преобразовании команд управления в отклонения исполнительных органов [1 - 5].

Недостатками известного способа наведения являются:
- значительное время подготовки к пуску, связанное с необходимостью разворота пускового устройства с помощью поворотного и подъемного механизмов наведения для установки строго определенных углов между направлением выстрела и ЛВЦ;
- формирование дополнительного канала управления с расширенным полем зрения для организации выстреливания ракеты в луч на начальном участке.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению являются способ наведения ракет, реализованный в ПТРК "Mapats" [6 - 8], разработанном на базе ПТРК TOW, заключающийся в формировании лазерного луча управления, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно оси луча, формировании команд управления, пропорциональных отклонениям ракеты от оси луча, и преобразовании команд управления в отклонения рулей.

Данная система наведения, устанавливаемая на подвижных носителях, например на вертолетах [9], обладает следующими недостатками: значительным временем проведения операций, связанных с установкой требуемых углов между направляющими пускового устройства и ЛВЦ; требованием мастерства летчика для установки требуемых углов посредством пилотирования вертолета; сравнительно низкой точностью установки требуемых углов; необходимостью перевода носителя в режим пикирования на цель при подготовке к стрельбе и осуществления запуска ракеты; значительным размером луча, который обусловлен большим рассеиванием ракет при их запуске с низкими начальными скоростями.

Целью изобретения является расширение диапазона условий применения ПТРК при стрельбе с подвижного носителя без организации точного прицеливания пускового устройства относительно ЛВЦ и снижение требований к рассеиванию ракет на начальном участке наведения.

Поставленная цель достигается за счет того, что в способе наведения, заключающемся в формировании луча управления, формировании команд управления, пропорциональных отклонению ракеты от оптической оси луча, - производят измерение углового отклонения ракеты относительно ЛВЦ, осуществляют разворот луча в плоскости, проходящей через линию визирования ракеты (ЛВР) и ЛВЦ, в направлении летящей ракеты на угол, пропорциональный отклонению ЛВР относительно ЛВЦ, причем коэффициент пропорциональности устанавливают в диапазоне от 0 до 1 преимущественно по зависимости:

где
h_л - телесный угол луча управления;
ε_pmax- максимальный расчетный угол между ЛВР и ЛВЦ на начальном участке наведения.

Структурная схема устройства, реализующего предложенный способ наведения, и рисунок, поясняющий принцип работы, приведены на фиг. 1 и 2.

На фиг. 1 введены следующие обозначения: 1 - пеленгатор; 2 - объектив; 3 - оптико-механический координатор; 4 - вычитающее устройство; 5 - усилитель; 6 - сумматор; 7 - привод пеленгатора; 8 - датчик угла пеленгатора.

На фиг. 2 обозначены:
ε_p - угол между линией визирования цели и линией визирования ракеты;
ε_л - угол между ЛВЦ и осью луча;
Δ-- угол между осью луча и ЛВР.

Устройство работает следующим образом.

При наведении ракеты на цель пеленгатор 1 является основным звеном замкнутого контура автоматического управления, объектом которого является летящая ракета. В качестве пеленгатора можно использовать прибор наведения (см. носимый противотанковый комплекс 9K115. Техническое описание. Москва, Военное издательство, 1984).

Входным сигналом этого контура является угловое отклонение ракеты от ЛВЦ Δ, которое измеряется оптической системой 2, оптико-механическим координатором 3 пеленгатора и преобразуется в электрический сигнал Δ_э.

Для обеспечения приема светового сигнала от источника излучения при больших угловых отклонениях ракеты от линии визирования цели, что соответствует начальному участку наведения, оптическая часть пеленгатора имеет поле зрения порядка 6 - 8^o.

После выстреливания под действием возмущения ракета отклоняется от ЛВЦ на угол ε_p.

В случае разворота оси луча, съюстированного с осью пеленгатора, на угол ε_л угловое отклонение ракеты Δ между осью луча и ЛВЦ, измеренное следящим оптико-механическим координатором пеленгатора, в виде электрического сигнала Δ_э суммируется с электрическим сигналом Uε_л, поступающим с датчика угла следящего пеленгатора 8.

Суммарный электрический сигнал U_p с выхода сумматора 6 (выполненный, например, на операционном усилителе типа 140УД6) дает информацию об угловом положении ракеты ε_p (фиг. 2), поскольку
U_p=Δ_э+U_л=(ε_p-ε_л)+ε_л•Kg ,
где Kg - коэффициент передачи датчика угла пеленгатора 8, при Kg ≈ 1 U_p=ε_p.
При условии Δ_a=0 ось луча пеленгатора перемещалась бы до тех пор, пока угол ε_л не стал бы равен углу ε_p, т.е. ось луча совмещалась бы с ракетой.

В этом случае на борту ракеты команда управления стала бы равна нулю, т. е. управляющее воздействие, приводящее ракету к ЛВЦ, не выработалось бы.

Для схемы, представленной на фиг. 1, имеем
Δ_a=K•U_p,
где K - коэффициент передачи (пропорциональности) усилителя, выполненного, например, на микросхеме 140УД6.

В этом случае на входе привода пеленгатора 7 (на выходе вычитающего устройства 4, выполненном, например, на микросхеме 140УД6) имеем

Учитывая, что

где K_пр - коэффициент передачи привода, связывающий угол поворота оси пеленгатора с величиной входного сигнала;
P = d/dt (оператор);
K_пр/P - передаточная функция привода,
имеем
ε_л•P=[ε_p•(1-K)-ε_л]K_пр, откуда после преобразований получаем

где K_o = 1-K; T_p=1/K_пр,
т. е. в установившемся режиме (P→ 0) ε_л=K•ε_p, Δ_a=K•ε_p, следящий пеленгатор следит за ракетой с постоянной ошибкой Δ_э, пропорциональной углу ε_p.

В этом случае при K<1 на борту ракеты вырабатывается команда, перемещающая ракету к ЛВЦ.

При достижении ракетой ЛВЦ Δ автоматически обнуляется. Последующее телеориентирование ракеты в лазерном луче поддерживает нулевое значение ε_p.

Таким образом, предложенный способ наведения исключает недостатки, присущие прототипу, обеспечивает снижение требований к рассеиванию ракеты на начальном участке наведения и позволяет уменьшить ширину управления до значения, меньшего величины рассеивания ракет на начальном участке наведения.

Расчеты показывают, что предложенный способ позволяет снизить требования к точности прицеливания авиационными носителями при подготовке к стрельбе в 5 - 10 раз, что расширяет условие боевого применения комплексов управляемого вооружения.

Источники информации
1. Зарубежное военное обозрение, 1979 , л. 6, с. 35 - 40.

2. Зарубежная военная техника, 1980, с. 3 - 4 (серия II, вып. 6).

3. Зарубежная военная техника, 1982, с. 3 - 5, (серия II, вып. 2).

4. Interavia, 1980, v. 35, V. 3, P. 200
5. Plight International, 1983, v. 122, М. 3835, H. 1316.

6. International Defense Review, 1988, v. 21, N 5, P. 580.

7. Armade International, 1985, N 2, PP. 74 - 75.

8. Janes Defence weehly, 1985, v. 3, N 15, P. 679.

9. Janes Defense weehly, 1990, v. 14, N 23, PP. 1165 - 1168.

Изобретение относится к области разработки системы наведения с телеориентированием ракеты в лазерном луче и может быть использовано в противотанковых ракетных комплексах, установленных на сухопутных и воздушных носителях. Техническим результатом является расширение диапазона условий применения ПТРК при стрельбе с подвижного носителя без организации точного прицеливания пускового устройства относительно линии визирования цели и снижение требований к рассеиванию на начальном участке наведения. Поставленная задача достигается за счет того, что в способе наведения, заключающемся в формировании луча управления, формировании команд управления, пропорциональных отклонению ракеты от оптической оси луча, производят изменения углового отклонения ракеты относительно линии визирования цели, осуществляют разворот в плоскости, проходящей через линию визирования цели и линию визирования ракеты, в направлении летящей ракеты на угол, пропорциональный отклонению линии визирования ракеты относительно линии визирования цели, причем коэффициент пропорциональности устанавливают в диапазоне от 0 до 1 преимущественно по зависимости где h_л - телесный угол луча управления; ε_pmax- максимальный расчетный угол между линией визирования ракеты и линией визирования цели на начальном участке наведения. 1 з.п. ф-лы. 2 ил.

1. Способ наведения, заключающийся в формировании луча управления, формировании команд управления ракетой, пропорциональных отклонению ракеты от оптической оси луча, отличающийся тем, что производят измерение углового отклонения ракеты относительно линии визирования цели, осуществляют разворот луча в плоскости, проходящей через линию визирования ракеты и линию визирования цели, в направлении летящей ракеты на угол, пропорциональный угловому отклонению линии визирования ракеты относительно линии визирования цели, причем коэффициент пропорциональности устанавливают в диапазоне от 0 до 1. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что коэффициент пропорциональности выбирают по зависимости

где h_л - телесный угол луча управления;
ε_pmax - максимальный расчетный угол между линией визирования ракеты и линией визирования цели на начальном участке наведения.