СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ Российский патент 2003 года по МПК F41G3/22 

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способам наведения управляемых ракет, в частности, устанавливаемых в составе комплексов управляемого ракетного вооружения как на наземных пусковых установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др.

Наведение снарядов и управляемых ракет в процессе их полета позволяет существенно повысить точность комплексов вооружения сухопутных войск, устанавливаемых как на земле, так и на различных подвижных объектах: танках, боевых машинах пехоты, самоходных пусковых установках и др. Существенно возрастает огневая мощь таких машин и за счет дополнения обычного вооружения (артиллерийского или стрелкового) управляемым ракетным вооружением.

В настоящее время известны различные способы наведения управляемых ракет и снарядов. От эффективности способа наведения зависит и эффективность комплекса вооружения в целом.

Известен способ наведения управляемых ракет первого поколения, заключающийся в наведении наводчиком (оператором) на цель линии прицеливания, глазомерном измерении отклонения от нее управляемой ракеты, воздействии на органы управления ракетой в соответствии с эти отклонениями до совмещения управляемой ракеты с целью (например, А.Н. Латухин. Противотанковое вооружение. - М. : Воениздат, 1974, с. 192-236). К первому поколению относятся управляемые (противотанковые) ракеты с ручными системами наведения: французские SS-10, SS-11, SS-12, "Энтаю", английские "Виджилент", "Малкара", западногерманская "Кобра", шведская "Бантам", швейцарская "Москито-64", отечественные "Шмель", "Фаланга", "Малютка" и др.

ПТУР первого поколения и способы их наведения имеют очевидные недостатки: невысокая скорость движения ракеты, реализуемая в них, а следовательно, и очень большое время полета (20-25 с), наличие не поражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м, малая скорострельность по сравнению с другими противотанковыми средствами и др. Обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам очень дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов. Низкая скорость полета ракеты требует от оператора непрерывного визуального слежения за ракетой и целью и управления ракетой на всей траттории. Поэтому к наводчикам (операторам) ПТУР предъявляются строгие требования.

Для обучения и периодических тренировок наводчиков управляемых ракет с ручной системой наведения требуются сложные электронно-оптические тренажеры. Кроме того, при таком способе управления практически невозможно устранить один из основных недостатков: низкую скорость полета управляемой ракеты. Дело в том, что при увеличении скорости полета ракеты работа наводчика сильно усложняется, поскольку управление обычно осуществляется с помощью команд, основанных на учете взаимного положения ракеты и цели. Наводчик физически не успевает своевременно реагировать на изменения направления полета скоростной ракеты. Отсутствует объективная информация о текущем управляемой ракеты от цели и моменте достижения управляемой ракетой плоскости цели, что вызывает напряженность оператора. Оператор испытывает также значительные трудности при выводе ракеты на линию прицеливания. Во избежание клевка ракеты о землю вблизи пусковой установки (стреляющего объекта) последней придают значительный угол возвышения. В результате и образуется (см. выше) необстреливаемая зона, размеры которой достигают 600-700 м.

Известен также способ наведения управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружены 9K112-1 "Кобра" (например, Комплекс вооружения танка - Т-64 Б. Материалы учебного пособия. - М.: ВАБТВ, 1977, с. 8-51). Этот способ по технической сути и существенным признакам является наиболее близким к заявляемому и принят за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом предлагаемого способа. Способ наведения управляемой ракеты комплекса 9K112-1 "Кобра" заключается в формировании линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой наведения отклонения управляемой ракеты в процессе ее полета от линии прицеливания, автоматическом формировании и передаче на ракету команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде.

Этот способ от предшествующего отличается тем, что непрерывное слежение за целью, совмещая с нею линию прицеливания, ведет наводчик (оператор), а слежение за ракетой, измерение ее отклонения от линии прицеливания, выработка и передача команд на борт летящей ракеты, а затем на ее органы управления производятся системой наведения автоматически. Этот способ по сравнению с предшествующим обеспечивает (см. там же):
увеличение скорости полета ракеты до 220-500 м/с;
уменьшение времени полета ракеты на предельную дальность;
уменьшение "мертвой зоны" до 75 м и менее от огневой полиции;
более высокую эффективность и стабильность результатов стрельбы в разнообразные ситуациях противотанкового боя;
упрощение работы оператора (его функции сводятся лишь к совмещению линии прицеливания с целью, а команды управления вырабатываются и передаются на ракету автоматически), что повыше точность стрельбы и уменьшает влияние на ее результаты индивидуальных данных оператора;
облегчение отбора операторов, упрощение процесса и уменьшение стоимости обучения.

Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость продолжительного по времени удержания линии прицеливания на цели, отсутствие объективной информации о моменте подлета к ней управляемой ракеты приводят к возникновению напряженности оператора и опасности потери управляемой ракеты, особенно при появлении в поле зрения оператора световых или пыледымовых помех. Наличие на борту ракеты источника излучения, необходимого для образования световой обратной связи и замкнутого контура управления, затрудняют наводчику слежение за целью, создавая ему световую помеху. В результате всего этого остаются значительными ошибки совмещения линии прицеливания с целью, что приводит к промаху или потере ракеты и постоянной напряженности оператора. Если же передача команд управления на борт ракеты происходит по радиоканалу, то со стороны противника возможно противодействие путем применения по стреляющему комплексу противорадиолокационных управляемых ракет, что еще больше увеличивает напряженность оператора.

Целью настоящего изобретения является повышение эффективности наведения управляемой ракеты, защищенности ее и стреляющего объекта.

Указанная цель достигается тем, что формируют и совмещают с целью вторую линию прицеливания, измеряют отклонение ракеты от второй линии прицеливания, формируют в соответствии с ее отклонением от второй линии прицеливания вторую команду управления, а сигнал на органы управления ракетой вырабатывают в соответствии с суммой первой и второй команд управления. При этом вторую линию прицеливания формируют под острым углом к первой, значение которого определяется выражением:

где l_min - минимальное расстояние между стреляющими объектами в плоскости, перпендикулярной к плоскости стрельбы,
Д_max - максимальная дальность стрельбы управляемой ракетой,
γ - острый угол между первой и второй линиями прицеливания,
Д_min - минимальная дальность начала совместного наведения управляемой ракеты (удаление пересечения границ полей (лучей) управления ракетой от стреляющих объектов),
Д_ц - дальность до цели,
Ψ - угол расходимости поля (луча) управления системы наведения управляемой ракеты, значение которого определяется выражением 10^o<Ψ<90^o.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показаны принцип формирования двух линий прицеливания, траектория полета управляемой ракеты и приняты следующие обозначения: 1 - цель (Ц), 2 - первая линия прицеливания (ЛП₁), 3 - вторая линия прицеливания (ЛП₂), 4 - управляемая ракета (УР), 5 - траектория управляемой ракеты, 6 - первый стреляющий объект, 7 - второй стреляющий объект, γ - острый угол между первой и второй линиями прицеливания, Ψ - угол расходимости поля (луча) управления системы наведения управляемой ракеты, значение которого определяется выражением 10^o<Ψ<90^o, с - пересечение границ поле (лучей) управления ракетой.

Реализация (работа) предлагаемого способа происходит следующим образом. Оба стреляющих объекта устанавливаются таким образом относительно цели и друг относительно друга, чтобы в соответствии с их техническими характеристиками при одновременном визировании цели и запуске управляемой ракеты одним из них был возможен захват управляемой ракеты и ее дальнейшее наведение вторым комплексом. Это достигается при выполнении условия (1). Например, для комплексов, реализующих прототип, расстояние между объектами l_min должно быть около 50 м (при стрельбе на максимальную дальность - 4000 м), что обеспечивает, с одной стороны, рациональное значение Д_min, а с другой - уменьшает вероятность поражения стреляющих объектов со стороны противника.

Получив команду на поражение цели (при подготовленной к работе аппаратуре комплексов вооружения), наводчики стреляющих объектов совмещают линии прицеливания своих прицелов с целью 1 (см. чертеж) и один из них (например, стреляющий объект 6) производит запуск управляемой ракеты. После запуска управляемой ракеты 4 системы наведения обоих стреляющих комплексов 6 и 7 производят ее захват. Информация об отклонении управляемой ракеты от первой линии прицеливания 2 воспринимается и измеряется системой наведения первого стреляющего объекта 6, а информация об отклонении управляемой ракеты от второй линии прицеливания 3 воспринимается и измеряется системой наведения второго стреляющего объекта 7. В соответствии с измеренными отклонениями станции наведения обоих комплексов формируют команды управления К₁ и К₂ и по линии связи передают их на управляемую ракету 4, где они суммируются (с учетом знака) и передаются на органы управления ракеты. Сигнал управления в этом случае будет определяться выражением
И_у = К(К₁ + К₂), где И_у - сигнал управления, подаваемый на органы управления ракеты, К - передаточный коэффициент, К₁ - команда управления, формируемая системой наведения первого стреляющего объекта 6, К₂ - команда управления, формируемая системой наведения второго стреляющего объекта 7. В результате такого формирования сигнала управления ракета в процессе полета будет находиться между линиями прицеливания и, если характеристики систем наведения будут идентичными, то на равном удалении от каждой из линий прицеливания.

Согласование совместной работы систем наведения обоих стреляющих объектов происходит (при необходимости) с помощью согласующего устройства, обеспечивающего при подаче команды на запуск одной из ракет подачу соответствующей команды на систему второго стреляющего объекта 7, переводящей ее в режим управления ракетой (без ее пуска), слежения за нею и ее наведения на цель. При появлении трудностей в одновременной передаче команд управления с двух стреляющих объектов на одну и ту же ракету (например, если канал передачи команд выполнен на основе радиоканала), синхронизирующее устройство обеспечивает поочередную передачу команд для предотвращения взаимных помех.

Динамика процесса управления при движении управляемой ракеты между первой и второй линиями прицеливания (в треугольнике, образованном целью 1 и стреляющими объектами 6, 7) определяется разностью команд управления, а при движении вне треугольника - их суммой. Это обеспечивает увеличение коэффициента усиления объединенной системы наведения при неизменных характеристиках каждой из самостоятельных систем наведения. Если управление происходит на линейных участках каждой из идентичных по характеристикам систем наведения, то коэффициент усиления удваивается. Благодаря этому достигается качественно новый результат (увеличение коэффициента усиления) без изменения характеристик систем, что при удовлетворительной устойчивости объединенной системы может обеспечить повышение и точности, и быстродействия.

Использование предлагаемого способа наведения управляемой ракеты позволяет достичь и ряд других положительных результатов. Совместное наведение управляемой ракеты двумя системами наведения позволяет повысить надежность захвата и наведения в случае выхода из стоя одной из систем, повысить помехоустойчивость системы, так как при потере управления одной системой из-за световых или пыледымовых помех, наведение продолжает вторая. Повышается также и защищенность обоих стреляющих комплексов от противорадиолокационных ракет противника, так как ГСН ракеты противника, суммируя сигналы о местоположении стреляющих комплексов, расположенных на определенном удалении друг от друга (в одном случае около 50 м), приводит к промаху (ракета противника проходит, как правило, между стреляющими объектами (6 и 7).

Выше в качестве примера рассмотрены системы наведения с радиоуправляемыми ракетами. Однако все вышесказанное справедливо и для систем наведения с другими каналами формирования и передачи команд управления (например, для лучевых систем наведения).

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет, в частности к наведению ракет, размещаемых на наземных или подвижных пусковых установках. Сущность изобретения заключается в том, что одновременно с первой линией прицеливания формируют и совмещают с целью вторую линию прицеливания. Измеряют отклонения ракеты от второй линии прицеливания и формируют в соответствии с ее отклонением от второй линии прицеливания вторую команду управления. Сигнал на органы управления ракетой вырабатывают в соответствии с суммой первой и второй команд управления. Вторую линию прицеливания формируют под острым углом к первой, значение которого определяют выражением

где l_min - минимальное расстояние между стреляющими объектами в плоскости, перпендикулярной к плоскости стрельбы; Д_max - максимальная дальность стрельбы управляемой ракетой, γ - острый угол между первой и второй линиями прицеливания, Д_min - минимальная дальность начала совместного наведения управляемой ракеты (удаление пересечения границ полей (лучей) управления ракетой от стреляющих объектов), Д_ц - дальность до цели, Ψ - угол расходимости поля (луча) управления системы наведения управляемой ракеты, значение которого определяется выражением 10^o<Ψ<90^o. Техническим результатом изобретения является повышение точности и быстродействия наведения, а также повышение помехоустойчивости и защищенности при наведении. 1 ил.

Способ наведения управляемой ракеты на цель, заключающийся в формировании линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой наведения отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета, автоматическом формировании и передаче на ракету команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде, отличающийся тем, что формируют и совмещают с целью вторую линию прицеливания, измеряют отклонение ракеты от второй линии прицеливания, формируют в соответствии с ее отклонением от второй линии прицеливания вторую команду управления, а сигнал на органы управления ракетой вырабатывают в соответствии с суммой первой и второй команд управления, при этом вторую линию прицеливания формируют под острым углом к первой, значение которого определяют выражением

где l_min - минимальное расстояние между стреляющими объектами в плоскости, перпендикулярной к плоскости стрельбы;
Д_max - максимальная дальность стрельбы управляемой ракетой;
γ - острый угол между первой и второй линиями прицеливания;
Д_min - минимальная дальность начала совместного наведения управляемой ракеты (удаление пересечения границ полей (лучей) управления ракетой от стреляющих объектов);
Д_ц - дальность до цели;
Ψ - угол расходимости поля (луча) управления системы наведения управляемой ракеты, значение которого определяется выражением 10^o<Ψ<90^o.