БОРТОВОЙ КОМПЛЕКС УПРАВЛЯЕМОГО СТАБИЛИЗИРОВАННОГО ПО КРЕНУ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ТЕЛЕВИЗИОННОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ Российский патент 2004 года по МПК F41G7/22 F42B25/00 

Изобретение может быть использовано в авиационной технике для доставки с самолета на наземные и надводные объекты полезного груза, а также для ликвидации или разрушения преград, заторов и различного рода сооружений.

Известны бортовые комплексы стабилизируемых по крену управляемых летательных аппаратов, содержащие телевизионную головку самонаведения на трехосном гиростабилизаторе, трехканальный автопилот и блок бортовой автоматики с источниками энергопитания (“Экспозиция авиационных средств поражения фирмы АМР на Парижской международной авиационной выставке 1975 г.”; “Бортовой комплекс корректируемого летательного аппарата, стабилизированного по крену, с телевизионной головкой самонаведения”. Патент Российской Федерации № 2058011, приоритет с 16 сентября 1993 г.).

Наиболее близким к изобретению из известных является бортовой комплекс корректируемого летательного аппарата, описанный в патенте № 2058011. Этот бортовой комплекс выбран в качестве прототипа.

В прототипе телевизионная головка самонаведения посредством обработки текущего и эталонного телевизионных сигналов вырабатывает сигналы в плоскостях тангажа и рыскания, которые пропорциональны проекциям вектора угловой скорости линии визирования на эти плоскости. Эти сигналы поступают на соответствующие входы гиростабилизатора головки для осуществления слежения за целью, а также подаются через преобразователь координат и фильтры на входы каналов управления автопилота. Третий канал автопилота осуществляет стабилизацию летательного аппарата по крену. Поступившие на входы каналов управления автопилота сигналы с головки самонаведения вызывают соответствующее отклонение рулей и создание требуемой поперечной перегрузки летательного аппарата. В результате осуществляется самонаведение летательного аппарата на цель по методу пропорционального сближения.

Осуществление самонаведения по методу пропорционального сближения с использованием в качестве информации о движении летательного аппарата относительно цели только проекций вектора угловой скорости линии визирования ограничивает диапазоны применения летательного аппарата по высоте, скорости, углу пуска и дальности до цели. Дело в том, что угловая скорость линии визирования зависит от дальности до цели и от угла между вектором линейной скорости летательного аппарата и направлением на цель. При увеличении дальности и снижении высоты применения летательного аппарата величина угловой скорости линии визирования в начальной стадии его полета уменьшается, и при превышении определенной для каждого сочетания высоты и угла пуска дальности применения вследствие соответствующего уменьшения величины угловой скорости линии визирования уровень сигналов головки самонаведения становится недостаточным для достижения летательным аппаратом цели. Так, при применении с горизонтального полета или пикирования на повышенных дальностях вследствие малости сигналов головки самонаведения и действия собственного веса траектория самонаведения летательного аппарата недостаточно сдвигается в направлении цели от его баллистической траектории и он не может долететь до цели. По тем же причинам при горизонтальном применении с малых высот летательный аппарат “проседает” вниз и теряет возможность эффективного самонаведения. Эти факторы приводят к недоиспользованию аэродинамических и энергетических характеристик летательного аппарата и ограничивают диапазон режимов его применения.

Еще один недостаток прототипа и других известных устройств состоит в том, что у них процесс самонаведения осуществляется вплоть до момента встречи летательного аппарата с целью (преградой). При таких процессах наведения в момент встречи с целью летательный аппарат как правило имеет повышенные значения пространственного угла атаки, вызванные нарастающим вблизи конца траектории угловым рассогласованием на входе головки самонаведения. Поскольку наличие угла атаки в момент встречи летательного аппарата с преградой уменьшает его проникание в эту преграду и даже может вызывать его рикошетирование, поражающее воздействие летательного аппарата снижается.

Предлагаемый бортовой комплекс управляемого стабилизированного по крену летательного аппарата с телевизионной головкой самонаведения структурно представлен на чертеже.

Устройство содержит: 1 - телевизионную головку самонаведения, включающую в себя телевизионную камеру на трехосном гиростабилизаторе и блоки формирования сигналов рассогласования; 2 - преобразователь координат; 3 - фильтры низких частот; 4 - автопилот; 5 - блок бортовой автоматики с источниками питания; 6 - нормально-замкнутое реле; 7 - пороговый элемент; 8 - запоминающее устройство; 9 - пороговый элемент; 10, 11, 12 - сумматоры; 13 - ограничитель сигнала; 14 - нормально-разомкнутое реле времени; 15 - переключающее реле времени; 16 - нормально разомкнутое реле времени.

Предлагаемое устройство функционирует следующим образом.

Процесс слежения головки 1 за целью (точкой прицеливания на местности) начинается до отделения летательного аппарата от самолета-носителя. При слежении головки 1 за целью в ней вырабатываются сигналы UΩ _Z1 и UΩ _Y1, которые пропорциональны проекциям вектора угловой скорости линии визирования на оси поворота соответственно наружной и внутренней рамок гиростабилизатора головки 1. Благодаря стабилизации летательного аппарата по крену ось поворота наружной рамки +-образно ориентированного в пространстве гиростабилизатора совпадает с поперечной осью OZ₁ летательного аппарата и перпендикулярна вертикальной плоскости в нормальной земной системе координат O₀X_gY_gZ_g(плоскости тангажа), а ось поворота внутренней рамки гиростабилизатора совпадает с нормальной осью OY₁ летательного аппарата. Вследствие этого сигналы UΩ _Z1 и UΩ _Y1 определяют движение летательного аппарата относительно цели в плоскостях тангажа и рыскания.

Сигнал UΩ _Y1 подается непосредственно на вход преобразователя координат 2, а сигнал UΩ _Z1 поступает в преобразователь координат через сумматор 11. Преобразователь координат 2 осуществляет преобразование сигналов “+”-образной пространственной ориентации в х-образную, поскольку аэродинамические поверхности летательного аппарата и каналы управления его автопилота 4 имеют в процессе самонаведения х-образную ориентацию в пространстве нормальной земной системы координат. Выходные сигналы преобразователя координат 2 через фильтр низких частот 3 поступают на входы каналов управления автопилота 4, которые пока закрыты.

На сумматоре 11 сигнал UΩ _Z1 складывается с сигналом U_УСТ, поступающим с выхода сумматора 12, и с сигналом U₉ с выхода порогового элемента 9.

Сигнал U_УСТ является суммой сигналов U_УСT1 и U_УСТ2, поступающих на входы сумматора 12 с выходов реле времени соответственно 15 и 14. Переключающее реле времени 15 исходно подключено к выходу блока бортовой автоматики 5, с которого на это реле подается постоянный сигнал U₁. Сигнал U_УСT2 с выхода нормально-разомкнутого реле времени 14 до его срабатывания равен 0.

Сигнал Uε ϑ “снимается” с наружной рамки гиростабилизатора головки 1 и определяет проекцию на тангажную плоскость угла между продольной осью летательного аппарата и продольной осью платформы гиростабилизатора, на которой расположен чувствительный элемент головки 1, направляемый при слежении на цель, т.е. сигнал Uε ϑ характеризует угол пеленга ε ϑ в тангажной плоскости. Сигнал Uε ϑ с головки 1 поступает на входы запоминающего устройства 8 и порогового элемента 9. Сигнал U₉ с выхода порогового элемента 9 равен 0 при сигнале Uε ϑ на его входе ниже уровня порога срабатывания Uε ϑ _oгp и равен U_oгp при превышении порога срабатывания.

После отделения летательного аппарата от самолета-носителя процесс слежения головки 1 за целью продолжается, но сигналы наведения через закрытые входы каналов управления не проходят, и летательный аппарат движется в режиме стабилизации канала крена и каналов управления. Через временной интервал t_РН от момента отделения, необходимый для парирования начальных возмущений и удаления летательного аппарата от самолета-носителя на безопасное расстояние, в автопилоте 4 вырабатывается команда К_РН разрешения наведения. Эта команда поступает через блок бортовой автоматики 5 в головку 1 и на управляющие входы запоминающего устройства 8 и реле времени 14, 15, 16. По поступлении в головку 1 команды К_РН при наличии слежения за целью в головке 1 вырабатывается сигнал U_СГ постоянного уровня, который через нормально-замкнутое реле 6 и блок бортовой автоматики 5 подается в автопилот 4, где по этому сигналу входы каналов управления подключаются к выходам фильтров низких частот 3 и начинается процесс самонаведения летательного аппарата на цель. Кроме того, по команде К_РН из головки 1 на вход реле времени 16 в моменты смены эталонов при корреляционном режиме работы головки 1, начинает поступать последовательность импульсов U_Э с временным интервалом между ними Т_Э.

По команде К_РН в запоминающем устройстве 8 фиксируется то значение сигнала Uε ϑ , которое он имеет в момент времени t_РН, и это запомненное значение Uε ϑ (t_РН) с выхода устройства 8 подается на один из входов сумматора 10. На второй вход сумматора 10 поступает сигнал UΩ _Z1 с головки 1, а на третий вход этого сумматора подается постоянный сигнал U₃ с блока бортовой автоматики 5. Выходной сигнал U₁₀ сумматора 10 подается на ограничитель 13, с выхода которого ограниченный по абсолютному значению уровнем U_13мax сигнал U₁₃ поступает на вход реле времени 14. Реле времени 14 запускается командой К_РН в момент времени t_РН и в течение интервала времени Т_РВ14 его контакты остаются замкнутыми, пропуская выходной сигнал U₁₃ ограничителя 13 на один из выходов сумматора 12, а по истечении этого интервала снова размыкаются. В результате сигнал U_УСТ2 равен 0 до момента времени t_РН и после момента (t_РН+Т_РВ14), а внутри этого интервала он равен сигналу U₁₃, уровень которого определяется суммой значений сигналов Uε ϑ (t_РН), UΩ _Z1 и U₃ или значением U_13мах.

По команде К_РН в момент времени t_РН запускается и переключающее реле времени 15. В течение интервала времени Т_РВ15 с момента t_РH выход переключающего реле времени 15 остается подключенным к его входу, связанному с сигналом U₁ блока бортовой автоматики 5, а по истечении интервала Т_РВ15 контакт переключающего реле времени 15 переключается на вход, связанный с сигналом U₂ блока бортовой автоматики 5. При этом U₁ больше U₂ и их значения подбираются в зависимости от области применения и аэродинамических характеристик летательного аппарата.

В результате описанных связей и операций на входах преобразователя координат 2 имеют место сигнал UΩ _Y1 в канале рыскания и сигнал (UΩ _Z1+U_УСТ+U₉) в канале тангажа. При этом с учетом отсчета текущего времени t полета летательного аппарата от момента его отделения от самолета-носителя имеем:

В момент времени t_РН по команде К_РН запускается нормально-разомкнутое реле времени 16. Через временной интервал Т_РВ16 от момента t_РН реле времени 16 открывается для пропускания импульсов U_Э с головки 1 на пороговый элемент 7. Если временной интервал Т_Э между последовательными импульсами U_Э становится меньше порогового значения Т_Эпор порогового элемента 7, на управляющий вход нормально-замкнутого реле 6 подается сигнал U₇, размыкающий контакты этого реле и тем самым снимающий сигнал U_СГ с автопилота 4.

Назначение введенных в устройство блоков и осуществляемых ими операций состоит в следующем.

В канале тангажа управляющий сигнал помимо составляющей UΩ _Z1, характеризующей угловую скорость линии визирования в вертикальной плоскости, содержит также составляющие U_УСТ и U₉, которые зависят от положения летательного аппарата по отношению к цели в начальной стадии полета, а также от временных факторов и от положения летательного аппарата по отношению к направлению линии визирования на протяжении его автономного полета. Сигнал уставки U_УСТ является суммой U_УСT1 и U_УСT2.

Составляющая сигнала уставки U_УСT1 действует на протяжении всего процесса самонаведения летательного аппарата, и она всегда направлена на его движение вверх. Смысл переключения ее уровня в момент времени t=t_РН+Т_РВ15 состоит в том, чтобы осуществлять самонаведение с малых высот, т.е. на режимах полета с меньшей крутизной траекторий и их меньшей длительностью, при более высоком уровне уставки, а для режимов применения с больших высот, у которых траектории имеют большую длительность по времени и заканчиваются более крутыми углами подхода к цели, заключительную часть самонаведения проводить с меньшим уровнем этой уставки.

Более высокий уровень сигнала уставки на пологих траекториях способствует увеличению высоты полета в начальной и срединной стадиях самонаведения, что сопровождается увеличением крутизны траектории в ее заключительной части. Однако поддержание высокого уровня сигнала уставки на заключительном участке самонаведения при достаточной крутизне траектории может вызвать увеличение промаха в сторону перелета цели, т.к. сигнал уставки противодействует сигналу UΩ _Z1 головки самонаведения, который является основным в формировании закона самонаведения. Кроме того, при достаточно крутой траектории ослабевает потребность в увеличении ее крутизны с позиций эффективности разрушающего воздействия летательного аппарата.

Составляющая сигнала уставки U_УСT2 формируется как сумма положительного по полярности постоянного сигнала U₃ и сигналов UΩ _Z1 и Uε ϑ (t_РН), которые могут иметь различные значения по абсолютной величине и полярности в зависимости от положения и скорости движения летательного аппарата относительно цели. При горизонтальном пуске с малых высот угол пеленга и ε ϑ угловая скорость линии визирования Ω _Z1 отрицательны по знаку, поскольку линия визирования цели находится ниже продольной оси и вектора линейной скорости летательного аппарата, и имеют малые абсолютные значения, а при пуске с пикирования на повышенной дальности эти параметры могут быть и положительными, если линия визирования располагается выше указанных продольной оси и вектора скорости. С увеличением высоты применения, с приближением точки пуска к цели, с увеличением угла кабрирования при пуске возрастают абсолютные значения отрицательного угла пеленга ε ϑ и отрицательной угловой скорости Ω _Z1, что сопровождается уменьшением положительного значения сигнала U_УСT2 и даже изменением знака этого сигнала. Ограничение сигнала уровнем U_13max производится во избежание получения излишне большого абсолютного значения U_УСT2. Кроме того, действие сигнала U_УСT2 ограничивается интервалом от момента t_РН до момента (t_РН+Т_РВ14), т.е. эта составляющая сигнала уставки оказывает воздействие на процесс самонаведения только в начальной части полета летательного аппарата.

Назначение этой составляющей сигнала уставки состоит в том, чтобы при горизонтальном применении с малых высот уже в начальной стадии самонаведения не дать летательному аппарату излишне “потерять” высоту, а также способствовать ее набору для увеличения потенциальной дальности полета и увеличения угла подлета к цели. При таких режимах применения это обеспечивается положительными значениями U_УСT2, соответствующими конкретной ситуации по высоте, скорости, дальности до цели. При применении с пикирования на повышенной дальности до цели положительные значения U_УСT2 содействуют убыстрению разворота летательного аппарата в вертикальной плоскости в сторону цели и дальнейшему набору высоты. При применении с малых высот на режимах кабрирования уже отрицательные по знаку значения U_YCT2 способствуют в начальной стадии самонаведения развороту летательного аппарата на цель. Аналогичное влияние сигнала U_YCT2 отрицательной полярности проявляется при режимах применения с горизонтального полета и пикирования на относительно малых начальных дальностях до цели, когда в начальной стадии полета продольная ось и вектор линейной скорости летательного аппарата направлены за цель.

При увеличении дальности пуска и снижении высоты горизонтального применения отрицательная по знаку угловая скорость линии визирования в тангажной плоскости уменьшается и сигнал U_УСТ положительной полярности, превалируя над UΩ _Z1 может вызвать подъем корпуса летательного аппарата с опасностью достижения упора гиростабилизатора головки 1. Во избежание попадания гиростабилизатора на упор при увеличении угла пеленга ε ϑ до опасной границы ε ϑ _пор срабатывает пороговый элемент 9, с выхода которого на сумматор 11 поступает сигнал U₉ отрицательной полярности, который вызывает уменьшение угла тангажа летательного аппарата. Этим обеспечивается работоспособность комплекса на увеличенных дальностях до цели.

Совокупное воздействие сигнала U_УСТ на процесс самонаведения соответствует потребности в характере коррекции траектории летательного аппарата. Эти потребности связаны с условиями применения по высоте, скорости, дальности, углу пуска и заключаются в увеличении положительного уровня сигнала уставки тангажного канала в начальной стадии полета при увеличении дальности или скорости пуска, при снижении высоты применения, при необходимости выведения летательного аппарата из кабрирования или пикирования на повышенных дальностях пуска и в снижении уровня этого сигнала с увеличением крутизны траектории в ее заключительной части. Адаптация комплекса к условиям пуска увеличивает область применения по высоте, скорости, дальности, углу пуска летательного аппарата.

При корреляционном режиме работы головки 1 в моменты перезаписи эталонов вырабатываются импульсные сигналы U_Э. Эти импульсы подаются на вход нормально-разомкнутого реле времени 16, запускаемого по команде К_РН в момент t_РН. В момент времени (t_РH+Т_РВ16) реле времени 16 открывается для прохождения импульсов U_Э через него на вход порогового элемента 7 и остается в таком состоянии до конца полета. Реле времени 16 выполняет функцию блокировки во избежание срабатывания цепи “обнуления” угла атаки летательного аппарата из-за сбоев головки 1 в начальной части полета.

По мере сближения летательного аппарата с целью временной интервал Т_Э между импульсами U_Э сокращается. При выполнении условия Т_Э&λτ;_{ТЭпор, т.е. когда интервал ТЭ становится равным или меньшим порогового значения ТЭпор, с выхода порогового элемента 7 на управляющий вход нормально-замкнутого реле 6 поступает командный сигнал U7, по которому контакты этого реле размыкаются, отключая от автопилота 4 сигнал UСГ. В результате этого в автопилоте каналы управления отключаются от сигналов наведения с фильтра 3, автопилот осуществляет только функции стабилизации и пространственный угол атаки стремится практически к нулю. Пороговое значение ТЭпор выбирается так, чтобы отключение сигналов наведения от автопилота происходило в такой близости от цели, при которой летательный аппарат успевает до конца полета существенно уменьшить пространственный угол атаки без ущерба для точности наведения. Уменьшение угла атаки при встрече с целью повышает проникающие возможности и соответственно эффективность летательного аппарата, т.е. этим повышается вероятность поражения цели.}

Изобретение относится к авиационной технике для наведения с высокой точностью и разрушающим воздействием управляемого летательного аппарата, пускаемого с самолета, на различного рода наземные и надводные объекты и сооружения в широком диапазоне условий и режимов применения. Бортовой комплекс управляемого стабилизированного по крену летательного аппарата с телевизионной головкой самонаведения, в котором соединение уже имеющихся в известных летательных аппаратах блоков с новыми блоками осуществляет корректировку закона наведения, направленную на расширение диапазонов применения летательного аппарата по высоте, скорости, углу и дальности пуска. Корректировка закона наведения производится по информации об угловой скорости линии визирования и угле пеленга в вертикальной плоскости и о времени автономного полета летательного аппарата посредством формирования сигналов уставки и сигнала, препятствующего достижению механических упоров гиростабилизатора головки самонаведения, а при корреляционном режиме работы телевизионной головки - также по информации о временном интервале перезаписи эталонов телевизионного изображения посредством отключения режима самонаведения в непосредственной близости от цели наведения для увеличения поражающего эффекта. Технический результат - бортовой комплекс расширяет высотный, скоростной и угловой диапазоны пуска летательного аппарата, увеличивает зоны пуска по дальности и повышает эффективность действия боевой части летательного аппарата. 1 ил.

Бортовой комплекс управляемого стабилизированного по крену летательного аппарата с телевизионной головкой самонаведения, содержащий следящую телевизионную головку самонаведения с корреляционным и контрастным режимами слежения, чувствительный элемент которой расположен на трехосном гиростабилизаторе, сумматор в канале тангажа, преобразователь координат, фильтр низких частот, блок бортовой автоматики с источниками питания и блоком формирования постоянных сигналов и автопилот с контуром стабилизации в каждом из двух каналов управления и каналом стабилизации угла крена, отличающийся тем, что в комплекс введены два сумматора, переключающее реле времени, два нормально разомкнутых реле времени, нормально замкнутое реле, два пороговых элемента, ограничитель сигнала и запоминающее устройство, причем переключающее реле времени связано своими двумя входами с двумя выходами блока формирования постоянных сигналов и своим выходом со входом первого введенного в комплекс сумматора, второй вход которого связан путем последовательного соединения ограничителя сигнала и первого нормально разомкнутого реле времени с выходом второго сумматора, один вход которого подключен к третьему выходу блока формирования постоянных сигналов, второй вход соединен с выходом головки самонаведения по угловой скорости линии визирования в канале тангажа и третий вход связан через запоминающее устройство с выходом головки самонаведения по углу пеленга в канале тангажа, выход первого введенного сумматора подключен ко входу сумматора канала тангажа, еще один вход которого соединен через первый пороговый элемент с выходом головки самонаведения по углу пеленга в канале тангажа, вход нормально замкнутого реле соединен с выходом головки самонаведения по сигналу о слежении головки самонаведения, выход этого реле через блок бортовой автоматики подсоединен к автопилоту, а управляющий вход нормально замкнутого реле через последовательное соединение второго нормально разомкнутого реле времени и второго порогового элемента связан с блоком выработки команд на смену эталонов в головке самонаведения, при этом управляющие входы трех реле времени и запоминающего устройства и один из входов головки самонаведения подключены к цепи команды на разрешение наведения блока бортовой автоматики.