Изобретение относится к системам высокоточного вооружения, в частности к системам наведения (СН) тактических баллистических ракет, предназначенных для поражения оборонительных сооружений, огневых средств, зданий и сооружений промышленных объектов.
Известен (1) способ комбинированного управления летательным аппаратом (ЛА), включающий запуск ЛА из пускового устройства под углом θ0 к горизонту с начальной скоростью ν0, полет ЛА по баллистической траектории и инерциальное наведение ЛА с программным углом наклона продольной оси ЛА к горизонту, при котором траектория движения ЛА приближается к опорной траектории с наименьшими высотами полета, и самонаведение на цель на конечном участке полета с помощью аэродинамических устройств. Недостатком этого способа, выбранного в качестве прототипа, является то, что он позволяет уменьшить промах только в продольной плоскости, при этом вносятся ошибки, связанные с измерениями углов, и методические ошибки, обусловленные приближенностью вычисления программного значения, что уменьшает вероятность попадания ЛА в область начальных промахов, выбираемых на участке самонаведения. Известны (2) способы поражения целей с использованием боевых блоков с головками самонаведения, отделяемых от реактивных снарядов при сближении с целью. Недостатком этих способов является малая точность наведения при стрельбе по удаленным и одиночным целям.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение точности наведения на цель тактических баллистических ракет. Технический результат достигается за счет того, что при способе наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем (КБМ), включающем пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения, траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции, при этом перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, после пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции (ИДК) для уменьшения промаха до минимального значения, перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости самонаведения, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер, причем при промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной.
На чертеже приведена иллюстрация траектории полета ракеты и КБМ, реализуемого по предлагаемому способу наведения. Перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, в момент пуска включают программу расчета кинематических параметров движения ракеты. На первом после пуска участке (0-1) работает маршевый двигатель, на следующем, баллистическом, участке (1-2) после прохождения вершины траектории отделяют КБМ, на участке промежуточной коррекции (2-3) определяют величину и фазу накопившегося промаха и производят путем запуска ИДК ряд коррекций траектории КБМ для снижения прогнозируемого промаха до величины, допустимой для участка самонаведения, затем на участке (3-4) производят торможение КБМ до величин линейной и угловой скорости движения КБМ, допустимых для начала участка лазерного самонаведения, инициируемого по команде, передаваемой в момент вхождения КБМ в зону захвата цели по радиоканалу с бортового передатчика на связную радиостанцию для перевода в режим подсвета цели портативного целеуказателя-дальномера.
В определенный по программе бортовой ЭВМ момент времени включается бортовой лазерный индикатор-координатор (ЛИК) в режим приема отраженного лазерного сигнала.
Коррекция траектории КБМ при лазерном полуактивном самонаведении производится так же, как на участке промежуточной коррекции, с помощью выбора ближайшего по фазе ИДК и выбора оптимального момента его запуска для устранения промаха, определяемого с помощью ЛИК.
Использование ИДК на участке промежуточной коррекции траектории КБМ дает возможность обеспечить предельный промах величиной менее 400 м, а использование ИДК на участке самонаведения дает возможность обеспечить конечный промах не более 40 м за время менее 3,0 секунд с использованием нескольких коррекций даже при условиях низкой облачности.
Описанная выше реализация предлагаемого в изобретении способа наведения обеспечивает повышение точности наведения более чем в 100 раз по сравнению со штатной неуправляемой баллистической ракетой за счет удержания к началу участка самонаведения величины прогнозируемого промаха ниже допустимого порога, величины линейной и угловой скорости в допустимых для эффективного самонаведения пределах и выбора оптимального момента начала самонаведения с учетом оставшегося времени полета.
Источники информации
1 RU 2124688 с1, 25.11.1997.
2 Военный парад, 2003 г., №4, с.60-62.
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТОЙ | 2013 |
|
RU2538509C1 |
СИСТЕМА ПРИЦЕЛИВАНИЯ ОРУЖИЯ | 2021 |
|
RU2784528C1 |
СПОСОБ ДОСТАВКИ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ НА ВОЗДУШНЫЙ ОБЪЕКТ | 2022 |
|
RU2784492C1 |
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМЫМ СНАРЯДОМ С ЛАЗЕРНОЙ ПОЛУАКТИВНОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ ПО ДВИЖУЩЕЙСЯ ЦЕЛИ (ВАРИАНТЫ) | 2007 |
|
RU2347999C2 |
СПОСОБ ВЫВОДА ДАЛЬНОБОЙНОЙ РАКЕТЫ В ЗОНУ ЗАХВАТА ЦЕЛИ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДАЛЬНОБОЙНОЙ РАКЕТЫ | 2015 |
|
RU2583347C1 |
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТОЙ | 2013 |
|
RU2529828C1 |
СПОСОБ ПОРАЖЕНИЯ ПОДВИЖНОЙ ЦЕЛИ УПРАВЛЯЕМЫМ СНАРЯДОМ С АКТИВНОЙ СИСТЕМОЙ НАВЕДЕНИЯ И ДОРАЗГОННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ | 1999 |
|
RU2151370C1 |
СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ ИЗОБРАЖЕНИЯ ЦЕЛИ ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПРИМЕНЕНИЯ ТАКТИЧЕСКИХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ С ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ | 2021 |
|
RU2776005C1 |
СПОСОБ ВЫВОДА РАКЕТЫ В ЗОНУ ЗАХВАТА ЦЕЛИ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) | 2013 |
|
RU2542691C1 |
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМЫМ СНАРЯДОМ С ЛАЗЕРНОЙ ПОЛУАКТИВНОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) | 2005 |
|
RU2291371C1 |
Изобретение относится к системам высокоточного вооружения, в частности к системам наведения тактических баллистических ракет. Способ наведения баллистической ракеты с корректируемым боевым модулем (КБМ) включает пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения. Траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции. Перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ. После пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции для уменьшения промаха до минимального значения. Перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер. При промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной. Реализация изобретения позволяет повысить точность наведения. 1 ил.
Способ наведения баллистической ракеты с корректируемым боевым модулем (КБМ), включающий пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения, отличающийся тем, что траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции, при этом перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, после пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции для уменьшения промаха до минимального значения, перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер, причем при промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной.
СПОСОБ КОМБИНИРОВАННОГО УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ | 1997 |
|
RU2124688C1 |
РАКЕТА С ОТДЕЛЯЮЩИМСЯ БОЕВЫМ МОДУЛЕМ | 2001 |
|
RU2202098C1 |
КАССЕТНАЯ ГОЛОВНАЯ ЧАСТЬ ВРАЩАЮЩЕГОСЯ РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА | 1995 |
|
RU2076302C1 |
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ СНАРЯДОМ | 1992 |
|
RU2021577C1 |
СПОСОБ НЕПРЕРЫВНОГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ МЕТАЛЛИЧЕСКИХ ТРУБ С ПОЛИМЕРНЫМ ПОКРЫТИЕМ | 1997 |
|
RU2126322C1 |
US 4898341 A, 06.02.1990 | |||
US 3946672 А, 30.03.1976 | |||
DE 3928965 A1, 14.03.1991 | |||
DE 3522154 А1, 02.01.1987 | |||
"Военный парад", 2003 г., №4, с.60-62. |
Авторы
Даты
2005-06-20—Публикация
2004-06-21—Подача