СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ Российский патент 2006 года по МПК F41G3/22 

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способам наведения управляемых ракет, в частности устанавливаемых в составе противотанковых ракетных комплексов (ПТРК) управляемого ракетного вооружения, как на наземных установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др. Наведение ракет в процессе их полета позволяет существенно повысить эффективность стрельбы комплексов вооружения сухопутных войск, в боекомплекты которых включены управляемые ракеты В настоящее время известны различные способы неведения управляемых ракет. От эффективности способа их наведения зависит и эффективность комплекса вооружения боевой машины в целом.

Известен способ наведения противотанковых управляемых ракет (ПГУР) 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 этими отклонениями до совмещения управляемой ракеты с целью (см., 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, "Энтак", английские "Виджилент", "Малкара", западногерманская "Кобрж", шведская "Бантам", швейцарская "Москито-64", отечественные "Шмель", "Фаланга", "Малютка" и др.

ПГУР первого поколения и способы их наведения имеют очевидные недостатки: невысокая скорость ракеты, реализуемая в них, a следовательно, и очень большое время полета (20-25 с), наличие непоражаемой 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 траектории. Поэтому к наводчикам (операторам) ПГУР 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 фактически не успевает своевременно реагировать на изменения направления полета скоростной ракеты. Отсутствует объективная информация о текущем удалении 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 в 600-700 м.

Известен также способ управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 "Кобра" (см., например, "Комплекс вооружения танка - Т-64Б. Материалы ученого 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 9К112-1 "Кобра" заключается в формировании линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой неведения 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 за ракетой, измерение ее отклонений 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/c;

уменьшение времени полета ракеты на предельную дальность;

уменьшение "мертвой зоны" до 75 м и менее от огневой позиции;

более высокую эффективность и стабильность результатов стрельбы в разнообразных 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 повышает точность стрельбы и сводит к минимуму влияние на ее результаты индивидуальных данных оператора;

облегчение отбора операторов, упрощение процесса и уменьшение стоимости обучения.

Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость относительно продолжительного по времени удержания прицеливания на цели, отсутствие объективной информации о моменте подлета к ней управляемой ракеты, отсутствие информации о текущем (а в ряде случаев и о начальном) удалении управляемой ракеты от цели приводят к возникновению напряженности оператора и опасности потери управляемой ракеты, особенно при появлении в поле зрения оператора световых или пыледымовых помех, часто вызывающих потерю видимости цели и прицельной марки, при действии на управляемую ракету в полете воздушных потоков (бокового ветра, восходящих потоков воздуха), при отсутствии или несовершенстве алгоритма компенсации веса ракеты и др. В случае наличия на борту ракеты источника излучения, необходимого для образования световой обратной связи и замкнутого контура управления, слежение за целью затрудняется еще в большей степени из-за создания наводчику мощной световой помехи. В результате всего этого остаются значительными ошибки совмещения линии прицеливания с целью, что приводит к промаху или потере ракеты и постоянной напряженности оператора.

Целью настоящего изобретения является повышение эффективности наведения ракеты путем повышения помехоустойчивости визуального канала, точности управляемой ракеты и введения дополнительной информации о параметрах процесса наведения управляемой ракеты в цель.

Указанная цель достигается тем, что в известный способ наведения управляемой ракеты, включающий формирование линии прицеливания и совмещение ее с целью, измерение посредством системы наведения отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета, автоматическое формирование команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде, вводят дополнительные признаки положения линии прицеливания и начального удаления управляемой ракеты от цели в соответственно

съюстированной с линией прицеливания окружности и ее размера, моделируют движение управляемой ракеты вдоль линии прицеливания путем изменения размеров введенной окружности пропорционально текущему удалению управляемой ракеты от цепи, уточняют наводку линии прицеливания посредством использования дополнительного признака положения линии прицеливания в качестве дополнительной прицельной марки, положение которой симметрируют относительно точки прицеливания, а яркость периодически изменяют.

При этом изменение размеров дополнительной прицельной марки производят в соответствии с выражением:

R=K_пД_т=К_п(Д_о±V_нcosg·t_н-V_урt_ур),

где R - текущий размер дополнительной прицельной марки;

К_п - коэффициент пропорциональности;

Д_о - начальное удаление управляемой ракеты от цели;

Д_т - текущее удаление управляемой ракеты от цели;

V_н - скорость носителя;

V_ур - скорость управляемой ракеты после ее пуска;

g - курсовой угол носителя;

t_н - время от определения и ввода Д₀ до пуска управляемой ракеты;

t_ур - время полета управляемой ракеты после ее запуска, а изменение яркости дополнительной прицельной марки (окружности) производят в соответствии с выражением:

В=В_о(1-К_яSinωt);

где В - яркость дополнительной прицельной марки;

К_я - коэффициент пропорциональности;

В_o - начальная яркость дополнительной прицельной марки;

ω - частота изменения яркости дополнительной прицельной марки;

t - текущее время.

Введение новых существенных признаков обеспечивает повышение помехоустойчивости визуального оператора и повышение точности наведения управляемой ракеты в цель. Это достигается правде всего за счет ввода дополнительных признаков: положения линии прицеливания в виде окружности и ее размера, размеров этой окружности и ее яркости.

Реализация предлагаемого способа может быть осуществлена следующим образом. Получив команду на поражение цели в заданном секторе (направлении), наводчик комплекса ПГУР (ТУР) совмещает линию прицеливания своего прицела с целью, воздействуя на органы управления системы наведения. Одновременно с движением линии прицеливания двигается и пусковая установка с размещенной на ней управляемой ракетой. Совместив линию прицеливания с целью, наводчик определяет и вводит в систему значение начального удаления ракеты Д_о. В соответствии с введенным удалением блоками формирования дополнительной прицельной марки и моделирования движения управляемой ракеты вдоль линии прицеливания в поле зрения оператора формируется изображение окружности, сьюстированное с линией прицеливания и размерами, соответствующими начальному удалению, В том случаев если носитель пусковой установки с управляемой ракетой является подвижным и двигается после появления изображения в поле зрения наводчика дополнительной прицельной марки, то размеры последней изменяются в соответствии с выражением:

R=K_пД_т=К_п(Д_о±V_нcosg·t_н-V_урt_ур),

где R - текущий дополнительной прицельной марки;

К_п - коэффициент пропорциональноти;

Д_о - начальное удаление управляемой ракеты от цели;

Д_т - текущее удаление управляемой ракеты от цели;

V_н - скорость носителя;

V_ур - скорость управляемой ракеты после ее пуска;

g - курсовой угол носителя;

t_н - время от определения и ввода Д₀ до пуска управляемой ракеты;

t_ур - время полета управляемой ракеты после ее запуска.

Знак перед выражением, определяющим составляющую, вносимую вследствие движения носителя, может быть как положительным (в случае удаления носителя от цепи), так и отрицательным (в случае приближения носителя к цели).

Для исключения потери видимости окружности и повышения ее контраста на фоне местности и цели ее яркость периодически изменяют. Опытным путем установлено, что наиболее целесообразно изменение яркости производить в соответствии с выражением:

В=В_о(1-К_яSinωt),

где В - яркость дополнительной прицельной марки,

К_я - коэффициент пропорциональности,

В_o - начальная яркость дополнительной прицельной марки,

ω - частота изменения яркости дополнительной прицельной марки,

t - текущее время.

Убедившись в надежной видимости основной и дополнительной прицельных марок, что размеры дополнительной прицельной марки не превышают допустимых, то есть удаленность управляемой ракеты не больше максимальной дальности стрельбы этой ракетой, наводчик нажимает кнопку стрельбы, расположенную на пульте управления наводчика, и подает тем самым сигнал для производства запуска управляемой ракеты. После запуска управляемой ракеты происходят ее захват системой наведения и вывод на линию прицеливания. Вывод управляемой ракеты на линию прицеливания, как правило, производится автономно, по определенной программе, и в выработке дополнительных команд управления на этом участке практической необходимости нет. Захват управляемой ракеты в прототипе осуществляется благодаря установке на ракету источника светового излучения.

В соответствии с направлением и величиной отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания ее системой наведения вырабатываются команды управления и передаются на ракету, отрабатывая которые она совмещается с линией прицеливания. При отсутствии внешних возмущений (воздушных потоков, погрешностей компенсации веса ракеты) управляемая ракета в процессе полета к цели совершает близкие к синусоидальным колебания с небольшой амплитудой (5-15) см относительно линии прицеливания и значительной частотой (высокочастотные). Математическое ожидание (МОЖ) отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания равно нулю (или близко к нулю). Если в этом случае линия прицеливания будет точно совмещена с точкой прицеливания, то вероятность попадания будет близкой к единице. Это возможно, если оператор четко видит и цель и центральную прицельную марку, а действие внешних возмущений не превышает допустимых и не оказывает существенного влияния на точность совмещения линии прицеливания с точкой прицеливания. В случаях плохой видимости действия световых и пыледымовых помех вдоль линии прицеливания между прицельной маркой и целью, а также в случае одинаковых яркостей цели и прицельной марки оператор теряет истинное положение линии прицеливания и не может точно удерживать центральную прицельную марку на цели. В результате этого между ними появляются дополнительные рассогласования (ошибки наводки), которые оператор не видит и устранить не может. Следовательно, эффективность стрельбы снижается. Чтобы этого не допустить, и вводится дополнительный признак положения линии прицеливания. Чтобы исключить потерю обоих признаков положения линии прицеливания одновременно из-за действия одной и той же помехи, их размещают на относительно значительном удалении друг от друга. Так, например, если центральная прицельная марка размещается, как правило, в центре поля зрения оператора, то дополнительный прицельный признак (дополнительную прицельную марку) первоначально целесообразно размещать на его периферии, особенно если дополнительный прицельный признак выполнен в виде окружности и соответствует стрельбе на максимальную дальность для используемой управляемой ракеты. В этом случае вероятность наличия в поле зрения хотя бы одного признака положения линии прицеливания будет близкой к единице.

По мере приближения управляемой ракеты к цели размер дополнительной прицельной марки (окружности) уменьшается пропорционально ее удалению (расстоянию) от цели, и она приближается к основной прицельной марке. Появление помехи в этом случае повышает вероятность потери не только основной прицельной марки, но и дополнительной. Чтобы этого не происходила, яркость окружности периодически изменяют и тем самым уменьшают вероятность ее потери на сложных (в отношении яркости) фонах местности и целей. При достижении управляемой ракетой цели (попадании или промахе) изображение дополнительной прицельной марки из поля зрения оператора выводят.

При последующем пуске реализация способа происходит аналогично. В случае изменения яркости местности и фона уточняются значения начальной яркости В_о дополнительной прицельной марки и коэффициента пропорциональности К_я. Уточнение значения начальной яркости дополнительной прицельной марки производится исходя из условия ее надежной видимости на фоне местности и цели, а коэффициента пропорциональности - из условия отсутствия дискомфорта в диапазоне К_я=0,1-0,5.

Применение предлагаемого способа управляемых ракет позволяет практически без существенного изменения его характеристик осуществить возможность компенсации действия внешних возмущений, прежде всего световых помех. Это позволяет существенно повысить точность стрельбы управляемыми ракетами. Так, например, компенсация действия световых помех, экранирующих центральную прицельную марку, позволяет на 20-25% повысить вероятность попадания управляемой ракетой при стрельбе по танку типа "Леопард".

Изобретение относится к военной технике, в частности к способам управления ракетами. Сущность изобретения заключается в том, что формируют линию прицеливания и совмещают ее с целью, измеряют отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета, автоматически формируют команду управления, соответствующую этому отклонению, автоматически вырабатывают и подают на органы управления ракетой сигнал, соответствующий этой команде. Вводят дополнительные признаки положения линии прицеливания и начального удаления управляемой ракеты от цели в виде соответственно съюстированной с линией прицеливания окружности и ее размера. Моделируют движение управляемой ракеты вдоль линии прицеливания путем изменения размеров введенной окружности пропорционально текущему удалению управляемой ракеты от цели, уточняют наводку линии прицеливания посредством использования дополнительного признака положения линии прицеливания в качестве дополнительной прицельной марки, положение которой симметрируют относительно точки прицеливания, а яркость периодически изменяют. Использование изобретения позволяет повысить помехоустойчивость и вероятность попадания управляемыми ракетами в условиях световых помех на 20-25%. 2 з.п. ф-лы.

1. Способ наведения управляемой ракеты, включающий формирование линии прицеливания и совмещение ее с целью, измерение посредством системы наведения отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета, автоматическое формирование команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде, отличающийся тем, что вводят дополнительные признаки положения линии прицеливания и начального удаления управляемой ракеты от цели в виде соответственно съюстированной с линией прицеливания окружности и ее размера, моделируют движение управляемой ракеты вдоль линии прицеливания путем изменения размеров введенной окружности пропорционально текущему удалению управляемой ракеты от цели, уточняют наводку линии прицеливания посредством использования дополнительного признака положения линии прицеливания в качестве дополнительной прицельной марки, положение которой симметрируют относительно точки прицеливания, а яркость периодически изменяют.2. Способ по п.1, отличающийся тем, что производят изменение размеров дополнительной прицельной марки в соответствии с выражением

R=К_пД_т=К_п(Д_о±V_нcosg·t_н-V_урt_ур),

где R - текущий размер дополнительной прицельной марки;

К_п - коэффициент пропорциональности;

Д_о - начальное удаление управляемой ракеты от цели;

Д_т - текущее удаление управляемой ракеты от цели;

V_н - скорость носителя;

V_ур - скорость управляемой ракеты после ее пуска;

g - курсовой угол носителя;

t_н - время движения носителя от определения и ввода Д₀ до пуска управляемой ракеты;

t_ур - время полета управляемой ракеты после ее запуска.

B=B₀(1-K_яSinωt),

где В - яркость дополнительной прицельной марки;

К_я - коэффициент пропорциональности;

В₀ - начальная яркость дополнительной прицельной марки;

ω - частота изменения яркости дополнительной прицельной марки;

t - текущее время.