СИСТЕМА ВЫСОКОТОЧНОГО УПРАВЛЯЕМОГО ГИПЕРЗВУКОВОГО АРТИЛЛЕРИЙСКОГО ОРУЖИЯ Российский патент 2007 года по МПК F41G7/20 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к устройствам и способам наведения ракет. В частности, настоящее изобретение касается устройств и способов наведения гиперзвуковых снарядов.

Обзор состояния техники

Опыт СВ США показал, что вольфрамовый удлиненный сердечник, ударяющий в танковую броню с энергией свыше 10 МДж на гиперзвуковой скорости, способен пробить броню и поразить танк. На основе указанных экспериментов стали применять метод разгона сердечника с помощью ракеты. Задача наведения гиперзвукового противотанкового оружия известного уровня техники решалась в основном посредством наведения по лазерному лучу. К сожалению, ракета прежде оставляла за собой большой факел выхлопных газов, непроницаемых для оптического лазерного излучения инфракрасного (ИК) диапазона, что исключало передачу команд наведения с пусковой установки, так как, когда требовалось наведение, цель оказывалась закрытой дымом.

РЛС миллиметрового диапазона способна видеть сквозь газовый след, но обычно не обеспечивает разрешение, достаточное для достижения необходимой точности наведения.

Поэтому разработчики систем оружия вынуждены были обратиться к необычным методам устранения упомянутых помех, включая смещение центра командного управления от траекторий полета. Такие компромиссные технические решения приводят к усложнению системы, компромиссным тактико-техническим характеристикам (ТТХ) и повышению стоимости.

Таким образом, в рассмотренной области техники остается потребность создать систему оружия, т.е. систему согласно заявленному изобретению, для которой не существует проблем оптической прозрачности, в том числе для оптического, лазерного и ИК-излучения, обусловленных образованием большого факела выхлопных газов от ракетного двигателя, для оптимизации ТТХ и существенно упростить систему оружия при меньшей стоимости.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В контексте упомянутой технической потребности в соответствии с настоящим изобретением предлагается устройство наведения гиперзвукового снаряда. В соответствии с настоящим изобретением устройство содержит первую подсистему для определения координат цели и выдачи соответствующих данных. Вторая подсистема вычисляет траекторию на цель по этим данным. Затем осуществляют пуск и наведение снаряда по траектории полета к цели. Как показано на прилагаемых фигурах, снаряд представляет собой вольфрамовый сердечник, а первая подсистема содержит тепловизионную систему переднего обзора и лазерный дальномер. Вторая подсистема содержит систему управления огнем. Система управления огнем предварительно вычисляет координаты цели и может содержать дополнительное инерционное измерительное устройство. Снаряд устанавливают в ракету, запускаемую со стола, например, пусковой машины. Оборудование ракеты включает в себя систему наведения и двигательную установку. После выгорания ракетного топлива на начальном этапе ракета выпускает снаряд в полете.

В соответствии с существом настоящего изобретения система наведения содержит смонтированное на снаряде приемопередающее устройство. Приемопередающее устройство включает в себя маломощный непрерывный излучатель миллиметрового диапазона. Система установлена на пусковой установке для обмена информацией со снарядом. Система на пусковой установке передает на снаряд короткие командные сигналы и измеряет время их прохождения туда и обратно для подтверждения дальности снаряда. Скорость определяется обычным допплеровским методом или дифференцированием. Затем моноимпульсная антенна, установленная на пусковой установке, определяет азимут и угол места. В результате система пусковой установки определяет координаты снаряда и точку его попадания. Система пусковой установки вырабатывает команду на снаряд, которую тот принимает и использует для привода воздушных рулей или радиальных импульсных двигателей реактивной системы управления, расположенных перед или за центром тяжести, чтобы заданным образом скорректировать траекторию и точку попадания снаряда.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На фиг.1 представлен перспективный вид варианта осуществления гиперзвуковой ракеты в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг.1а представлена боковая проекция в разрезе ракеты, выполненной в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг.1b схематически изображено положение ракеты относительно пусковой трубы.

На фиг.1с схематически изображено отделение сердечника от ракеты после выгорания ракетного топлива.

На фиг.2 представлена блок-схема устройства наведения ракеты в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг.3 показана работа устройства наведения в соответствии с настоящим изобретением.

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Далее принципиальные преимущества настоящего изобретения поясняются ниже на описываемом примере его осуществления, проиллюстрированном прилагаемыми фигурами.

На фиг.1 представлен перспективный вид варианта примера осуществления гиперзвуковой ракеты в соответствии с настоящим изобретением. На фиг.1а представлена боковая проекция в разрезе ракеты, выполненной в соответствии с настоящим изобретением. Устройство согласно варианту осуществления изобретения аналогично устройству, описанному в патенте США №5005781, КОНСТРУКЦИЯ РАКЕТЫ С ИЗМЕНЯЕМОЙ В ПОЛЕТЕ КОНФИГУРАЦИЕЙ, авторов Baysinger et al., выданном 9 апреля 1991 г., принципы которого включены в настоящее описание путем отсылки. Как показано на фиг.1 и 1а, ракета 10 содержит вольфрамовый сердечник или снаряд 12. (Специалистам в данной области техники очевидно, что настоящее изобретение не ограничивается физической конструкцией сердечника 12.) Вольфрамовый сердечник 12 заключен в корпус ракетного двигателя 14. Стабилизаторы 16 сердечника 12 размещаются у переднего торца корпуса двигателя 14. Обойма крепления стабилизаторов 17 находится в носовой части ракеты.Обойма 17 жестко соединена со стабилизаторами 16 и входит в зацепление с концом сердечника 12, когда сердечник выходит из корпуса 14. Согласно нижеследующему подробному описанию особенностью сердечника 12 в соответствии с настоящим изобретением является транспортировка им излучателей миллиметрового диапазона и приемника командных сигналов, совместно изображенных в виде электронной подсистемы 50, установленной в основании сердечника-снаряда 12.

На фиг.1b схематически показано положение ракеты относительно пусковой трубы. Как показано на фиг.1b, ракета 10 плотно входит в транспортно-пусковой контейнер-трубу 11.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения ракетный двигатель 18 (фиг.1a) быстро выгорает (например, за 0,5-1 с) после пуска, разгоняя ракету 10 до скорости 5М или более. В предпочтительном варианте осуществления изобретения сопло и стабилизаторы 19 ракетного двигателя 18 изогнуты для раскручивания вокруг продольной оси на участке разгона с целью усреднения любых смещений аэродинамических характеристик и тяги с оси.

После выгорания ракетного двигателя 18 аэродинамические силы лобового сопротивления осуществляют быстрое торможение корпуса двигателя 14. Однако тяжелый вольфрамовый сердечник 12 благодаря высокому баллистическому коэффициенту немедленно отделяется от корпуса двигателя 14 и таким образом продолжает полет с прежней скоростью. Во время выхода из корпуса двигателя 14 небольшой конус в хвостовой части сердечника 12 захватывает и закрепляет стабилизаторы 16, образуя стрелообразную конфигурацию. Эта конфигурация схематически показана на фиг.1с.

На фиг.1с схематически показано отделение сердечника от ракеты после выгорания ракетного топлива. Стабилизаторы 16 самоустанавливаются на сердечнике под углом для поддержки вращения вокруг продольной оси на всем остающемся участке полета к цели.

В способе, согласно изобретению позволяющем наводить снаряд по предварительно рассчитанной траектории, в системе высокоточного управляемого гиперзвукового артиллерийского оружия использован принцип системы управляемого сердечника. В отличие от систем командного управления наведением по линии визирования, характерных для известного уровня техники, особенностью системы, предлагаемой в соответствии с настоящим изобретением, является использование метода командного управления наведением по баллистической траектории, более подробно описанного далее.

На фиг.2 представлена блок-схема устройства наведения ракеты в соответствии с настоящим изобретением. Устройство 20 содержит подсистему 30 пусковой машины и подсистему снаряда 50. Подсистема 30 пусковой машины содержит базисную систему управления огнем 32. Система управления огнем 32 может быть обычной конструкции. В варианте осуществления изобретения система управления огнем 32 содержит подсистему определения координат цели 34, включающую в себя, в варианте осуществления изобретения, тепловизионный прибор переднего обзора и лазерный дальномер. Подсистема определения координат цели 34 выдает информацию об азимуте, угле места и дальности цели в процессор 36, который корректирует входные данные в зависимости от содержащихся в памяти калибровочных данных и выдает команды в систему 37 управления башенной пусковой установкой по азимуту и систему 38 управления башенной пусковой установкой по углу места. Дополнительное инерционное измерительное устройство 39 вырабатывает сигналы гировертикали и гирогоризонта, которые могут быть использованы процессором 36 для корректировки положения башенной пусковой установки по азимуту и углу места и тем самым компенсации любого смещения пусковой машины.

Подсистема 30 пусковой машины содержит передатчик 40, который с помощью первой антенны 42 излучает сигналы в миллиметровом диапазоне для подсистемы снаряда. Антенна 44, выполненная в виде фазированной решетки из небольших поляризованных моноимпульсных антенных элементов, принимает ответные сигналы снаряда и передает их в компьютер приемника 46. Данный компьютер приемника осуществляет непрерывное вычисление угла поворота снаряда вокруг продольной оси в соответствии с патентом США №6016990, ВСЕПОГОДНОЕ ИЗМЕРЕНИЕ УГЛА ПОВОРОТА СНАРЯДОВ ВОКРУГ ПРОДОЛЬНОЙ ОСИ, автора James G. Small, выданным 25 января 2000 г., принципы которого включены в настоящее описание путем отсылки. Моноимпульсные элементы антенны позволяют вычислять обычным способом азимутальные и угломестные координаты снаряда. Высокая точность достигается благодаря тому, что установленный на сердечнике 0,1-Вт передатчик радиомаяка способен обеспечить на приемнике отношение сигнала к шуму на уровне 50-60 дБ. Компьютер приемника 46 выдает информацию об азимуте, угле места, дальности, угловой скорости вращения вокруг продольной оси и скорости снаряда в процессор 47, который использует эти входные сигналы для вычисления традиционным способом траектории (азимута и угла места) снаряда и точки его попадания. Блок вычитания 48 сравнивает расчетную точку попадания снаряда с координатами цели (выдаваемыми подсистемой определения координат цели 34) и выдает сигнал ошибки, по которому второй процессор 49 вычисляет управляющие входные сигналы, необходимые для корректировки траектории снаряда для обеспечения заданной характеристики точности попадания в цель. Для разработчиков систем наведения очевидна возможность выбора других траекторий, например, командного управления наведением по линии визирования. В соответствии с исходным принципом команды на снаряд выдаются с частотой 30 раз в секунду, согласовано с темпом поступления входных данных от обычных тепловизионных систем переднего обзора. Для повышения точности (повышенная частота) либо снижения стоимости (пониженная частота) без выхода за пределы настоящего изобретения можно выбрать другие частоты передачи команд. Специалистам в данной области техники очевидно, что вычисления, выполняемые элементами 47, 48 и 49, могут быть выполнены управляющим процессором 36.

Управляющие входные сигналы передаются передатчиком 40 в подсистему снаряда 50 и принимаются ее первой антенной 51. Антенна 51 содержит, по меньшей мере, один вертикально поляризованный элемент 51а и, по меньшей мере, один горизонтально поляризованный элемент 51b. Антенна 51 выдает входной сигнал в приемник 52, который передает управляющие входные сигналы в процессор управления полетом 54. Процессор 54 выставляет стабилизаторы 16 в соответствии с управляющими входными сигналами после выталкивания снаряда в полете.

Приемник вырабатывает также входной сигнал на генератор 56 сигналов специальной формы, который, в свою очередь, в варианте осуществления изобретения выдает выходные сигналы в маломощный непрерывный излучатель приемоответчика 58 миллиметрового диапазона, находящегося в дне снаряда 12. Специалистам в данной области техники очевидно, что существо настоящего изобретения не ограничено частотой приемоответчика 58. Можно использовать другие рабочие частоты, которые могут соответствовать конкретному назначению, без выхода за пределы объема настоящего изобретения.

Приемоответчик 58 обменивается информацией с подсистемой 30 пусковой машины с помощью антенной решетки 59 с элементами 59а и 59Ь. Выходной сигнал решетки 59 сопровождается решеткой небольших моноимпульсных антенн 44 подсистемы 30 пусковой машины. Антенна 59 не должна принимать никаких пассивных помех, что должно обеспечивать высокое отношение сигнала к шуму. Высокоточные моноимпульсные данные, получаемые благодаря высокому отношению сигнала к шуму, собираются и анализируются в форме импульсных последовательностей фильтром компьютера приемника 46.

На фиг.3 представлена схема, которая изображает работу наглядного варианта осуществления устройства наведения в соответствии с настоящим изобретением. Для определения координат снаряда 12 в полете к цели 68 требуется измерить его дальность, скорость и положение по азимуту и углу места. Эта задача решается с помощью передатчика 40 на пусковой установке 62, который настроен на частоту, немного отличающуюся от частоты снаряда 12. Сигнал модулирует сигнал передатчика 58 для обеспечения мерцания передатчика или его выключение через короткие промежутки времени (отрицательный импульс) через не допускающий неоднозначного толкования интервал. Измерение времени между передачей и приемом на прохождение сигнала туда и обратно (за вычетом задержки на модуляцию) позволяет определить дальность снаряда 12. Скорость определяется обычными допплеровскими методами или дифференцированием дальности. Полученные расчетные координаты снаряда 12 периодически сравниваются с заданной точкой попадания, предварительно вычисленной системой управления огнем. Затем система командного управления вычисляет управляющие входные сигналы для такого изменения траектории для поражения цели 48.

Поскольку для определения координат цели служат тепловизор переднего обзора и лазерный дальномер, то калибровку радиолокационной системы наведения следует производить по их данным. Этого можно добиться путем размещения излучателей 64 миллиметрового диапазона последовательно с шагом по расстоянию и углу места и выставки радиолокационной системы по координатам излучателей. Если оптико-электронные и ВЧ-датчики смонтированы непосредственно на жестком корпусе башни, то калибровка будет сохраняться долгое время даже в боевой обстановке. В соответствии с другим вариантом реализации изобретения радиолокационную систему наведения можно калибровать по ИК-системе, когда ракета находится в полете, если ракета наблюдается одновременно в обоих диапазонах длин волн. Тогда отпадает необходимость поддержки внешней системой калибровки, а точность за время полета снижается незначительно.

Таким образом система оружия в соответствии с настоящим изобретением доставляет удлиненный сердечник с гиперзвуковой скоростью к танку с точностью не менее одного метра и энергией, достаточной для поражения танка. Преимущество описанной системы состоит в том, что команды наведения могут передаваться сквозь факел выхлопных газов, исходящих из корпуса двигателя, обеспечивая движение по прямой баллистической траектории до цели 48. Если цель становится видимой для тепловизора переднего обзора и лазерного дальномера во время полета снаряда, то до попадания можно модифицировать ее координаты и скорректировать траекторию снаряда.

Проиллюстрированная выше конструкция обеспечивает максимально возможную загрузку топливом ракетного двигателя внутри пускового контейнера-трубы. Одновременно с этим прямая траектория и ВЧ-система дистанционного измерения поворота вокруг продольной оси исключают необходимость в инерционном измерительном устройстве на снаряде. Если для управления полетом применяются отклоняющие заряды, то диаметр сердечника у хвостового оперения оказывается лишь немного больше основного диаметра сердечника. Поэтому лобовое сопротивление, тормозящее сердечник в пассивном полете, сводится к минимуму, и также к минимуму сводится инертная масса полностью снаряженной ракеты.

Отношение инертной массы к общей массе ракетного ускорителя является исключительно важным параметром, поскольку для эффективного пробивания брони необходимы скорости выше 2000 м/с. Приведенная ниже таблица расчетных скоростей, достигаемых в вакууме при нескольких относительных значениях инертной массы и использовании ракетного топлива с удельным импульсом 240 с, показывает важность снижения инертной массы.

ТаблицаОтносительная удельная массаСкорость после разгона (м/с)0,516350,621590,72838

Как видно из таблицы, если импульс стартового ракетного двигателя меньше одной секунды, то влияние лобового сопротивления невелико.

Выше настоящее изобретение описано на примерах его осуществления для конкретных применений, однако специалистам в данной области техники очевидно, что изобретение не ограничено конкретными описанными примерами. Специалистам в данной области техники, изучившим описанное выше настоящее изобретение, станут очевидны дополнительные изменения, применения и варианты осуществления в пределах объема настоящего изобретения и дополнительные области применения, в которых настоящее изобретение оказалось бы весьма полезным.

Таким образом, выше настоящее изобретение описано на конкретном примере его осуществления для конкретного применения. Специалисты в данной области техники, изучившие описанное выше настоящее изобретение, найдут дополнительные изменения, применения и варианты осуществления в пределах объема настоящего изобретения.

Поэтому приложенная формула изобретения охватывает любые упомянутые применения, изменения и примеры осуществления, которые не выходят за пределы объема настоящего изобретения.

Изобретение относится к области наведения ракет на цель. Технический результат - оптимизация тактико-технических характеристик устройства наведения при снижении его стоимости. Система в соответствии с изобретением содержит первую подсистему для определения координат цели и выдачи координатных данных. Вторая подсистема вычисляет по этим данным траекторию полета к цели с упомянутыми координатами. Снаряд в такой системе запускается и наводится в полете по траектории на цель. В описанном применении снаряд выполнен в виде вольфрамового стержня, а первая подсистема содержит тепловизионную систему переднего обзора и лазерный дальномер. Вторая подсистема содержит систему управления огнем. Система управления огнем содержит дополнительное инерционное измерительное устройство и предвычисляет координаты цели. Снаряд установлен в ракету, запускаемую со стола, например, пусковой машины. После выгорания ракетного топлива на начальном этапе ракета выпускает снаряд в полете к цели. Ракета выполнена в виде реактивного снаряда с системой наведения и двигательной установкой. В соответствии с существом настоящего изобретения система наведения содержит смонтированное на снаряде приемопередающее устройство. Приемопередающее устройство включает в себя маломощный непрерывный излучатель миллиметрового диапазона. Система установлена на пусковой установке для обмена информацией со снарядом. Система на пусковой установке передает на снаряд короткие командные сигналы и измеряет время их прохождения туда и обратно для подтверждения дальности снаряда. Затем моноимпульсная антенна, установленная на пусковой установке, определяет азимут и угол места. В результате система пусковой установки определяет координаты снаряда и точку его попадания. Система пусковой установки вырабатывает команду на снаряд, которую тот принимает и использует для привода воздушных рулей, чтобы заданным образом скорректировать траекторию и точку попадания снаряда. 21 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

1. Устройство (20) наведения снаряда (12) к местоположению цели (68), содержащее первую систему (34), расположенную на пусковой установке (62) для снаряда (12), для определения координат цели до выпуска снаряда (12) и выдачи координатных данных, вторую систему (40-49), также расположенную на пусковой установке (62), для вычисления по этим определенным данным координат цели траектории полета к цели с упомянутыми координатами и третью систему (50), расположенную на снаряде (12), для наведения снаряда в полете по вычисленной траектории к месторасположению цели, при этом первая система (34) использует оптическую, лазерную или инфракрасную полосу энергии для определения местоположения цели, вторая система (40-49) включает передатчик (40), испускающий энергию миллиметрового диапазона, и третья система (50) включает приемник (52) для приема входных сигналов из второй системы (40-49) по миллиметровому диапазону и передачи указанных входных сигналов в процессор (54) управления полетом.2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что третья система (50) содержит излучатель (58), который передает сигналы, характеризующие местоположение снаряда, во вторую систему (40-49) в миллиметровом диапазоне, и вторая система (40-49) снабжена приемником/компьютером (46) для приема сигналов, переданных указанным излучателем (58), и один или более процессоров (47, 49) для использования входных сигналов из приемника/компьютера (46) при вычислении данных траектории полета снаряда (12) и для регулирования вычисленной траектории полета к месторасположению цели.3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что приемник/компьютер (46) содержит решетку (44) моноимпульсных антенн.4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что приемник/компьютер выполнен с возможностью вычисления азимута и угла места снаряда на основании сигналов, полученных от решетки (44) моноимпульсных антенн.5. Устройство по п.2, отличающееся тем, что вторая система (40-49) выполнена с возможностью передачи мерцающего сигнала на третью систему (50) для обеспечения мерцания излучателя (58), расположенного на снаряде.6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что процессор (47) второй системы (40-49) выполнен с возможностью использования измерения времени задержки прохождения мерцающего сигнала до снаряда и обратно для выдачи данных, характеризующих дальность снаряда (12).7. Устройство по п.3, отличающееся тем, что вторая система (40-49) выполнена с возможностью передачи мерцающего сигнала на третью систему (50) для обеспечения мерцания излучателя (58), расположенного на снаряде.8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что процессор (47) второй системы (40-49) выполнен с возможностью использования измерения времени задержки прохождения мерцающего сигнала до снаряда и обратно для выдачи данных, характеризующих дальность снаряда (12).9. Устройство по п.4, отличающееся тем, что вторая система (40-49) выполнена с возможностью передачи мерцающего сигнала на третью систему (50) для обеспечения мерцания излучателя (58), расположенного на снаряде.10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что процессор (47) второй системы (40-49) выполнен с возможностью использования измерения времени задержки прохождения мерцающего сигнала до снаряда и обратно для выдачи данных, характеризующих дальность снаряда (12).11. Устройство по одному из пп.1-10, отличающееся тем, что вторая система (40-49) выполнена с возможностью использования процессора (47) для определения точки попадания снаряда.12. Устройство по п.11, отличающееся тем, что процессор (47) выполнен с возможностью коррекции траектории снаряда (12) путем сравнения точки попадания снаряда с местоположением цели.13. Устройство по одному из предыдущих пп.1-10, отличающееся тем, что процессор (54) управления полетом третьей системы (50) выполнен с возможностью регулирования стабилизаторов (16) снаряда (12) для выставления их в процессе полета по траектории к местоположению цели.14. Устройство по п.11, отличающееся тем, что процессор (54) управления полетом третьей системы (50) выполнен с возможностью регулирования стабилизаторов (16) снаряда (12) для выставления их в процессе полета по траектории к местоположению цели.15. Устройство по п.12, отличающееся тем, что процессор (54) управления полетом третьей системы (50) выполнен с возможностью регулирования стабилизаторов (16) снаряда (12) для выставления их в процессе полета по траектории к местоположению цели.16. Устройство по п.1, отличающееся тем, что первая система является системой формирования изображения.17. Устройство по п.16, отличающееся тем, что указанная система формирования изображения представляет собой тепловизионную систему переднего обзора.18. Устройство по п.1, отличающееся тем, что первая система (34) дополнительно снабжена лазерным дальномером.19. Устройство по п.1, отличающееся тем, что вычисленная траектория является прямой баллистической траекторией к месторасположению цели (68).20. Устройство по п.1, отличающееся тем, что снаряд (12) представляет собой вольфрамовый сердечник.21. Устройство по п.1, отличающееся тем, что снаряд (12) представляет собой гиперзвуковой снаряд.22. Устройство по п.21, отличающееся тем, что снаряд (12) запускается с гиперзвуковой скоростью ракетным двигателем, который оставляет факел выхлопных газов, не проницаемый для оптической, лазерной или инфракрасной полосы энергии.