СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ Российский патент 2011 года по МПК F41G9/00 

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к системам наведения управляемых ракет.

Такие системы наведения позволяют поражать бронированные и другие цели противника, находящиеся на суше, воде или воздухе. Они составляют основу противотанковых и зенитных ракетных комплексов, особенностью которых является высокая вероятность поражения целей противника. Система же наведения обеспечивают высокую вероятность попадания управляемых ракет на дальностях, существенно превышающих дальность эффективной стрельбы из ствольного оружия.

Известны ручные системы наведения управляемых ракет (см. например, книгу А.Н.Латухина "Противотанковое вооружение", Воениздат, МО СССР, М., 1974, с.192-218). Они содержат привод управления, пусковую установку, прицел, блоки выработки управляющих сигналов и команд, линию передачи команд, выход которой соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой.

Такие системы наведения имеют недостатки. Маршевая скорость управляемой ракеты не превышает 80-100 м/сек, что приводит к большому времени полета (20-25 сек), малая скорострельность, наличие не поражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м. Кроме того, обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам слишком дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов.

Известна также система наведения управляемых ракет (см. например, А.Н.Латухин. "Противотанковое вооружение". Воениздат, МО СССР, М., 1974, с.208-235). Эта система по технической сути и существенным признакам является наиболее близкой к заявляемой и принята за ее прототип. Одновременно она является базовым объектом предлагаемой системы и содержит: привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, а также последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой.

Эффективность этой системы наведения по сравнению с предыдущей существенно возросла. Уменьшилась не поражаемая зона перед пусковой установкой, увеличилась маршевая скорость ракеты и, что самое главное, за счет ввода в систему наведения координатора упростились функции наводчика-оператора (его функции сводятся лишь к совмещению линии прицеливания с направлением на цель, а команды управления вырабатываются и передаются на ракету автоматически, что повышает точность стрельбы и сводит к минимуму влияние на ее результаты индивидуальных данных наводчика-оператора), благодаря чему облегчилась система отбора операторов, упростился процесс и уменьшилась стоимость обучения.

Однако для этой системы также характерны недостатки. Несмотря на ввод координатора и исключение из контура управления ракетой человека-оператора, при действии на ракету внешних возмущений, например, силы поперечного (вертикального и горизонтального) ветра и др., наведение происходит с ошибками, что существенно снижает его точность. Компенсация силы поперечного ветра ни в современных, ни в перспективных системах наведения не предусмотрена. Вместе с тем известно, что на равнинной и пустынной местности точность стрельбы всеми типами снарядов (в том числе и управляемыми ракетами) может существенно изменяться. Это объясняется тем, что в указанных районах возникают мощные воздушные потоки, отклоняющие управляемую ракету в полете по высоте и направлению от точки прицеливания. Это отклонение может быть определено по выражению (см. например, Ф.К.Неупокоев "Стрельба зенитными ракетами", М., Воениздат, 1970, с.200-202):

где а cosθ - нормальная к траектории составляющая ускорения силы воздушного потока,

k_o - коэффициент усиления разомкнутого контура управления.

В результате действия потоков воздуха отклонение ракеты может быть существенным, а вероятность попадания уменьшаться на 10-15%.

Целью настоящего изобретения является повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами путем повышения точности их наведения на цель.

Указанная цель достигается тем, что в систему наведения управляемых ракет, содержащую привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, и последовательно соединены координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой, введены сумматор, включенный между блоком выработки управляющих сигналов и блоком выработки управляющих команд, последовательно соединенные ключ, вход которого подключен ко второму выходу координатора, датчик скорости воздушного потока, кинематически связанный с пусковой установкой, квадратор, масштабирующий блок и инвертор, выход которого соединен со вторым входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - с третьим входом сумматора.

Введение новых элементов и связей позволяет получить новую информацию об условиях стрельбы (скорость воздушного потока), определить и ввести необходимые компенсирующие поправки, что обеспечивает повышение точности наведения управляемой ракеты.

Предлагаемое техническое решение поясняется чертежом, на котором показаны взаимное расположение и связи элементов предлагаемой системы наведения управляемых ракет и приняты следующие обозначения (предлагаемые элементы и связи показаны пунктиром, а сплошными линиями - элементы и связи прототипа):

1 - цель (Ц),

2 - привод управления (ПУ),

3 - прицел (Пр),

4 - управляемая ракета (УР),

5 - пусковая установка (ПУс),

6 - линия передачи команд (ЛПК),

7 - координатор (К),

8 - блок выработки управляющих сигналов (БВС),

9 - сумматор ("+"),

10 - блок выработки управляющих команд (БВК),

11 - ключ (Кл),

12 - блок стабилизации траектории управляемой ракеты (БСТ),

13 - датчик скорости воздушного потока (ДВП),

14 - квадратор (KB),

15 - масштабирующий блок (МБ),

16 - инвертор (Ив).

Блоки 1-10 являются штатными блоками прототипа и выполняют те же функции.

Ключ 11 обеспечивает включение датчика скорости воздушного потока 13, который обычно состоит из крыльчатки, частота вращения которой пропорциональна скорости воздушного потока, и преобразователя вращения крыльчатки в электрический сигнал (см., например, В.В.Корнеев и др. «Основы автоматики и танковые автоматические системы», М., ВА БТВ, 1976, с.159-161). Блок 13 кинематически связан с пусковой установкой 5 так, чтобы измерительная ось прибора была перпендикулярна траектории полета управляемой ракеты. Блок стабилизации траектории управляемой ракеты 12 обеспечивает уменьшение колебательности управляемой ракеты относительно среднего значения ее траектории. Он содержит блок разрешения, срабатывающий при значительном увеличении сигнала на выходе блока 7, и блок формирования сигнала дополнительной коррекции (не показаны). Квадратор 14 обеспечивает возведение поданного на него сигнала с блока 13 (т.е. скорости воздушного потока) во вторую степень и его подачу на вход блока 15. Масштабирующий блок 15 обеспечивает получение сигнала, соответствующего аэродинамической силе, действующей на управляемую ракету в результате действия воздушного потока. Его значение определяется выражением (см., например, Неупокоев Ф.К. «Стрельба зенитными ракетами». М., Воениздат, 1970, с.99-121):

где k - коэффициент пропорциональности, определяющий уровень сигнала на выходе блока 15 от действующей силы,

c_y - коэффициент сопротивления управляемой ракеты воздушному потоку в поперечной плоскости,

ρ - плотность воздуха,

s - характерная площадь управляемой ракеты.

Инвертор 16 обеспечивает изменение полярности сигнала с блока 15.

Работает предлагаемая система наведения управляемой ракеты следующим образом.

Совместив с помощью привода управления 2 прицельную марку прицела 3 с целью 1 и задав соответствующее положение пусковой установке 5 с управляемой ракетой 4, наводчик-оператор производит пуск управляемой ракеты 4. После пуска управляемая ракета 4 попадает в поле зрения прицела 3 и съюстированное с ним поле зрения координатора 7. Координатор обеспечивает выработку сигнала, соответствующего отклонению управляемой ракеты от линии прицеливания, и подает его на вход блока 8 выработки сигнала управления, который производит усиление и корректировку сигнала управления и подает его через сумматор 9 на блок 10 выработки управляющих команд, где преобразуется, шифруется и в виде управляющей команды подается через линию передачи команд 6 на аппаратуру управления управляемой ракетой 4, которая под действием полученной команды перемещается к линии прицеливания, чем и устраняется рассогласование между ней и линией прицеливания.

При стрельбе в условиях равнин, степей, пустынь и др. включается блок 11 (при наличии сигнала на втором выходе координатора 7) и начинает работать блок 13 (датчик скорости воздушного потока), который вырабатывает сигнал, пропорциональный скорости воздушного потока V_B. В блоке 14 этот сигнал возводится во вторую степень V_B ², а в блоке 15 окончательно преобразуется в соответствии с выражением (1), инвертируется в блоке 16, а затем подается на второй вход сумматора 9 в качестве сигнала компенсации силы воздушного потока. В сумматоре 9 сигнал компенсации корректирует управляющий сигнал в соответствии с действующими на управляемую ракету внешними возмущениями, вызванными воздушными потоками. При резких порывах ветра, или на максимальных дальностях управления, когда отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания и уровень сигнала на выходе координатора 7 становятся чрезмерными, срабатывает блок разрешения блока 12, благодаря чему блоком формирования сигнала дополнительной коррекции (в блоке 12) вырабатывается сигнал дополнительной коррекции, который подается на третий вход сумматора и обеспечивает дополнительное увеличение управляющего сигнала.

Введенная совокупность признаков обеспечивает измерение внешнего вредного возмущения - скорости воздушного потока, определение и формирование необходимой компенсирующей поправки, которая уменьшает (вплоть до устранения) отклонение управляемой ракеты от линии прицеливания, что повышает точность ее наведения.

Установлено, что вероятность попадания при стрельбе в рассмотренных условиях с использованием предложенной системы наведения повышается на 10-15%.

Кроме того, следует отметить, что введенные элементы производятся серийно и находят широкое применение как в народном хозяйстве, так и на объектах военной техники, что будет способствовать реализации предлагаемой системы.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к системам наведения управляемых ракет. Предложенное устройство включает в себя сумматор, включенный между блоком выработки управляющих сигналов и блоком выработки управляющих команд, последовательно соединенные ключ, вход которого подключен ко второму выходу координатора, датчик скорости воздушного потока, кинематически связанный с пусковой установкой, квадратор, масштабирующий блок и инвертор, выход которого соединен со вторым входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - с третьим входом сумматора. Установлено, что вероятность попадания при стрельбе в рассмотренных условиях с использованием предложенной системы наведения повышается на 10-15%. 1 ил.

Система наведения управляемых ракет, содержащая привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, и последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой, отличающаяся тем, что в нее введены сумматор, включенный между блоком выработки управляющих сигналов и блоком выработки управляющих команд, последовательно соединенные ключ, вход которого подключен ко второму выходу координатора, датчик скорости воздушного потока, кинематически связанный с пусковой установкой, квадратор, масштабирующий блок и инвертор, выход которого соединен со вторым входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - с третьим входом сумматора.