СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПО ЛУЧУ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ ПО КРЕНУ РАКЕТОЙ И УПРАВЛЯЕМАЯ ПО ЛУЧУ ВРАЩАЮЩАЯСЯ ПО КРЕНУ РАКЕТА Российский патент 2012 года по МПК F42B15/01 F41G7/24 

Предлагаемая группа изобретений относится к области вооружения, в частности к области управляемых, вращающихся по углу крена ракет, и может быть использована при конструировании ракет, выстреливаемых из транспортно-пускового контейнера посредством стартового двигателя, работающего на неуправляемом участке полета, или выстреливаемых из канала ствола орудия с помощью метательного устройства.

В настоящее время известен способ наведения управляемой ракеты, реализованный, например, в противотанковых комплексах "Кастет", "Бастион", "Рефлекс", "Штурм", "Кобра", "Вихрь" (Ангельский Р.Д. Отечественные противотанковые комплексы, Москва, ACT, Астрель, 2002, стр.74-75, 84, 100, 111-114, 175-177 [1]), включающий ориентирование пускового устройства с ракетой в направлении поля управления, перемещение ракеты в поле управления посредством выстреливания из пускового устройства, последующие открытие приемника излучения, раскрытие рулей и отклонение рулей пропорционально координатам ракеты в поле управления.

Под полем управления здесь и далее понимается область определения координат ракеты относительно линии прицеливания и это может быть, например, поле зрения пеленгатора ракеты в командной системе управления, реализованной в комплексах "Штурм", "Кобра" или же информационное поле луча (радиолуча или луча лазера), формируемого прибором наведения в лучевой системе управления ракетой, реализованной в комплексах "Кастет", "Бастион", "Рефлекс", "Вихрь".

В литературе (В.И.Бабичев, В.В.Ветров и др. Основы устройства и функционирования артиллерийских управляемых снарядов, изд. ТулГУ, Тула, 2003, с.56-61, 71-74 [2] описан способ наведения управляемой ракеты, включающий ориентирование пускового устройства с ракетой в направлении поля управления (области внутри информационного луча лазера) под заданными углами соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, перемещение ракеты в поле управления посредством выстреливания из пускового устройства (ствола орудия), открытие приемника излучения, последующий перевод рулевых органов из исходного положения (внутри корпуса ракеты) в рабочее (снаружи корпуса) и отклонение рулей ракеты пропорционально координатам ракеты в поле управления.

Выполнение операций известного способа наведения ракет (комплексов "Кастет", "Рефлекс", "Вихрь") осуществляется следующим образом.

Оператор, обнаружив цель, совмещает линию прицеливания (оптическую ось прицела) и совпадающую с ней нулевую ось аппаратуры определения координат (оптическую ось источника лазерного излучения) с точкой прицеливания и производит пуск ракеты. Перемещение ракеты в поле управления осуществляется посредством выстреливания из канала ствола пушки или из контейнера, ориентированного в направлении поля управления под заданными углами соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

После входа ракеты в поле управления начинает работать приемник излучения, установленный на ракете, и аппаратура определения координат воспринимает частотно-модулированное излучение лазера и, расшифровывая его, определяет координаты ракеты относительно оси лазерного излучателя (т.е. относительно линии прицеливания).

Сигналы, пропорциональные координатам ракеты относительно оси луча, поступают на вход блока рулевых приводов. Рули блока рулевых приводов, отклоняясь относительно своего среднего положения, создают действующий на ракету управляющий момент, что приводит к возникновению управляющих сил, которые удерживают ракету около центра поля управления в течение всего времени полета ракеты до цели.

Этот способ управления реализован в управляемой в прямом луче лазера вращающейся по крену ракете, которая выстреливается метательным устройством из канала ствола орудия, имеющей замыкатель, электрически связанный с механизмом раскрытия рулей рулевого привода, [2], с.72-74.

Начало функционирования приемника излучения ракеты совпадает по времени с моментом раскрытия защитной крышки приемника излучения (роль защитной крышки может играть поддон ракеты ([2], с.71), сброс которого происходит после выхода ракеты из канала ствола).

Например, для ракеты 9М119М после выхода ракеты из канала ствола происходит сброс поддона, при этом начинает функционировать приемник излучения и замыкаются контактные группы, одна из которых подает напряжение на электровоспламенитель механизма раскрытия рулей (механизм раскрытия рулей имеет пиротехнические приводы одноразового действия, работа которых основана на срабатывании электровоспламенителей с последующим преобразованием энергии расширяющихся газов в механическое перемещение [2], с.61).

Таким образом, имеет место совпадение моментов появления сигнала на приемнике излучения (выделения координат относительно оси лазерного луча) и отработки рулевым приводом выработанных по принятым сигналам команд управления.

В патенте РФ №2373479, МПК F41G 7/00 приведено описание способа формирования команд управления вращающейся вокруг продольной оси двухканальной ракетой, основанного на охвате рулевого привода гибкой обратной связью по огибающим выходных сигналов. Он заключается в том, что формируют сигналы управления U₁, U₂ первого и второго каналов, пропорциональные линейным отклонениям ракеты относительно линии прицеливания соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, формируют периодические сигналы несущей частоты s(γ), c(γ), пропорциональные синусу и косинусу угла крена γ ракеты, демодулируют сигналы, пропорциональные углам отклонения рулей первого и второго рулевых приводов, сигналами несущей частоты, вычитают полученные в результате демодуляции сигналы в первом и втором каналах из соответствующих сигналов управления и формируют сигналы управления первым и вторым рулевыми приводами посредством модуляции полученных сигналов разности в первом и втором каналах управления сигналами несущей частоты, дополнительно после демодуляции сигналы отклонения рулей первого и второго рулевых приводов пропускают через фильтры нижних частот с передаточной функцией

где T_Ф=4·ξ_ПЛ·T_ПЛ·n_Э, с; n=2·n_Э+3·ξ_ПЛ;

; , с,

k_РП, k_ДУ - коэффициенты передачи соответственно рулевого привода, датчика углового отклонения руля;

φ_ЗЖ - желаемое значение запаса по фазе системы автоматического управления ракетой, …°,

ξ_ПЛ - относительный коэффициент демпфирования планера ракеты,

f_ПЛ - собственная частота планера ракеты, Гц,

а перед модуляцией сигналы разности первого и второго каналов пропускают через фазовращатель на угол фазирования

γ_Ф=ω₀·τ_РП,

где ω₀ - круговая частота вращения ракеты по крену, 1/с,

τ_РП - эквивалентная постоянная времени рулевого привода, с.

Приведенный способ управления реализован в устройстве формирования команд (патент РФ №2373479, МПК F41G 7/00), блок-схема которого приведена на фиг.1. Устройство включает приемник излучения ПИ 1, бортовую аппаратуру электронную БАЭ 2, исполнительно-корректирующее устройство (ИКУ). ИКУ, в свою очередь, включает первый рулевой привод (РП1) 12, содержащий первый сумматор 13, первое триггерное устройство 17, первый и второй усилители мощности 19, 20, первую и вторую рулевые машинки 23, 24, первый потенциометр обратной связи (датчик углового отклонения руля) 27, второй рулевой привод (РП2) 15, содержащий второй сумматор 16, второе триггерное устройство 18, третий и четвертый усилители мощности 21, 22, третью и четвертую рулевые машинки 25, 26, второй потенциометр обратной связи 28, первый и второй блоки вычитания 3, 4, модуляторы 5, 6, 7, 8, 29, 30, 31, 32, третий сумматор 9, третий блок вычитания 11, четвертый блок вычитания 33, четвертый сумматор 34, первый усилитель 35, второй усилитель 36, источник стабилизированного напряжения 10, датчик угла крена гироскопического координатора 14, к которым добавлены фазовращатель, выполненный на четырех усилителях 35, 36, 37, 38, пятом сумматоре 39, пятом блоке вычитания 40 и два фильтра нижних частот (ФНЧ) 41, 42.

В системе управления ракетой устройство выполняет функции коррекции сигналов управления и преобразования сигналов из измерительной (лучевой) системы координат в связанную с вращающейся ракетой систему координат. Передаточная функция исполнительно-корректирующего устройства

где Т_Ф - постоянная времени фильтра нижних частот,

n=1+K_РП·K_ДУ·K_ФНЧ; ,

идентична передаточной функции широко используемого для коррекции систем управления (в том числе систем телеуправления ракетами) дифференцирующего фильтра, т.е. ИКУ обладает ярко выраженными дифференцирующими свойствами.

Известный способ управления реализует радиальную коррекцию траектории ракеты, при которой ликвидация отклонения ракеты от линии прицеливания происходит по кратчайшему пути и обеспечивают требуемые устойчивость и точность контура управления ракетой.

Однако последовательность операций в способе управления ракетой не обеспечивает необходимой точности вывода ракеты на ось информационного поля на начальном участке при совпадении по времени моментов начала работы приемника излучения и раскрытия рулей. Вследствие того, что к моменту начала работы приемника излучения ракета находится в луче, то сигналы координат поступают на вход ИКУ в виде скачка напряжения. В результате на выходе ИКУ возникнет переходный процесс, обусловленный как собственными переходными процессами в замкнутом контуре ИКУ с момента замыкания обратных связей, так и скачкообразным изменением напряжения на его входе в момент начала функционирования приемника излучения.

Исполнительно-корректирующее устройство, реализующее известный способ, в силу своих дифференцирующих свойств многократно усилит (подчеркнет) этот скачок напряжения, и в результате воздействия сформированной таким образом команды управления ракета может значительно отклониться от линии визирования вплоть до выхода из поля управления, что приведет к увеличению времени вывода ракеты на линию прицеливания и соответственно к увеличению ближней границы зоны поражения комплекса или потере ракеты.

Длительность переходного процесса на выходе ИКУ определяется постоянной времени знаменателя передаточной функции ИКУ и составляет 3·Т_Ф/n. Таким образом, в течение некоторого времени после начала работы приемника излучения и раскрытия рулей рулевой привод отрабатывает наряду с командами управления, формируемыми в соответствии с принятым законом управления, "ложные" команды, обусловленные переходными процессами на выходе ИКУ и приводящие к дополнительным (нерасчетным) уводам ракеты от линии визирования и, как следствие этого, увеличению времени переходного процесса.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности вывода ракеты на линию визирования цели и уменьшение времени переходного процесса при выводе ракеты и соответственно уменьшение ближней границы зоны поражения комплекса.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе управления по лучу вращающейся по крену ракетой, включающем пуск и перемещение ракеты в поле управления со сложенными в продольных пазах внутри корпуса ракеты рулями, открытие приемника излучения и перевод рулей в наружное по отношению к корпусу ракеты положение, формирование сигналов управления первого и второго каналов, пропорциональных отклонениям ракеты в поле управления относительно линии прицеливания соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, формирование периодических сигналов несущей частоты s(γ), c(γ), пропорциональных синусу и косинусу угла крена γ ракеты, демодуляцию сигналов, пропорциональных углам отклонения рулей первого и второго рулевых приводов, сигналами несущей частоты, сглаживание в полосе частот Δω и вычитание полученных в результате сглаживания сигналов в первом и втором каналах из соответствующих сигналов управления, формирование сигналов управления первым и вторым рулевыми приводами посредством модуляции полученных сигналов разности в первом и втором каналах управления сигналами несущей частоты и отклонение рулей в соответствии с сигналами управления, отклонение рулей после пуска ракеты производят в пазах внутри корпуса ракеты, а перевод рулей в наружное положение осуществляют по истечении времени τ_З=(0.3…0.5)/Δω, отсчитываемого от момента открытия приемника излучения.

Предлагаемый способ управления реализуется за счет того, что в управляемую по лучу вращающуюся по крену ракету, выстреливаемую из пускового устройства посредством стартового двигателя или метательного устройства, содержащую корпус с продольными пазами для размещения рулей, замыкатель, срабатывающий после окончания работы стартового двигателя или сброса поддона, механизм раскрытия рулей, последовательно соединенные приемник излучения, бортовую аппаратуру электронную, ИКУ, включающее блок рулевых приводов, охваченных гибкими отрицательными обратными связями по огибающей выходных сигналов рулевых приводов, включающими фильтры нижних частот с полосой пропускания Δω, введен блок электронной задержки раскрытия рулей на время τ_З, вход которого соединен с замыкателем, а выход - с приводом механизма раскрытия рулей, причем величину временной задержки выбирают в интервале τ_З=(0.3…0.5)/Δω, а продольные пазы под каждый руль в корпусе ракеты выполнены шириной

Δ=2Rsin(k·δ_m),

где R - максимальный радиус ометания руля в сложенном положении;

δ_m - максимальный угол отклонения руля от нулевого положения в раскрытом положении;

k - коэффициент использования линейной зоны пеленгационной характеристики поля управления, выбираемый из соотношения

h_m/h_Л≤k≤1,

где h_m - максимально возможные отклонения ракеты от оси поля управления на участке времени от момента начала работы приемника излучения до момента раскрытия рулей;

h_Л - линейная зона пеленгационной характеристики поля управления луча.

Величина h_m определяется характеристиками технического рассеивания ракет данного комплекса на неуправляемом участке траектории полета

h_m=3·σ;

где σ - среднеквадратичное отклонение координат ракеты от оси поля управления на участке траектории до момента раскрытия рулей.

Технический результат достигается разноской по времени начала работы приемника излучения и раскрытия рулей привода, что обеспечивается введением блока электронной временной задержки раскрытия рулей, своим входом подключенным к замыкателю стартового двигателя или метательного устройства, а выходом - к механизму раскрытия рулей. Необходимое время задержки τ_З раскрытия рулей определяется из условия окончания переходного процесса на выходе ИКУ.

С точки зрения обеспечения необходимых запасов устойчивости в контуре управления ракетой число n (разнос корректирующего фильтра) выбирается равным 6…10, поэтому время задержки τ_З должно составлять (0.3…0.5)/Δω. Таким образом, поставленная задача достигается за счет исключения подчеркивания скачка напряжения на входе ИКУ при разноске по времени моментов начала функционирования приемника излучения и раскрытия рулей с обеспечением замыкания контура ИКУ при сложенных рулях за счет выполнения в корпусе ракеты для каждого руля продольного паза определенных размеров. Рули в сложенном положении могут отклоняться в пазах на небольшие углы, достаточные для замыкания обратных связей ИКУ.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг.1 приведена блок-схема устройства - ближайшего аналога, на фиг.2, а сверху вниз представлены эпюры отклонений ракеты от оси луча и соответствующей команды, формируемой исполнительно-корректирующим устройством, а также эпюра угловых отклонений рулей в зависимости от времени для устройства-прототипа, а на фиг.2, b - для предлагаемой управляемой вращающейся по крену ракеты, на фиг.3 приведена блок-схема этой ракеты.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется на фиг.3, где приведена блок-схема управляемой вращающейся по крену ракеты 43, в состав которой входит стартовый двигатель 44 (для варианта выстреливания ракеты из контейнера) или метательное устройство (в составе выстрела для варианта выстреливания ракеты из канала ствола пушки), замыкатель 45. Ракета снабжена исполнительно-корректирующим устройством 46, построенным на основе охвата рулевых приводов по огибающей выходных сигналов с установленными в обратных связях фильтрами нижних частот с постоянной времени Т_Ф (для упрощения на фиг.3 показан один привод).

Блок электронной временной задержки раскрытия рулей 47 своим входом соединен с выходом замыкателя 45, а выходом - с механизмом раскрытия рулей 49.

Сигнал с выхода приемника излучения 1 в виде напряжений, пропорциональных отклонениям ракеты относительно оси луча, поступает на вход бортовой аппаратуры 2 и далее на вход ИКУ 46, включающего рулевые приводы и фильтры нижних частот. Рули 48 уложены в продольные пазы 50, выполненные в корпусе ракеты.

Взаимодействие элементов устройства в полете происходит следующим образом.

После окончания работы стартового двигателя (метательного устройства) происходит открытие крышки приемника излучения (сброс поддона), и на его выходе появляются сигналы координат в виде скачка напряжения, поступающие на вход ИКУ, которое начинает функционировать с момента старта ракеты вследствие замыкания контура исполнительно-корректирующего устройства из-за возможности рулей в сложенном положении отклоняться от нулевого положения в соответствии с командой управления.

Возможность отклонения руля в сложенном положении под действием сигналов управления достигается благодаря продольному пазу 50, выполненному в корпусе ракеты со стороны каждого из рулей 48.

С момента скачкообразного изменения сигналов в исполнительно-корректирующем устройстве происходит собственный переходный процесс и его реакция на скачок, т.е. оно наряду с необходимым законом управления вырабатывает ложные команды в течение времени τ_З=(0.3…0.5)/Δω, которые отрабатываются рулями из-за возможности их разворота в сложенном положении, но не влияют на полет ракеты, так как раскрытие рулей благодаря блоку электронной временной задержки происходит через время τ_З, когда выработка "ложных" команд прекращается. Как видно на фиг.3, b на участке от t_П (времени начала работы приемника) до t_Р (момента раскрытия рулей) рули колеблются в сложенном положении, при этом максимальный угол отклонения рулей определяется шириной паза Δ.

Блок электронной временной задержки выполнен, например, на основе схемы электронного реле времени, приведенной в книге Ф.Ф.Андреева. Электронные устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1978, с.283, рис.206, б. При выходе ракеты из пускового устройства (пускового контейнера или канала ствола орудия) срабатывает замыкатель, и напряжение с выхода бортовой батареи подается на вход блока электронной временной задержки, который задерживает подачу напряжения на электровоспламенитель механизма раскрытия рулей.

Приемник излучения, метательное устройство, замыкатель и механизм раскрытия рулей могут быть выполнены аналогично соответствующим элементам ракеты 9М119М, с.54, 61, 67, [2]. Бортовая аппаратура электронная, исполнительно-корректирующее устройство могут быть выполнены так же, как в патенте РФ №2373479.

Таким образом, в предлагаемой ракете переходный процесс на выходе исполнительно-корректирующего устройства, обусловленный как собственными переходными процессами, возникающими с момента замыкания обратных связей, охватывающих рулевые приводы, так и скачкообразными изменениями сигналов координат ракеты на его входе в момент начала работы приемника излучения заканчивается к моменту раскрытия рулей, что исключает полностью воздействие "ложных" команд, приводящих к дополнительному уводу ракеты от луча на начальном участке полета, т.е. к увеличению ближней зоны поражения комплекса или потере ракеты.

Предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить время переходного процесса в контуре управления ракетой при выводе ее на ось луча и значительно уменьшить ближнюю границу зоны поражения комплекса за счет разнесения по времени моментов начала работы приемника излучения и раскрытия рулей рулевого привода (раскрытие рулей происходит после начала работы приемника излучения) и дополнительного замыкания контура исполнительно-корректирующего устройства при сложенных в корпусе ракеты рулях с обеспечением возможности отклонения рулей в пазах внутри корпуса ракеты на углы, определяемые шириной паза. При этом скачкообразные изменения сигналов координат ракеты на входе приемника излучения в начальный момент его работы и формируемые при этом "ложные" команды не приводят к дополнительному уводу ракеты от центра луча на начальном участке полета, так как эти команды отрабатываются рулями ракеты, находящимися в сложенном положении внутри корпуса ракеты.

Техническая реализация предлагаемой управляемой вращающейся по крену ракеты подтверждена лабораторными и стрельбовыми испытаниями противотанкового управляемого вооружения "Вихрь".

Изобретения относятся к области управляемых, вращающихся по углу крена ракет. Способ включает пуск и перемещение ракеты в поле управления со сложенными в продольных пазах внутри корпуса ракеты рулями, открытие приемника излучения и перевод рулей в наружное по отношению к корпусу ракеты положение, формирование сигналов управления первого и второго каналов, пропорциональных отклонениям ракеты в поле управления относительно линии прицеливания соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, формирование периодических сигналов несущей частоты, пропорциональных синусу и косинусу угла крена ракеты, демодуляцию сигналов, пропорциональных углам отклонения рулей первого и второго рулевых приводов, сигналами несущей частоты, сглаживание в полосе частот Δω и вычитание полученных в результате сглаживания сигналов в первом и втором каналах из соответствующих сигналов управления, формирование сигналов управления первым и вторым рулевыми приводами посредством модуляции полученных сигналов разности в первом и втором каналах управления сигналами несущей частоты и отклонения рулей в соответствии с сигналами управления. Отклонение рулей после пуска ракеты производят в пазах внутри корпуса ракеты. Перевод рулей в наружное положение осуществляют по истечении времени τ_З=(0.3…0.5)/Δω, отсчитываемого от момента открытия приемника излучения. Повышается точность вывода ракеты на ось луча управления. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ управления по лучу вращающейся по крену ракетой, включающий пуск и перемещение ракеты в поле управления со сложенными в продольных пазах внутри корпуса ракеты рулями, открытие приемника излучения и перевод рулей в наружное по отношению к корпусу ракеты положение, формирование сигналов управления первого и второго каналов, пропорциональных отклонениям ракеты в поле управления относительно линии прицеливания соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, формирование периодических сигналов несущей частоты s(γ), c(γ), пропорциональных синусу и косинусу угла крена γ ракеты, демодуляцию сигналов, пропорциональных углам отклонения рулей первого и второго рулевых приводов, сигналами несущей частоты, сглаживание в полосе частот Δω и вычитание полученных в результате сглаживания сигналов в первом и втором каналах из соответствующих сигналов управления, формирование сигналов управления первым и вторым рулевыми приводами посредством модуляции полученных сигналов разности в первом и втором каналах управления сигналами несущей частоты и отклонение рулей в соответствии с сигналами управления, отличающийся тем, что после пуска ракеты отклонение рулей производят в пазах внутри корпуса ракеты, а перевод рулей в наружное положение осуществляют по истечении времени τ_З=(0,3…0,5)/Δω, отсчитываемого от момента открытия приемника излучения.

2. Управляемая по лучу вращающаяся по крену ракета, выстреливаемая из пускового устройства посредством стартового двигателя или метательного устройства, содержащая корпус с продольными пазами для размещения рулей, замыкатель, срабатывающий после окончания работы стартового двигателя или сброса поддона, механизм раскрытия рулей, последовательно соединенные приемник излучения, бортовую аппаратуру электронную, исполнительно-корректирующее устройство, включающее рулевые приводы, охваченные гибкими обратными связями по огибающим выходных сигналов рулевых приводов, содержащими фильтры нижних частот с полосой пропускания Δω, отличающаяся тем, что она снабжена блоком электронной временной задержки раскрытия рулей на время τ_З, вход которого соединен с замыкателем, а выход - с механизмом раскрытия рулей, причем величину временной задержки τ_З выбирают в интервале (0,3…0,5)/Δω.

3. Ракета по п.2, отличающаяся тем, что продольные пазы под каждый руль в корпусе ракеты выполнены шириной
Δ=2Rsin(k·δ_m), где
R - максимальный радиус ометания руля в сложенном положении;
δ_m - максимальный угол отклонения руля от нулевого положения в раскрытом положении;
k - коэффициент использования линейной зоны пеленгационной характеристики поля управления, выбираемый из соотношения
h_m/h_Л≤k≤1, где
h_m - максимально возможные отклонения ракеты от оси поля управления на участке времени от момента начала работы приемника излучения до момента раскрытия рулей;
h_Л - линейная зона пеленгационной характеристики поля управления луча.