СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ Российский патент 2013 года по МПК F41G3/00 

В описании использованы только открытые источники информации.

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 наведения управляемых ракет. От эффективности способа их наведения зависит и эффективность комплекса вооружения боевой машины в целом.

Известен способ наведения противотанковых управляемых ракет (ПТУР) 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 «Кобра», шведская «Бантам», швейцарская «Москито-64», отечественные «Шмель», «Фаланга», «Малютка» и др.

ПТУР первого поколения и способы их наведения имеют очевидные недостатки: невысокая скорость движения ракеты, реализуемая в них, а 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) ПТУР 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, так как увеличение скорости полета ракеты сильно усложняет работу наводчика. Управление обычно осуществляется с учетом взаимного положения ракеты и цели, а наводчик физически не успевает своевременно реагировать на изменение направлений 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 необстреливаемая зона, размером до 700 м.

Известен также способ наведения управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 «Кобра» (см., например, Танк - Т-80Б. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат, 1984, С.95-127). 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 (ракеты комплекса 9К112-1 «Кобра») включает формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, заряжание и запуск управляемой ракеты, ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета после запуска и захвата, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам.

Этот способ от предшествующего отличается тем, что непрерывное слежение за целью, совмещая с нею линию прицеливания, ведет наводчик (оператор), а слежение за ракетой, измерение ее отклонений от линии прицеливания, выработка и передача команд на борт летящей ракеты, а затем сигналов 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/с;

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 линии 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 более опасных целей, требующих перенацеливания, а также 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, совпадающей, как правило, с линией прицеливания.

В прототипе информация о положении управляемой ракеты и о командах управления принимается и передается по каналам с неизменными параметрами (поле зрения координатора, поле зрения прицела и др.), что не обеспечивает их достаточную помехозащищенность, особенно при стрельбе на максимальные дальности. В случаях лучевого управления нарушается постоянство энергетических и динамических характеристик (см., например, А.С.Белоновский. Военная электроника и автоматика. - М.: Изд. ВАБТВ, 1984, с.153-159).

Маневрирование носителя во время полета управляемой ракеты приводит к нарушению соответствия положений управляемой ракеты на траектории в продольном направлении и информационной зоны (плоскости, перпендикулярной к траектории полета ракеты) управления.

В результате перечисленных недостатков остаются значительными ошибки совмещения линии прицеливания с целью из-за действия помех, особенно неожиданных помех, появления в процессе наведения более опасных целей, требующих перенацеливания и принятия оперативного решения, приводит к промаху или потере ракеты (из-за неопределенности их характеристик: дальности, допустимых угловых размеров зон вероятного поражения и др.) постоянной напряженности оператора и снижению эффективности стрельбы.

Задачей настоящего изобретения является повышение эффективности наведения управляемой ракеты путем ее перенацеливания на другую, более опасную цель или, в случае промаха по первой цели, повышения помехоустойчивости визуального канала, точности наведения управляемой ракеты и введения дополнительной информации о параметрах процесса наведения управляемой ракеты в цель.

Указанная цель достигается тем, что в известном способе наведения управляемой ракеты, включающем формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, заряжание и запуск управляемой ракеты, ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета после запуска и захвата, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам, при наличии в поле зрения прицела нескольких целей совмещение стабилизированной линии прицеливания производят последовательно с каждой из них, определяют и запоминают их дальности и угловые координаты относительно стреляющего объекта, определяют рациональную последовательность перенацеливания при возможных промахах по целям с использованием выражений (1) и (2)

где Д₁ - дальность до цели №1,

Д₂ - дальность до цели №2,

V_p - маршевая скорость управляемой ракеты,

t_п - потери времени, определяемые инерционностью системы наведения и оператора,

ω_нг, ω_нв - рациональные (располагаемые) угловые скорости наведения управляемой ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях,

Ψ_2,1, φ_2,1 - угловые размеры зон вероятного поражения соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях при промахе по первой цели (цель №1),

вводят эту информацию в поле зрения прицела, после пуска управляемой ракеты в направлении первой цели и ее захвата системой наведения уменьшают диафрагмированием размеры поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера видимой части изображения цели, измеряют время движения управляемой ракеты на траектории ее полета, определяют и подают информацию в поле зрения прицела о пролете ракетой этой цели с промахом по ней, после чего переводят в соответствии с выражениями (1) и (2) линию прицеливания на вторую и, в случае промаха по ней, на последующие цели с корректировкой размеров поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера изображения последующей цели, определением и подачей информации в поле зрения прицела о пролете соответствующих целей с промахом, после чего и в случае попадания и в случае потери захвата и истечения времени на перезахват, возвращают линию прицеливания в исходное положение.

Введение новых существенных признаков позволяет расширить возможности известных способов, обеспечивает повышение эффективности наведения управляемой ракеты за счет ее перенацеливания на другие цели в случае промаха по первой цели, повышения помехоустойчивости визуального канала и точности наведения управляемой ракеты за счет введения дополнительной информации о рациональной последовательности перенацеливания, временных параметрах процесса наведения управляемой ракеты в цель, а также за счет уменьшения диафрагмированием размеров поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера изображения соответствующей цели.

Реализация предлагаемого способа происходит следующим образом. Формируют стабилизированную линию прицеливания по аналогии с прототипом и совмещают ее последовательно с целями, появившимися в поле зрения прицела (наводчика) и выбранными для поражения. Определяют и запоминают их дальности и угловые координаты относительно стреляющего объекта. При определении координат совместное функционирование лазерного дальномера, датчиков углов, запоминающих и вычислительных устройств, а также других элементов аппаратуры организуется таким образом, чтобы в моменты измерения дальности до целей одновременно измерялись бы и запоминались их угловые координаты относительно заданного направления, в качестве которого может использоваться направление на одну из целей. Наличие координат целей обеспечивает возможность их сравнения между собой и вычисление угловых размеров зон вероятного поражения в вертикальной и горизонтальной плоскостях для последующих после промаха целей. Определяют рациональную последовательность перенацеливания при возможных промахах по целям с использованием выражений (1) и (2):

где Д₁ - дальность до цели №1,

Д₂ - дальность до цели №2,

V_p - маршевая скорость управляемой ракеты,

t_п - потери времени, определяемые инерционностью системы наведения и оператора,

ω_нг, ω_нв - рациональные (располагаемые) угловые скорости наведения управляемой ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях,

Ψ_2,1, φ_2,1 - угловые размеры зон вероятного поражения соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях при промахе по первой цели (цель №1).

На основании вычисленных значений вводят в поле зрения прицела и формируют визуальную информацию, облегчающую принятие решения на возможное предстоящее перенацеливание, если цель №2, например, находится в зоне вероятного поражения. Производят запуск управляемой ракеты и ее захват системой наведения, после чего начинают измерять время ее движения на траектории еще до вывода на линию прицеливания. Захват управляемой ракеты в прототипе осуществляется благодаря установке на ракету источника светового излучения, а в лучевых системах наведения захват обеспечивается устройством захвата, расположенным на борту управляемой ракеты.

После захвата УР уменьшают диафрагмированием размеры поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера видимой части изображения цели, чтобы уменьшить вероятность помех и влияния других подвижных целей. Практика показывает, что именно такой размер поля зрения обеспечивает и снижение действия помех, и исключение опасности потери цели.

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.

Значение высоты полета управляемой ракеты поддерживают постоянной, обеспечивая уменьшение образования световых и пыледымовых помех, а также постоянство переходных процессов при маневрировании управляемой ракеты относительно линии прицеливания. В случаях каждого перенацеливания корректируют диафрагмированием размеры поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера видимой части изображения последующей (очередной) цели.

При потере захвата управляемой ракеты, связанной с окончанием процесса наведения из-за поражения цели, возвращают линию прицеливания в исходное положение или совмещают ее с другой целью и повторят операции по запуску второй управляемой ракеты.

При потере захвата управляемой ракеты, связанной с потерей видимости цели или ракеты, выдерживают паузу, равную времени на перезахват (0,3-0,7 с), и только после этого возвращают линию прицеливания в исходное положение или совмещают ее с другой целью.

Если же в момент пролета цели потери захвата не произошло, то определяют и подают информацию в поле зрения прицела о пролете ракетой этой цели с промахом по ней, после чего переводят в соответствии с выражениями (1) и (2) линию прицеливания на вторую и, в случае промаха по ней, на последующие цели с определением и подачей информации в поле зрения прицела о пролете соответствующих целей с промахом, после чего и в случае попадания, и в случае потери захвата и истечения времени на перезахват, возвращают линию прицеливания в исходное положение. При последующих пусках реализация способа происходит аналогично.

Применение предлагаемого способа наведения управляемых ракет позволяет практически без существенного изменения его характеристик осуществить (посредством перенацеливания управляемой ракеты при промахах на другие цели) возможность существенно повысить эффективность стрельбы управляемыми ракетами. Так, например, попадание во вторую цель позволяет на 10-15% повысить общую вероятность попадания управляемой ракетой в условиях сложившихся неблагоприятных обстоятельств.

Изобретение относится к способам управления объектами военного назначения, например способам наведения управляемых ракет. Изобретение позволяет повысить эффективность стрельбы управляемыми ракетами. Изобретение включает формирование стабилизированной линии визирования и совмещение ее с целью, запуск управляемой ракеты и ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений по высоте и направлению управляемой ракеты от линии визирования в процессе ее полета, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам. При наличии в поле зрения прицела нескольких целей совмещение стабилизированной линии прицеливания производят последовательно с каждой из них, определяют и запоминают их дальности и угловые координаты относительно стреляющего объекта, определяют рациональную последовательность перенацеливания при возможных промахах по целям, вводят эту информацию в поле зрения прицела, после пуска управляемой ракеты в направлении первой цели и ее захвата системой наведения измеряют время ее движения на траектории полета, определяют и подают информацию в поле зрения прицела о пролете ракетой этой цели с промахом по ней, после чего переводят в соответствии с выражениями (1) и (2) линию прицеливания на вторую и, в случае промаха по ней, на последующие цели с определением и подачей информации в поле зрения прицела о пролете соответствующих целей с промахом. После захвата управляемой ракеты уменьшают диафрагмированием размеры поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера видимой части изображения цели.

Способ наведения управляемой ракеты, включающий формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, заряжание и запуск управляемой ракеты, ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета после запуска и захвата, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам, отличающийся тем, что при наличии в поле зрения прицела нескольких целей совмещение стабилизированной линии прицеливания производят последовательно с каждой из них, определяют и запоминают их дальности и угловые координаты относительно стреляющего объекта, определяют рациональную последовательность перенацеливания при возможных промахах по целям с использованием выражений (1) и (2)


где Д₁ - дальность до цели №1,
Д₂ - дальность до цели №2,
V_p - маршевая скорость управляемой ракеты,
t_п - потери времени, определяемые инерционностью системы наведения и оператора,
ω_нг, ω_нв - рациональные (располагаемые) угловые скорости наведения управляемой ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях,
Ψ_2,1, φ_2,1 - угловые размеры зон вероятного поражения соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях при промахе по первой цели (цель №1),
вводят эту информацию в поле зрения прицела, после пуска управляемой ракеты в направлении первой цели и ее захвата системой наведения уменьшают диафрагмированно размеры поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера видимой части изображения цели, измеряют время движения управляемой ракеты на траектории ее полета, определяют и подают информацию в поле зрения прицела о пролете ракетой этой цели с промахом по ней, после чего переводят в соответствии с выражениями (1) и (2) линию прицеливания на вторую и в случае промаха по ней на последующие цели с корректировкой размеров поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера изображения последующей цели, определением и подачей информации в поле зрения прицела о пролете соответствующих целей с промахом, после чего и в случае попадания, и в случае потери захвата и истечения времени на перезахват возвращают линию прицеливания в исходное положение.