СПОСОБ ВЫВОДА РАКЕТЫ В ЗОНУ ЗАХВАТА ЦЕЛИ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) Российский патент 2015 года по МПК F41G7/00 

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия, и ракетной, артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН), может использоваться в комплексах управляемого вооружения для поражения одиночных и групповых подвижных и неподвижных наземных, надводных и воздушных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей в пределах тактической зоны до 100 км.

В настоящее время на вооружении армий зарубежных стран состоят в основном противотанковые ракетные комплексы второго поколения с полуавтоматическими системами управления. Они имеют ряд недостатков, главными из которых являются: ограниченные возможности боевого применения в условиях плохой видимости (ночь, туман, снег и т.п.), небольшая дальность стрельбы и низкая скорострельность, а также уязвимость в боевых условиях из-за активных источников излучения.

В настоящее время стоят задачи обеспечения доставки боеприпаса на большую дальность с обеспечением высокой точности попадания в цель. В связи с этим проводятся работы в области создания ПТРК большой дальности третьего поколения. ПТРК этого типа должны иметь: вероятность поражения цели одной ракетой не менее 0.5-0.7 благодаря оснащению их более эффективными головками самонаведения и боевыми частями, автоматизированную систему управления ракетой, позволяющую реализовать концепцию ″выстрелил и забыл″, высокую степень технической готовности, простоту обслуживания за счет модульности узлов и агрегатов, а также встроенной аппаратуры диагностики.

Известен способ наведения снаряда по радиолучу, при котором радиолокационная станция, создающая радиолуч, направленный на цель, располагается на пункте управления снарядом (Ю.П. Доброленский, В.И. Иванова, Г.С. Поспелов, Автоматика управляемых снарядов, М., Оборонгиз, 1963 г., с.139-148, [1]).

На снаряде находится радиоприемник, воспринимающий сигналы радиолокационного передатчика пункта управления. Этот приемник является измерительным устройством, определяющим величину и направление отклонения снаряда от оси равносигнальной зоны в системе координат, связанной с этой зоной. С выхода приемника сигнал управления поступает в бортовую систему управления снарядом. При повороте рулей снаряда создается управляющая сила, возвращающая снаряд на ось радиолуча. В результате снаряд будет двигаться по радиолучу. Основными преимуществами систем управления по лучу являются большая дальность действия, сравнительная простота (меньшая сложность бортовой аппаратуры для создания управляющих сигналов). В то же время основными недостатками системы наведения по лучу являются недостаточная точность при больших дальностях между пунктом управления и снарядом, необходимость непрерывного участия пункта управления в процессе наведения снаряда. При увеличении дальности наличие угловой ошибки в направлении оси радиолуча приводит к увеличению линейного отклонения этой оси от центра цели. Второй недостаток становится существенным, например, в случае наведения снарядов воздух-воздух. Необходимость непрерывного сопровождения цели локатором, установленным на самолете, ограничивает его маневр. Поэтому для обеспечения высокой точности попадания при стрельбе на большую дальность целесообразно использовать на конечном участке самонаведение, при этом на начальном и среднем участках наведение ракеты осуществляют по лучу. Тогда при активном самонаведении пункт управления не участвует в наведении, при полуактивном - пункт управления должен лишь облучать цель, что не связывает маневр самолета, на котором установлен передатчик. Таким образом, чтобы использовать положительные свойства обоих методов, применяют комбинированные системы - управление по лучу на начальном участке с переходом на самонаведение при приближении снаряда к цели.

Для известного способа наведения характерно, что при переключении режимов наведения с радиокомандного наведения к самонаведению происходит переход от трехточечного метода наведения к двухточечному. (Основы радиоуправления, под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н., М., Советское радио, 1973 г., с.40). При этом нужно учитывать, что в общем случае формы трехточечной и двухточечной траекторий не совпадают, поэтому на расчетной (кинематической) траектории в момент перехода с одного способа управления на другой будет наблюдаться излом. Это потребует соответствующего маневра ракеты. В реальном случае подобный маневр совершается с конечной скоростью, и времени для осуществления маневра может оказаться недостаточно. На большой дальности скорость ракеты, как правило, уменьшается, соответственно падает развиваемая перегрузка ракеты, и ракета может не выбрать возникший вследствие этого недопустимо большой промах. Следовательно, одной из важных проблем в системах комбинированного управления является сопряжение траекторий, соответствующих различным участкам полета ракеты. При этом излом кинематической траектории не должен быть больше допустимого.

Известен способ наведения ракеты (патент РФ 2183006, МПК⁷ F41G 7/00, от 27.05.2002 г. - прототип), обеспечивающий достижение максимальной дальности полета самонаводящейся ракеты за счет оптимальной организации ее траектории. Способ включает запуск ракеты на баллистическую траекторию до достижения ракетой максимальной высоты, после чего сообщают ракете максимальную располагаемую перегрузку, направленную вверх, до тех пор, пока ее вектор скорости не станет горизонтальным, и осуществляют горизонтальный полет, переходящий в пологое планирование до вывода ракеты в район цели, после чего переводят ее в режим пикирования на цель и далее в режим самонаведения.

Данный способ позволяет решить задачу обеспечения максимальной дальности полета управляемой ракеты и вывода ее на цель за счет оптимальной организации ее траектории путем использования располагаемой перегрузки ракеты, однако недостатком способа является невысокая точность вывода ракеты в зону захвата излучения от цели головкой самонаведения вследствие наличия излома кинематической траектории при реализации сопряжения траекторий участка вывода ракеты в зону захвата цели и участка самонаведения.

Известный способ вывода ракеты на цель может быть реализован в известной системе наведения, описанной в патенте РФ №2284444, МПК⁷ F41G 7/00, F42B 15/01, от 27.09.2006 г. (прототип).

На чертеже фиг.1 представлена блок-схема системы наведения - прототипа предлагаемого устройства, где 1 - командный пункт, 2 - радиолокационная станция, 3 - каналы пеленгации ракет РЛС, 4 - каналы передачи команд управления РЛС, 5 - блок управления лучом, 6 - блок приема данных целеуказания, 7 - система воздушного целеуказания, 8 - вычислитель, 9 - блок синхронизации и кодирования, 10 - система топопривязки, 11 - видеомонитор, 12 - фазированная антенная решетка (ФАР), 13 - управляемая ракета, 14 - ГСН, 15 - радиоответчик, 16 - радиоприемник (приемный модуль), 17 - дешифратор команд управления, 18 - аппаратура управления, 19 - переключатель команд, 20 - рулевой привод.

В известной системе наведения реализовано комбинированное управление: радиокомандное телеуправление на начальном и среднем участках траектории полета и самонаведение на участке подлета ракет к целям.

Программная команда ″вверх″ для осуществления планирования ракеты при стрельбе на большую дальность передается радиолокатором на борт ракеты, где выделяется приемным модулем и поступает на исполнительное устройство. В результате поворота рулей и появления углов атаки и скольжения возникает аэродинамическая сила, обеспечивающая ее вывод и поддержание на заданной высоте полета в вертикальной плоскости.

При достижении ракетой определенной программной дальности до цели на ее борт передается команда управления в вертикальной плоскости, обеспечивающая ее вывод в зону захвата цели ГСП. ГСН осуществляет автономный поиск, распознавание и сопровождение цели по ее тепловому излучению или отраженному от цели сигналу и выдает сигнал «захват» цели в переключатель команд 19. По этому сигналу в предлагаемой системе происходит переход управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения по методу пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель при минимальных требованиях к располагаемой перегрузке ракеты.

Известная система наведения не обеспечивает необходимую точность вывода ракеты в зону захвата цели вследствие различия законов управления на разных участках наведения, и, следовательно, велика вероятность потери ракет из-за больших начальных промахов, что особенно проявляется при наведении на цели, расположенные на больших дальностях.

Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, за счет использования на участке, предшествующем участку самонаведения, такого же закона управления, как и при наведении ракеты на конечном участке самонаведения, на котором используется метод пропорционального сближения, и, следовательно, повышение вероятности поражения целей, расположенных на больших дальностях.

Технический результат достигается за счет того, что в способе вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ее по баллистической траектории на необходимую высоту и последующее планирование на цель под действием подаваемой на исполнительное устройство в вертикальном канале управления команды ″вверх″ до захвата цели головкой самонаведения, дополнительно после старта ракеты определяют ее координаты в декартовой системе координат, начало которой находится в точке старта, одна из трех осей системы координат направлена на цель, вторая лежит в вертикальной плоскости, а третья дополняет систему координат до правой, в соответствии с определенными координатами вычисляют дальность между ракетой и целью, проекции этой дальности на осях декартовой системы координат, а также угловые координаты линии ракета-цель и до момента захвата цели головкой самонаведения при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей, заданных для вертикального и горизонтального каналов управления в зависимости от дальности стрельбы, подают на исполнительное устройство команды управления, сформированные по зависимостям:

,

,

где K₁ - коэффициент передачи координатора цели ГСН, е.к./…°;

е.к. - единица измерения угла пеленга цели координатором ГСН,

,

,

λ_Y, λ_Z - угловые координаты линии ракета - цель, …°;

U_KB - команда компенсации веса ракеты, е.к.;

K₂ - коэффициент передачи двигателей коррекции головки самонаведения, …°/с·е.к.;

t - время, отсчитываемое с момента старта ракеты, с.

Техническая реализация заявляемого способа вывода ракеты в зону захвата излучения цели осуществляется в предлагаемой системе (первый вариант), использующей радиокомандный метод и содержащей на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход вычислителя соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход - с первым входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет, а на ракете, содержащей последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, а также радиоответчик, приемный модуль, дешифратор команд управления, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом радиоответчика, второй вход переключателя команд - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом приемного модуля, дополнительно на командном пункте введены блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом блока синхронизации и кодирования, а также подключенный своим входом к четвертому выходу вычислителя блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, первый и второй выходы которого соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.

Предлагается также система (второй вариант) для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащая на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен со входом вычислителя командного пункта, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, а на ракете последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, в которой дополнительно на ракете введены последовательно соединенные приемный модуль спутниковой навигационной системы, вход которого соединен радиолинией со спутниковой навигационной системой, и вычислительное устройство, второй вход которого соединен до пуска ракеты со вторым выходом вычислителя командного пункта, а первый выход соединен со вторым входом переключателя команд, блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета-цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом аппаратуры управления, а также блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, вход которого соединен со вторым выходом вычислительного устройства, а первый и второй выходы соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.

Известно, что при реализации метода пропорционального сближения в процессе наведения ракеты для вертикальной плоскости управления должно выполняться условие , т.е. угловая скорость вращения вектора скорости ракеты должна быть пропорциональна угловой скорости вращения линии ракета-цель (k - коэффициент пропорциональности). Для получения параметра рассогласования необходимо измерять .

Для измерения угловой скорости вращения линии ракета-цель используют следящие головки самонаведения. Такие головки самонаведения состоят, как правило, из координатора цели, непосредственно связанного с осью ротора гироскопа, ориентируемого в направлении цели с помощью двигателей коррекции (с.135-137, [1]). При отклонении оси координатора от направления на цель двигатели коррекции создают управляющие моменты, под действием которых гироскоп прецессирует в направлении совмещения оси координатора с целью, при этом в процессе слежения за целью угол пеленга цели, измеренный координатором, пропорционален угловой скорости линии ракета-цель.

Таким образом, в процессе самонаведения на борту ракеты с помощью ГСН производят измерение угловой скорости вращения линии ″ракета-цель″, формируют сигнал управления , и пропорционально этому сигналу изменяют угловую скорость вращения вектора скорости ракеты для уменьшения величины промаха относительно цели.

В статье ″Математическая модель гироскопического координатора цели малогабаритной ракеты″ авторов В.И. Морозова, И.А. Недосекина, Е.Л. Леоновой (Оборонная техника, №№5-6, М., 2006 г., с.60-67) приведена структурная схема ГСН, на которой K₁ - коэффициент передачи координатора ГСН, K₂ - коэффициент передачи двигателей коррекции ГСН. Значения коэффициентов K₁ и K₂ выбираются в процессе динамического проектирования системы управления с головкой самонаведения в контуре, исходя из условий обеспечения необходимой точности и устойчивости контура управления. Представляется целесообразным наводить ракету до захвата цели ГСН по такому же методу, что и при наведении ракеты по сигналам, формируемым при слежении за целью ГСН, т.е. формировать команды управления на основе известных сигналов координат цели (внешнее целеуказание) и сигналов координат ракеты, полученных посредством радиолокационной станции или же по сигналам ГЛОНАСС, вычисляя по ним дальность ракета-цель, угловые координаты линии ракета-цель и проекции угловой скорости на оси измерительной системы координат. Предлагаемая группа изобретений поясняется чертежами фиг.2-5. На фиг.2 приведена блок-схема первого варианта системы вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, реализующей радиокомандный метод. Дополнительно к имеющимся известным блокам системы - прототипа введены: блок вычисления угловых координат линии ракета цель и дальности между ракетой и целью 21, блок вычисления проекций угловой скорости линии ракета-цель 22, блок подключения команд управления 23, блок констант 24. На фиг.3 приведена блок-схема второго варианта системы вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, использующей информацию о параметрах траектории, полученных с помощью системы ГЛОНАСС. На фиг.4 представлена развернутая структурная схема предлагаемой системы вывода ракеты в зону захвата цели ГСН в части вводимых блоков. На фиг.5 приведена траектория полета ракеты при стрельбе на дальность 100 км, полученная в результате цифрового моделирования, где показаны основные фазы траектории: 28-29 - баллистический участок, 29-30 - участок программного управления, 30-31 - участок вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, 31-32 - участок самонаведения.

Вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН в соответствии с предлагаемым способом осуществляется следующим образом.

При поступлении целеуказания с разведывательной машины, вычислитель командного пункта осуществляет привязку каждой цели к связанной с боевой машиной системе координат (вычисляет углы азимута, места и дальность до цели) и распределение ракет залпа по целям.

В соответствии с угловыми координатами целей осуществляется разворот пусковой установки в направлении расположения целей в горизонтальной плоскости и на некоторый фиксированный угол пуска в вертикальной плоскости. Производится запуск ракет залпа. Далее для каждой ракеты радиолокатор по сигналам с радиоответчика ракеты определяет ее координаты относительно своей оси (углы азимута, места и дальности до ракеты), а вычислительное устройство командного пункта по известным координатам ракеты и цели в соответствии с принятым методом наведения формирует команды управления ракетой, которые затем передаются на ее борт тем же локатором. Команды управления ракетой, принимаемые приемным модулем, преобразуются на борту ракеты в углы отклонения рулей. Возникающая при этом перегрузка уменьшает отклонение ракеты от траектории принятого метода наведения.

Под оптимальными траекториями наведения понимаются траектории, обеспечивающие максимально возможную дальность полета ракеты. При формировании оптимальных траекторий решаются следующие задачи:

вывод и удержание ракеты на необходимой высоте полета, обеспечивающей минимальные потери скорости и максимально возможное увеличение дальности полета;

вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН.

Вывод ракеты на необходимую высоту полета осуществляется выбором соответствующего угла пуска в вертикальной плоскости. Далее полет ракеты происходит по баллистической траектории. При достижении вершины траектории, на борт ракеты подается единичная команда «вверх», которая обеспечивает удержание ракеты на необходимой высоте полета.

В зависимости от дальности до цели за 5…40 км до подлета к цели осуществляется вывод ракеты в зону захвата цели ГСП по траекториям, реализующим метод пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель при минимальных требованиях к располагаемой перегрузке ракеты и позволяет исключить задачу сопряжения законов управления при переходе на конечный участок наведения - самонаведение, где наведение ракеты на цель осуществляется так же методом пропорционального сближения. Таким образом, при выводе ракеты в зону захвата цели ГСН по предлагаемому способу отпадает необходимость решать задачу сопряжения участков траектории с наведением ракет по различным законам управления.

Система вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения функционирует следующим образом.

Информация о координатах целей от системы воздушного целеуказания в зашифрованном виде передается по радиолинии в блок приема данных целеуказания 6 командного пункта 1 и далее поступает в вычислитель командного пункта 8 (фиг.2). Одновременно сюда же поступает информация о координатах командного пункта с системы топопривязки 10. При поступлении информации о координатах целей и командного пункта в вычислителе 8 осуществляется привязка каждой цели в связанной с командным пунктом системе координат (вычисляются углы азимута, места и дальности до целей) и распределение ракет залпа по целям. Пусковая установка, ориентированная вдоль продольной оси боевой машины, в боевом положении позволяет ориентировать пусковые контейнеры в направлении расположения целей в горизонтальной плоскости и под некоторым фиксированным углом пуска в вертикальной плоскости.

В вычислителе 8 на основании данных целеуказания в системе координат командного пункта формируются команды управления лучами РЛС таким образом, чтобы обеспечить их движение на заданный угол места и в направлении выбранной цели в горизонтальной плоскости. Управление ракетами осуществляется относительно осей лучей, формируемых ФАР 12 по данным целеуказания и по программе, заложенной в вычислителе, через блок управления лучом 5. Координаты ракет в измерительной системе координат определяются каналами пеленгации ракет 3 по сигналам, поступающим с радиоответчиков ракет 15, и передаются в вычислитель 8. В вычислителе определяются команды управления по азимуту и углам места, пропорциональные линейным отклонениям ракет от осей луча. Вычисленная информация передается в блок синхронизации и кодирования 9, в котором осуществляется ее кодирование и синхронная передача в канал передачи команд управления 4 РЛС, одновременно блок синхронизации и кодирования обеспечивает стробирование канала пеленгации ракет 3. Распределение ракет в залпе по целям осуществляется по сигналам с вычислителя блоком синхронизации и кодирования 9. Блок 9 осуществляет общую синхронизацию каналов пеленгации ракет и каналов передачи команд управления. Команды управления и команды запрета ответчиков формируются в блоке 9 в виде кодовой последовательности импульсов, в которой адрес ракеты закодирован в виде временного интервала комбинации импульсов. Для каждой ракеты до пуска по каналу связи в дешифратор 17 ракеты передается и записывается конкретный адрес ракеты, являющийся ″электронным ключом″ к последующей расшифровке передаваемой информации, при этом расшифровывается только ″своя″ информация, а радиоответчик ракеты отвечает только на ″свой″ запрос. На видеомонитор 11 для оператора с вычислителя поступают координаты целей на местности, информация о распределении ракет по целям, траектории полета ракет и готовности систем к пуску ракет.

В момент пуска первой ракеты блок синхронизации и кодирования 9 по сигналу вычислителя передает информацию в дешифратор команд управления 17 ракеты о записи адреса первой ракеты. Одновременно с этим блок управления лучом формирует луч ФАР, направленный в поле встреливания ракеты. Канал передачи команд управления 4 РЛС через ФАР посылает сигнал запроса радиоответчика, а на ракете приемный модуль (радиоприемник) 16 обеспечивает прием закодированной информации, передает ее в дешифратор, который через переключатель команд 19 и аппаратуру управления 18 запускает радиоответчик. Сигналы радиоответчика через ФАР поступают в каналы пеленгации ракет 3, где вырабатываются координаты ракеты по дальности, углу места и азимуту в измерительной системе координат.

Координаты ракеты поступают в вычислитель, где определяются линейные отклонения ракеты от равносигнального направления луча (его оси) и вырабатываются команды управления, поступающие в блок синхронизации и кодирования 9, где кодируются, передаются в канал передачи команд управления и через ФАР излучаются в направлении ракеты. Каналы пеленгации ракеты осуществляют захват ракеты и ее пеленгацию относительно оси луча, а каналы передачи команд управления обеспечивают передачу через ФАР кодированной информации на ракету, при этом блок синхронизации и кодирования производит общую синхронизацию РЛС, а также запись адреса ракеты в момент ее пуска. Аналогичным образом производится радиокомандное наведение других ракет. Электромагнитная совместимость системы обеспечивается за счет временного разделения обращений к каждой ракете.

Принятые приемным модулем 16 на ракете команды управления декодируются в дешифраторе команд управления 17 и через переключатель команд 19 поступают в аппаратуру управления 18, где преобразуются в сигналы управления аэродинамическим рулевым приводом 20. В результате возникают боковые перегрузки, парирующие отклонение ракеты от заданной траектории. Аппаратура управления также обеспечивает кодирование излучения радиоответчика в соответствии с видом, записанным в ее память перед пуском ракеты.

С момента старта ракеты вычислительное устройство боевой машины по информации о текущих координатах ракеты β_P, ε_P, Д_НР, поступающей с радиолокатора, и координатах цели, пересчитанных в связанную с пусковой установкой систему координат β_Ц, ε_Ц, Д_НЦ, вычисляет угловые координаты линии ракета-цель λ_Y,Z и дальность между ракетой и целью Д_РЦ, а также программную команду удержания ракеты на заданной высоте U^Y _ПР(t). Вывод ракет по программным траекториям в зону захвата целей ГСН с помощью радиокомандного управления является наиболее простым и эффективным методом парирования отклонений ракет от программных траекторий, обусловленных рассеиванием ракет, разбросом углов пуска и изменением параметров движения целей.

Сигналы управления, приведенные на структурной схеме фиг.2, фиг.3 должны формироваться по следующим алгоритмам.

Программную команду U^Y _ПР(t) удержания ракеты на заданной высоте полета формируют в вычислителе 8 в соответствии с зависимостью:

U^Y _ПР(t)=U_1E.K.*K^Y _ПР(t),

где U_1Е.К. - единичная команда «вверх»;

коэффициент U^Y _ПР(t) должен определяться в соответствии с зависимостями:

K^Y _ПР(t)=t-t_ПР1, при t_ПР1≤t<t_ПР1+1.0 с;

K^Y _ПР(t)=1.0, при t≥t_ПР1+1.0 с,

где t_ПР1 - момент времени, при котором координата Y_И достигает своего максимального значения.

В вычислителе 8 командного пункта должны быть реализованы следующие уравнения для расчета линейных отклонений ракеты от линии визирования цели в измерительной системе координат:

X_И=X*cos(ε_Ц)*cos(β_Ц)+Y*sin(ε_Ц)-Z*cos(ε_Ц)*sin(β_Ц);

Y_И=-X*sin(ε_Ц)*cos(β_Ц)+Y*cos(ε_Ц)+Z*sin(ε_Ц)*sin(β_Ц);

Z_И=X*sin(β_Ц)+Z*cos(β_Ц);

где: X=Д_НР*cos(ε_Л)-ε_Р*Д_НР*sin(ε_Л);

Y=Д_НР*sin(ε_Л)+ε_Р*Д_НР*cos(ε_Л)+h_Л;

Z=β_Р*Д_НР;

ε_Л - угловой разворот радиолокатора в вертикальной плоскости;

h_Л - высота расположения радиолокатора над подстилающей поверхностью.

В блоке 21 реализованы уравнения для расчета дальности между ракетой и целью и угловых координат линии ракета-цель:

Д_РЦ=Д_НЦ-X_И;

;

.

Программные дальности Д^Y,Z _ПР (Д_НЦ) должны изменяться в зависимости от дальности до цели Д_НЦ и угла пуска. Массивы значений программных дальностей приведены в блоке констант (24). Например, при стрельбе на дальность 100 км ракетой с ЛПГСН угол пуска должен составлять 50°, при этом Д^Y _ПР=5.1 км, Д^Z _ПР=13.8 км.

При достижении проекциями дальности ракета-цель Д_РЦ программных дальностей Д^Y _ПР, Д^Z _ПР на борт ракеты в вертикальном и горизонтальном каналах управления передают команды , , сформированные по вычисленному угловому положению линии ракета-цель λ_Y, λ_Z в блоке 21. Приведенная на фиг.4 блок-схема вычисления проекций угловой скорости линии ракета-цель на оси измерительной системы координат аналогична структурной схеме ГСН, т.е. блок вычисления угловых координат совместно с блоком вычисления проекций угловой скорости линии ракета-цель функционально повторяют схему ГСН. Блок 23 обеспечивает подачу вычисленных команд в каждом канале на ракету.

Известные блоки устройства выполнены так же, как и в прототипе. Блок вычисления координат линии ракета-цель 21 может быть выполнен на основе сумматоров, вычитающих блоков (на основе схемы на рис.11.1, с.137, У. Титце, К. Шенк ″Полупроводниковая схемотехника″, Москва, Мир, 1982 г., [1]) и функциональных преобразователей, реализующих функции арктангенса, арксинуса (на основе схем функционального преобразователя на ПЗУ, рис.19.39, с.341 [1]) и вычисления квадратного корня (рис.11.47, с.166-167, [1]).

Блок вычисления проекций угловой скорости может быть выполнен на основе сумматоров, вычитающих блоков, блоков произведения (по схеме рис.19.38, с.340, [1]), интеграторов (по схеме на рис. 11.6, с.141, [1]).

Блок подключения команд управления может быть выполнен на основе компараторов (рис.17.20, с.286, [1]) и ключей на базе триггера Шмитта (рис.8.9, с.97, [1]). Блок констант может быть выполнен на основе программируемых логических матриц (с.127-129, [1]). Сюда заносятся величины программных дальностей для каждого канала, соответствующие дальности стрельбы в зависимости от угла пуска, при достижении которых происходит переход на управление по вычисленным угловым скоростям линии ракета-цель.

Для определения параметров траектории ракеты вместо радиолокатора может быть использована спутниковая навигационная система ГЛОНАСС. Блок-схема системы для вывода ракеты в зону захвата излучения цели головкой самонаведения приведена на фиг.3. На командном пункте здесь присутствуют так же, как и в прототипе, блок приема данных целеуказания, вычислитель командного пункта, система топопривязки и видеомонитор. На ракете расположены известные блоки ГСН (14), аппаратура управления (18), переключатель команд (19) и рулевой привод (20), к которым добавлены новые блоки, такие как приемный модуль спутниковой навигационной системы (26), соединенный радиолинией со спутниковой навигационной системой (25), вычислительное устройство (27), блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью (21), блок вычисления угловой скорости линии ракета-цель (22), блок подключения команд управления (23) и блок констант (24).

Приемный модуль принимает сигналы о координатах ракеты и проекциях ее скорости на оси земной системы координат, которые затем пересчитываются в вычислителе в проекциях на оси измерительной системы координат.

Вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН системой, выполненной по второму варианту, осуществляется следующим образом.

Информация о координатах цели от системы воздушного целеуказания в зашифрованном виде передается по радиолинии в блок приема данных целеуказания 6 командного пункта и далее поступает в вычислитель командного пункта 8 (фиг.3). Координаты ракеты в измерительной системе координат определяются по сигналам, поступающим с приемного блока СНС и передаются в вычислительное устройство ракеты, куда до пуска ракеты поступают и координаты цели. В вычислительном устройстве ракеты определяются команды управления по азимуту и углам места, пропорциональные линейным отклонениям ракеты от линии визирования цели. Управление ракетами обеспечивает необходимую дальность полета и вывод ракет в зону захвата.

С момента старта ракеты вычислительное устройство, установленное на ракете, по информации о текущих координатах ракеты β_Р, ε_Р, Д_НР, поступающей с приемного модуля СНС, и координатах цели, пересчитанных в стартовую систему координат β_Ц, ε_Ц, Д_НЦ, вычисляет угловые координаты линии ракета-цель λ_Y,Z и дальность между ракетой и целью Д_РЦ, а также программную команду удержания ракеты на заданной высоте U^Y _ПР(t).

На участке захвата цели ГСН наведение ракеты на цель осуществляется по прямолинейной траектории. В момент захвата цели ГСН ее гироскоп разарретируется и под действием сигналов рассогласования с ГСН обеспечивается последующее высокоточное наведение ракеты на цель.

В результате поворота рулей и появления углов атаки и скольжения возникает аэродинамическая сила, обеспечивающая ее вывод и поддержание на заданной высоте полета в вертикальной плоскости.

Приемный модуль спутниковой навигационной системы может быть выполнен так же, как в книге ″ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования″, под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова, М., Радиотехника, 2010 г., с.484-494.

Заявляемые способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и система для его осуществления (варианты) по сравнению с известными обеспечивают точное наведение на большие дальности высокоскоростных ракет в залпе на неподвижные и движущиеся малоразмерные цели, расположенные в глубине боевых порядков противника.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах с головками самонаведения. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения содержит командный пункт, блок констант, блок вычислителя угловой скорости линии ракета-цель, блок подключения команд управления, блок приема данных целеуказания, радиолинию, систему воздушного целеуказания, вычислитель, систему топопривязки, видеомонитор, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, спутниковую навигационную систему, ракету с головкой самонаведения, переключателем команд, аппаратурой управления, рулевым приводом, радиоответчиком, приемным модулем, дешифратором команд управления, приемным модулем спутниковой навигационной системы, вычислительным устройством. Запускают ракету по баллистической траектории, определяют координаты ракеты в декартовой системе координат (ДСК), вычисляют дальность между ракетой и целью, проекцию дальности на осях ДСК, угловые координаты линии ракета-цель, до захвата цели головкой самонаведения подают на исполнительное устройство команды управления при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей. Изобретение позволяет повысить точность вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.

1. Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающий запуск ее по баллистической траектории на необходимую высоту и последующее планирование на цель под действием подаваемой на исполнительное устройство в вертикальном канале управления команды "вверх" до захвата цели головкой самонаведения, отличающийся тем, что после старта ракеты определяют ее координаты в декартовой системе координат, начало которой находится в точке старта, одна из трех осей системы координат направлена на цель, вторая лежит в вертикальной плоскости, а третья дополняет систему координат до правой, в соответствии с определенными координатами вычисляют дальность между ракетой и целью, проекции этой дальности на осях декартовой системы координат, а также угловые координаты линии ракета-цель и до момента захвата цели головкой самонаведения при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей, заданных для вертикального и горизонтального каналов управления в зависимости от дальности стрельбы, подают на исполнительное устройство команды управления, сформированные по зависимостям:
,
,
где K₁ - коэффициент передачи координатора цели ГСН, е.к./…°;
е.к. - единица измерения угла пеленга цели координатором ГСН,
,
,
λ_Y, λ_Z - угловые координаты линии ракета - цель, …°;
U_КВ - команда компенсации веса ракеты, е.к.;
K₂ - коэффициент передачи двигателей коррекции головки самонаведения, …°/(с·е.к.);
t - время, отсчитываемое с момента старта ракеты, с.

2. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащая на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход вычислителя соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход - с первым входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет, а на ракете, содержащей последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, а также радиоответчик, приемный модуль, дешифратор команд управления, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом радиоответчика, второй вход переключателя команд - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом приемного модуля, отличающаяся тем, что на командном пункте введены блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом блока синхронизации и кодирования, а также подключенный своим входом к четвертому выходу вычислителя блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, первый и второй выходы которого соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.

3. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащая на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя командного пункта, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, а на ракете последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, отличающаяся тем, что на ракете введены последовательно соединенные приемный модуль спутниковой навигационной системы, вход которого соединен радиолинией со спутниковой навигационной системой, и вычислительное устройство, второй вход которого соединен до пуска ракеты со вторым выходом вычислителя командного пункта, а первый выход соединен со вторым входом переключателя команд, блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета-цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом аппаратуры управления, а также блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, вход которого соединен со вторым выходом вычислительного устройства, а первый и второй выходы соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.