Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и устройство для его осуществления Российский патент 2017 года по МПК F41G7/36 

Предлагаемая группа технических решений 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 и надводных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей.

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).

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 (при увеличении дальности наличие угловой ошибки в направлении оси радиолуча приводит к увеличению линейного отклонения этой оси от центра цели) и необходимость непрерывного участия пункта управления в процессе наведения снаряда.

Указанных недостатков лишены системы самонаведения снарядов, в которых команды управления формируются на снаряде бортовым радиовизиром (головкой самонаведения) в соответствии с взаимным расположением цели относительно управляемого снаряда.

Головки самонаведения (ГСН) могут быть активными, полуактивными и пассивными. При активной и пассивной в процессе наведения снаряда пункт управления вообще не нужен, а при полуактивной - функции пункта управления существенно упрощаются и сводятся к созданию сигнала "подсвета" цели.

Важной отличительной особенностью систем самонаведения является то обстоятельство, что на этапе сближения снаряда с целью точность наведения, как правило, возрастает.

Для того чтобы использовать положительные свойства систем наведения по радиолучу и систем самонаведения для наведения снарядов, применяют комбинированные системы наведения, обеспечивающие управление по радиолучу с момента старта и последующий переход на самонаведение при приближении снаряда к цели.

Недостатком данного способа и системы комбинированного радиоуправления является то обстоятельство, что в момент перехода с одного способа управления на другой происходит излом кинематической траектории наведения, что может привести к возникновению недопустимо большого промаха (Основы радиоуправления. Под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н. М.: Советское радио, 1973 г., с. 40).

Известен способ вывода ракеты в зону захвата цели ГСН (см. патент РФ №2542691 от 22.11.2013 г.), позволяющий осуществить плавное сопряжение траекторий, соответствующих различным участкам полета ракеты, отличающихся методами наведения, и тем самым повысить точность 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.

Известный способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, выбранный в качестве прототипа, включает запуск ракеты по баллистической траектории на заданную высоту, определение после старта ракеты ее координат в декартовой системе координат, вычисление в соответствии с определенными координатами дальности между ракетой и целью, проекций этой дальности на осях декартовой системы координат, а также угловых координат линии ракета - цель, и до момента захвата цели ГСН при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей, заданных для вертикального и горизонтального каналов управления в зависимости от дальности стрельбы, подачу на исполнительное устройство команд управления, сформированных по зависимостям:

U_Y=K₁⋅δ_Y,

U_Z=K₁⋅δ_Z,

где K₁ - коэффициент передачи координатора цели головки самонаведения,

,

,

λ_Y, λ_Z - угловые координаты линии ракета - цель;

U_КВ - команда компенсации веса ракеты;

K₂ - коэффициент передачи двигателей коррекции головки самонаведения;

t - время, отсчитываемое с момента старта ракеты.

В известном способе на участке траектории, предшествующем моменту захвата цели ГСН, осуществляют вывод ракеты в зону захвата цели ГСН методом пропорционального сближения, т.е. формируют 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 ее угловой скорости на оси измерительной системы координат.

Техническая реализация известного способа вывода ракеты в зону захвата излучения цели осуществлена в известной системе комбинированного наведения, служащей в качестве прототипа для предлагаемого устройства (см. патент РФ №2542691 от 22.11.2013 г.).

На фиг. 1 приведена блок-схема устройства, реализующего вычисление угловых координат линии ракета - цель и формирование команд управления для вертикального канала управления по известному способу вывода ракеты в зону захвата цели ГСН. Устройство включает последовательно соединенные вычислительный блок ВБ (1), первый блок вычитания БВ1 (2), первый усилитель У1 (5), последовательно соединенные второй блок вычитания БВ2 (6), второй усилитель У2 (4), интегратор И (3), выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, а выход первого усилителя соединен с первым входом второго блока вычитания, со вторым входом которого соединен выход запоминающего элемента (7).

Однако известные способ и устройство не позволяют изменять угол подхода ракеты к цели к моменту перехода на самонаведение в зависимости от типа ГСН, необходимость которого обусловлена следующими обстоятельствами.

Инфракрасная ГСН для обеспечения наилучших условий захвата цели должна «видеть» ее под одним и тем же ракурсом, анализируя при этом возможно меньший участок местности для уменьшения фоновой засветки. Это можно обеспечить, если на участке захвата наведение ракеты на цель осуществлять по прямолинейной траектории, причем указанный прямолинейный участок траектории должен подходить к плоскости горизонта в районе цели под углом ~90°.

Для обеспечения уверенного захвата отраженного от цели излучения подсвета лазерной полуактивной ГСН угол наклона траектории ракеты на участке захвата должен составлять 30…45°.

Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение вероятности захвата цели ГСН за счет обеспечения возможности изменения угла подхода ракеты к плоскости горизонта в районе цели на участке захвата в зависимости от типа ГСН.

Задача решается следующим образом. В способе вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ракеты по баллистической траектории на заданную высоту, вычисление угловых координат линии ракета - цель, в соответствии с которыми до момента захвата излучения от цели формируют команды управления U_Y, U_Z в вертикальном и горизонтальном каналах управления, пропорциональные угловым скоростям линии ракета - цель, одновременно с вычислением угловых координат линии ракета - цель определяют разность между вычисленной угловой координатой λ_Y в вертикальной плоскости и требуемым углом λ_ТР подхода к плоскости горизонта на участке захвата цели головкой самонаведения и к сформированной команде управления U_Y в вертикальном канале добавляют команду, пропорциональную разности углов

(λ_Y-λ_ТР)⋅K_λ,

где K_λ - коэффициент пропорциональности, определяемый из условия обеспечения устойчивости процесса регулирования углового положения линии ракета - цель.

Заявляемый способ технически реализует предлагаемое устройство, включающее последовательно соединенные вычислительный блок, первый блок вычитания, первый усилитель, последовательно соединенные второй блок вычитания, второй усилитель, интегратор, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, а первый и второй входы второго блока вычитания соединены с выходами соответственно первого усилителя и запоминающего элемента, в которое дополнительно введены последовательно соединенные блок хранения констант, коммутатор, третий блок вычитания, третий усилитель, сумматор, второй вход которого соединен с выходом первого усилителя, а второй вход третьего блока вычитания соединен с выходом вычислительного блока.

Предлагаемая группа технических решений иллюстрируется графически. На фиг. 2 приведена блок-схема устройства, осуществляющего предлагаемый способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения с требуемым углом подхода к цели в вертикальной плоскости. К известным первому и второму вычитающим блокам, первому и второму усилителям, интегратору и запоминающему элементу, составляющим блок формирования команд, и вычислительному блоку добавлены блок хранения констант БХК 8, коммутатор К 9, третий блок вычитания БВ3 10, третий усилитель У3 11 и сумматор С 12. На фиг. 3 приведены примерные траектории наведения ракеты на конечном этапе для двух вариантов ГСН - инфракрасной и лазерной полуактивной.

Сущность предлагаемого способа вывода ракеты в зону захвата ГСН излучения от цели заключается в следующем.

В соответствии с методом пропорциональной навигации вектор скорости центра тяжести ракеты принуждают поворачиваться с угловой скоростью, пропорциональной угловой скорости линии ракета - цель, причем этот поворот производят в таком направлении, при котором угловая скорость линии ракета - цель уменьшается до нулевого значения (Н.Т. Кузовков. Системы стабилизации летательных аппаратов. М.: Высшая школа, 1976 г., с. 270). В предлагаемом способе на участке траектории, предшествующем моменту захвата головкой самонаведения излучения от цели, производят вычисление угловых координат линии ракета - цель и ее угловых скоростей. По вычисленной угловой координате линии ракета - цель λ_Y в вертикальной плоскости наведения оценивают текущий угол подхода и сравнивают его с требуемым λ_ТР и, если угол линии ракета - цель в процессе наведения отличается от требуемого угла подхода к плоскости горизонта, к выработанной команде добавляют дополнительную команду, пропорциональную разности между требуемым углом и углом линии ракета - цель K_λ⋅(λ_Y-λ_ТР). Коэффициент пропорциональности K_λ назначается из условия обеспечения устойчивости процесса регулирования углового положения линии ракета - цель.

Предлагаемый способ вывода ракеты с головкой самонаведения в зону захвата цели с требуемым углом подхода может быть реализован в устройстве, схема которого представлена на фиг. 2. В устройстве производится сравнение вычисленного текущего угла линии ракета - цель с требуемым углом подхода для каждого варианта ГСН и, если есть отличие, сигнал ошибки, представляющий разность углов, умножают на коэффициент усиления и добавляют к сформированной команде, управляющей угловым движением вектора скорости ракеты. В результате текущий угол подхода ракеты к плоскости горизонта становится равным величине требуемого угла подхода для обеспечения надежного захвата ГСН отраженного излучения от цели.

Предлагаемое устройство включает в своем составе вычислительный блок ВБ, в котором рассчитываются угловые координаты линии ракета - цель, дальность между ракетой и целью на основе известных линейных отклонений центра масс ракеты относительно линии визирования цели и дальности до цели

Д_РЦ=Д_НЦ-Х_И;

;

,

где Х_И, Y_И, Z_И - линейные отклонения ракеты от линии визирования цели в измерительной системе координат, рассчитанные в вычислителе боевой машины по информации о текущих координатах ракеты, поступающей с радиолокатора, и пересчитанных координатах цели с выхода системы целеуказания в систему координат, связанную с боевой машиной.

Далее формируют команды управления, пропорциональные величинам проекций угловой скорости линии визирования цели. Сигнал, пропорциональный угловой координате линии ракета - цель, с выхода вычислительного блока поступает на вход блока формирования команд, который включает в прямой цепи первый блок вычитания, первый усилитель, а в обратной цепи - второй блок вычитания, второй усилитель и интегратор. Так как в структурной схеме блока содержится интегрирующее звено, то напряжение U_Y на его выходе в установившемся режиме пропорционально скорости изменения входной величины - угловой скорости линии ракета - цель в вертикальной плоскости.

В блоке хранения констант записаны значения, соответствующие величинам требуемых углов подхода к моменту перехода на самонаведение в зависимости от типа используемой ГСН. До пуска ракеты выставляют нужное значение требуемого угла подхода с помощью коммутатора. С выхода блока хранения констант выбранное значение требуемого угла подхода через коммутатор поступает на первый вход третьего блока вычитания. На второй вход третьего блока вычитания поступает сигнал, несущий информацию о вычисленной угловой координате в вертикальном канале управления.

В процессе наведения ракеты на этапе, предшествующем захвату излучения от цели, осуществляется сравнение вычисленной угловой координаты линии ракета - цель в вертикальном канале с величиной требуемого угла подхода. Сигнал разности, пропущенный через третий усилитель с необходимым коэффициентом, поступает на второй вход сумматора, где суммируется с сигналом U_Y.

Фиг. 3 иллюстрирует реализацию предлагаемого способа вывода ракеты в зону захвата излучения от цели с обеспечением требуемых углов подхода к цели. Здесь траектория 17 соответствует наведению ракеты с инфракрасной головкой самонаведения, траектория 18 характерна для наведения ракеты с лазерной полуактивной головкой самонаведения.

Точкой 13 отмечен момент перехода на управление ракетой в соответствии с предлагаемым способом, точкам 14 и 15 соответствуют моменты захвата излучения от цели и перехода на управление по выходным сигналам с ГСН (собственно самонаведение). Цель отмечена точкой 16.

Устройство, осуществляющее предлагаемый способ вывода ракеты в зону захвата излучения от цели, может быть реализовано с использованием таких блоков, как сумматор, вычитающее устройство, усилитель, которые, в свою очередь, могут быть реализованы на основе схем, приведенных в книге Тетельбаум И.М, Шнейдер Ю.Р. Практика аналогового моделирования динамических систем. - М.: Энергоатомиздат, 1987 г., на с. 43, 58. Блок хранения констант 8 может быть выполнен в виде постоянного запоминающего устройства (У. Титце, К. Шенк. Полупроводниковая схемотехника. М.: Мир, 1982 г., с. 125-127). Перед пуском ракет коммутатор 9, выполненный, например, в виде контактного устройства (см. Т.А. Рычина. Электрорадиоэлементы. М.: Сов. Радио, 1976 г., с. 19-20), устанавливают в требуемое положение согласно полетному заданию.

Заявляемые способ и устройство вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения по сравнению с известными способом и устройством осуществляют реализацию требуемого угла подхода ракеты к плоскости горизонта к моменту захвата излучения от цели в зависимости от типа ГСН, что обеспечивает надежный захват и сопровождение целей головками самонаведения, и, в конечном итоге, увеличение вероятности поражения целей.

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной, артиллерийской технике с головками самонаведения. Технический результат - повышение вероятности поражения целей за счет обеспечения требуемого угла подхода ракеты к плоскости горизонта в районе цели к моменту захвата излучения от цели. Это обеспечивается тем, что в известном способе вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ракеты по баллистической траектории на заданную высоту, вычисление угловых координат линии ракета - цель, в соответствии с которыми до момента захвата излучения от цели формируют команды управления U_Y, U_Z в вертикальном и горизонтальном каналах управления, пропорциональные угловым скоростям линии ракета - цель, новым является то, что одновременно с вычислением угловых координат линии ракета - цель определяют разность между вычисленной угловой координатой λ_Y в вертикальной плоскости и требуемым углом λ_ТР подхода к плоскости горизонта на участке захвата цели головкой самонаведения и к сформированной команде управления в вертикальном канале U_Y добавляют команду, пропорциональную разности углов: (λ_Y-λ_ТР)⋅K_λ, где K_λ - коэффициент пропорциональности, определяемый из условия обеспечения устойчивости процесса регулирования углового положения линии ракета - цель. Предложенное устройство включает последовательно соединенные вычислительный блок, первый блок вычитания, первый усилитель, последовательно соединенные второй блок вычитания, второй усилитель, интегратор, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, а выход первого усилителя соединен с первым входом второго блока вычитания, со вторым входом которого соединен выход запоминающего элемента. В указанное устройство дополнительно введены последовательно соединенные блок хранения констант, коммутатор, третий блок вычитания, третий усилитель, сумматор, второй вход которого соединен с выходом первого усилителя, а второй вход третьего блока вычитания соединен с выходом вычислительного блока. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения с требуемым углом подхода к плоскости горизонта в районе цели на участке захвата, включающий запуск ракеты по баллистической траектории на заданную высоту, вычисление угловых координат линии ракета - цель, в соответствии с которыми до момента захвата излучения от цели формируют команды управления U_Y, U_Z в вертикальном и горизонтальном каналах управления, пропорциональные угловым скоростям линии ракета - цель, отличающийся тем, что одновременно с вычислением угловых координат линии ракета - цель определяют разность между вычисленной угловой координатой λ_Y в вертикальной плоскости и требуемым углом λ_ТР подхода к плоскости горизонта на участке захвата цели головкой самонаведения и к сформированной команде управления в вертикальном канале U_Y добавляют команду, пропорциональную разности углов

(λ_Y-λ_ТР)⋅K_λ,

где K_λ - коэффициент пропорциональности, определяемый из условия обеспечения устойчивости процесса регулирования углового положения линии ракета - цель.

2. Устройство для осуществления способа по п. 1, включающее последовательно соединенные вычислительный блок, первый блок вычитания, первый усилитель, последовательно соединенные второй блок вычитания, второй усилитель, интегратор, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, а выход первого усилителя соединен с первым входом второго блока вычитания, со вторым входом которого соединен выход запоминающего элемента, отличающееся тем, что в него введены последовательно соединенные блок хранения констант, коммутатор, третий блок вычитания, третий усилитель, сумматор, второй вход которого соединен с выходом первого усилителя, а второй вход третьего блока вычитания соединен с выходом вычислительного блока.