Способ управления полетом реактивных снарядов и система для его осуществления Российский патент 2024 года по МПК F41G7/20 F42B15/00 F41F3/42 

Изобретение относится к области военной технике и может быть использовано для наведения реактивных снарядов на цель для поражения боевой техники и живой силы противника.

Известен способ поражения летящего объекта с участием: противоракеты, которая запускается с мобильной пусковой установки на базе шасси транспортной машины МА3-537 со специальным прицепом, снабженной радиолокационной станцией, которая отслеживает запуск объекта, рассчитывает предполагаемую траекторию его полета и отслеживает фактическую траекторию полета, осуществляет ввод полетного задания в головку противоракеты, коррекцию траектории ее полета, непрерывный подсвет цели; устройства наведения, которое наводит противоракету на цель со стартового положения, корректируют ее полет; командного пункта, с помощью которого осуществляется запуск противоракеты, а при необходимости и ее уничтожение [1].

Противоракета состоит из следующих основных элементов: боевая часть, бортовая аппаратура наведения, автопилот с комплектом рулевых машин, двигателей первой и второй ступени. Бортовая радиоаппаратура управления предназначается для приема команд управления полетом противоракеты и выдачи их на органы управления, а также для приема команд управления тягой и подрывом боевой части; автопилот предназначается для управления рулевыми машинами противоракеты, поворотными двигателями и воздушными рулями и для стабилизации противоракеты относительно трех взаимно перпендикулярных осей, а также для перехода на самонаведение за 10 с до подлета к цели [1].

Недостатком способа является то, что он не предназначен для управления полетом реактивного снаряда, на ракете установлено большое количество дорогостоящего оборудования, которое уничтожается при поражении цели.

Известен способ управления полетом реактивных снарядов (PC), заключающемся в наведении пусковой установки (ПУ) в направлении на группу целей на основе данных от радиолокационной станции (РЛС), осуществлении нумерации каждого снаряда при установке реактивного снаряда PC на направляющую раму на основе пробития штифтом рамы отверстие в корпусе снаряда, которое указывает на порядковый номер снаряда, с помощью этого номера за снарядом закрепляется управляющая команда в соответствии со временем (моментом) ее передачи, выдача команды на пуск ракеты с командного пункта при входе целей в зону стрельбы, определении траектории реактивных снарядов PC и подвижных целей (наземных и воздушных) на основе циклического просмотра зоны обзора РЛС, формирование сигналов коррекции ЭВМ на основе информационного обеспечения от РЛС, осуществлении передачи корректирующих сигналов на каждый нумерованной реактивный снаряд PC, коррекция траекторий снарядов в горизонтальной и вертикальной плоскости осуществляется за счет радиоимпульсов, направление коррекции (Л - влево, В - вверх, П - вправо, Н - вниз) зависит от момента времени передачи импульса, угол коррекции (угол между направлением полета снаряда перед коррекцией и после коррекции) зависит от длительности радиоимпульса, при этом снаряды запускаются небольшими пачками по четыре, штуки, что сокращает длительность цикла передачи информации на реактивные снаряды PC, которые находятся в воздухе; этому же способствует стартовый сигнал, передаваемый одновременно на все реактивные снаряды PC, длительность которого соответствует для повышения достоверности передаваемой на реактивный снаряд PC информации снаряды времени полета первого снаряда до середины траектории, после чего производится коррекция траекторий каждого снаряда [2].

Известна система управления полетом снарядов, которая состоит из наземного оборудования: в составе командного пункта, радиопередатчика, радиолокационной станции, электронно-вычислительного машины (ЭВМ), пускового устройства, первого, второго, третьего и четвертого реактивных снарядов бортового оборудования, размещенного на снарядах в составе: приемника, счетчика, первого, второго, третьего и четвертого логических элементов И, первого, второго, третьего и четвертого элементов И, первого, второго, третьего и четвертого лопастей, обеспечивающих управления снарядом в горизонтальной и вертикальной плоскостях, при этом вход пусковой установки соединен с выходом командного пункта, вход которого соединен с первым входом-выходом ЭВМ, второй, третий вход-выход которого соединен соответственно с входами радиопередающего устройства и радиолокационной станцией, выход радиопередающего устройства через беспроводную связь соединен с входом бортового оборудования размещенного на снарядах, при этом радиолокационная станция обеспечивает электромагнитное облучение снарядов и целей, вход бортового оборудования является входом приемного устройства, второй выход которого соединен с входом счетчика, первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединен со вторыми входами первого, второго, третьего и четвертого элементов И, первые входы которых соединены с первым выходом приемника, выходы первого, второго, третьего и четвертого элементов И соединены соответственно с входами первого, второго, третьего и четвертого соленоидов, выходы которых соединены соответственно с входами первой, второй, третьей и четвертой лопастей [2].

Недостатками способа и системы способ управления полетом реактивных снарядов является то, что формирование цикла коррекции не учитываются условия сближения и при выборе корректирующего воздействия не учитываются ограничения на устойчивость, что приводит к снижению точности применения снарядов.

Технической задачей изобретения является повышение точности стрельбы реактивных снарядов за счет изменения периодичности цикла коррекции в зависимости от условий сближения и формировании длительности импульсов коррекции с учетом критерия устойчивости.

Решение технической задачи достигается в способе управления полетом реактивных снарядов (PC), заключающемся в наведении пусковой установки (ПУ) в направлении на группу целей на основе данных от радиолокационной станции (РЛС), осуществлении нумерации каждого снаряда при установке реактивного снаряда PC на направляющую раму на основе пробития штифтом рамы отверстие в корпусе снаряда, которое указывает на порядковый номер снаряда, с помощью этого номера за снарядом закрепляется управляющая команда в соответствии со временем (моментом) ее передачи, выдача команды на пуск ракеты с командного пункта при входе целей в зону стрельбы, определении траектории реактивных снарядов PC и подвижных целей (наземных и воздушных) на основе циклического просмотра зоны обзора РЛС, формирование сигналов коррекции ЭВМ на основе информационного обеспечения от РЛС, осуществлении передачи корректирующих сигналов на каждый нумерованной реактивный снаряд PC, коррекция траекторий снарядов в горизонтальной и вертикальной плоскости осуществляется за счет радиоимпульсов, направление коррекции (Л - влево, В - вверх, П - вправо, Н - вниз) зависит от момента времени передачи импульса, угол коррекции (угол между направлением полета снаряда перед коррекцией и после коррекции) зависит от длительности радиоимпульса, при этом снаряды запускаются небольшими пачками по четыре штуки, что сокращает длительность цикла передачи информации на реактивные снаряды PC, которые находятся в воздухе; этому же способствует стартовый сигнал, передаваемый одновременно на все реактивные снаряды PC, длительность которого соответствует для повышения достоверности передаваемой на реактивный снаряд PC информации снаряды времени полета первого снаряда до середины траектории, после чего производится коррекция траекторий каждого снаряда, отличающийся тем, что осуществляют анализ условий сближения, осуществляют коррекцию траекторий реактивных снарядов PC с переменным шагом цикла в зависимости от дальности до цели и скорости сближения, осуществляют выбор значений корректирующего импульса по критерию устойчивости.

Реализация данного способа достигается системой управления полетом снарядов, которая состоит из наземного оборудования: в составе командного пункта, радиопередатчика, радиолокационной станции, электронно-вычислительного машины (ЭВМ), пускового устройства, первого, второго, третьего и четвертого реактивных снарядов бортового оборудования, размещенного на снарядах в составе: приемника, счетчика, первого, второго, третьего и четвертого логических элементов И, первого, второго, третьего и четвертого соленоидов, первого, второго, третьего и четвертого лопастей, обеспечивающих управления снарядом в горизонтальной и вертикальной плоскостях, при этом вход пусковой установки соединен с выходом командного пункта, вход которого соединен с первым входом-выходом ЭВМ, второй, третий вход-выход которого соединен соответственно с входами радиопередающего устройства и радиолокационной станцией, выход радиопередающего устройства через беспроводную связь соединен с входом бортового оборудования размещенного на снарядах, при этом радиолокационная станция обеспечивает электромагнитное облучение снарядов и целей, вход бортового оборудования является входом приемного устройства, второй выход которого соединен с входом счетчика, первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединен со вторыми входами первого, второго, третьего и четвертого элементов И, первые входы которых соединены с первым выходом приемника, выходы первого, второго, третьего и четвертого элементов И соединены соответственно с входами первого, второго, третьего и четвертого соленоидов, выходы которых соединены соответственно со входами первой, второй, третьей и четвертой лопасти, дополнительно введен блок оценки ситуаций, вход - выход которого соединен с ЭВМ.

Кроме того алгоритм работы блока оценки ситуаций заключается в анализе динамики изменения скорости сближения каждого реактивного снаряда с целью относительно опорных точек дальностей до целей, осуществлении анализа величин угловых положений проекций вектора «самолет -носитель - снаряд» траекторий каждого реактивного снаряда относительно вектора «самолет носитель - цель» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, осуществления выбора величины корректирующего сигнала в зависимости от критерия устойчивости, при этом выбирается предельное значение силового корректирующего импульса, при котором углы нутации в последующем после коррекции движении не превысят заданного предельного допустимого значения исходя из неравенства:

где t_k - момент проведения коррекции с учетом значений угловых координат и скоростей до проведения импульсной коррекции, формирование циклов коррекции ЭВМ на основе информационного обеспечения от РЛС в зависимости от динамики изменения скорости сближения относительно опорных точек дальностей до цели, и длительности радиоимпульса связанного с углом коррекции (угол между направлением полета снаряда перед коррекцией и после коррекции) по критерию устойчивости.

На фиг. 1 представлена структурная схема блока наземного оборудования; на фиг. 2 - структурная схема блока бортового оборудования реактивного снаряда; на фиг. 3 - общий вид реактивного снаряда с поверхностями управления; на фиг. 4 - вектора траекторий реактивных снарядов относительно цели в процессе их движения; на фиг. 5 - алгоритм работы блока оценки ситуационной обстановки; на фиг. 6 черными метками обозначены моменты включения соленоидов.

Структурная схема системы состоит из подсистемы наземного 1 и бортового 2 оборудования, подсистема 1 наземного оборудования содержит командный пункт 3, электронно-вычислительная машина 4, радиопередающее устройство 5, радиолокационную станцию 6, блок 7 оценки ситуационной обстановки, пусковое 8 устройство, первый 9, второй 10, третий 11 и четвертый 12 реактивные снаряды, подсистема бортового 2 оборудования каждого реактивного снаряда содержит приемное устройство 13, счетчик 14, первый 15, второй 16, третий 17 и четвертый 18 элементы И, первый 19, второй 20, третий 21 и четвертые 22 соленоиды, первый 23, второй 24, третий 25 и четвертые 26 лопасти.

КП 3 предназначен для управления работой ПУ 8. РЛС 6 - для отслеживания полетов реактивных снарядов и перемещения подвижных целей. ЭВМ 4 определяет направление на цель и направление полета PC, проекций траекторий ракет на профильную плоскость и угол между ними, проекций траекторий ракет на горизонтальную плоскость и угол между ними. Кроме того ЭВМ 4 формирует длительность управляющих коротких (0,01-0,04 с) импульсов в зависимости от величин углов проекции траекторий ракет на горизонтальную и вертикальную плоскость и обеспечивает управления работой радиопередатчика 5.

Блок 7 оценки ситуационной обстановки обеспечивает изменения цикла коррекции в зависимости от условий сближения при сближении с целью происходит уменьшение цикла коррекции, и дополнительно обеспечивает выбор корректирующего сигнала по критерию устойчивости, что позволить повысить точность наведения ракеты на цель.

Система управления полетом реактивных снарядов работает следующим образом.

Осуществляется наведение пусковой установки 8 на групповую цель на основе данных от радиолокационной станции 6. При этом осуществляется нумерация каждого снаряда при установке реактивного снаряда PC на направляющую раму на основе пробития штифтом рамы отверстие в корпусе снаряда, которое указывает на порядковый номер снаряда, с помощью этого номера за снарядом закрепляется управляющая команда в соответствии со временем (моментом) ее передачи.

Пуск снарядов осуществляется с командного пункта 3 при входе целей в зону возможных пусков (фиг. 1), при этом определение траектории реактивных снарядов. PC и подвижных целей (наземных и воздушных) осуществляется на основе циклического просмотра зоны обзора РЛС 6.

Для управления полетом PC (9, 10, 11, 12), ЭВМ 4 в определенные моменты времени воздействует на РП 5, который посылает первый импульс длинный импульс и серию коротких импульсов. Длительность коротких импульсов зависит от отклонения направления полета PC от направления на цель, при этом управляющий импульс формируется ЭВМ 4 во временные интервалы, отведенные для коррекции каждого из реактивных снарядов (9, 10, 11, 12) а также с учетом того, какой из соленоидов (19, 20, 21, 22) должен обтекаться током. Длительность включения соленоидов также определяет ЭВМ 4. По информации с РЛС 6, которая поступает на ЭВМ 4, определяются координаты концов стрелки АБ - направление (фиг. 4) на цель и координаты концов стрелки АВ - направление полета PC. Точка А находится на ближней фронтальной плоскости, точки Б и В - на дальней фронтальной плоскости. Далее ЭВМ 4 определяет координаты проекций стрелок на профильную плоскость и угол между ними, а также - координаты проекций стрелок на горизонтальную плоскость и угол между ними. Пропорционально этим углам ЭВМ 4 формирует длительность управляющих коротких (0,01-0,04 с) импульсов. Первоначально на все PC передается длинный импульс (5 с), с помощью которого включаются часы (счетчик со встроенным генератором импульсов) каждого из четырех PC. Через 5 с (PC 9 пролетает половину пути до цели) после запуска PC 9 с КП 3 длинный импульс завершается (фиг. 6), и начинается трансляция коротких управляющих импульсов (0,01-0,04 с) с приемника ПР 34 (фиг. 2), через логические элементы И (15, 16, 17, 18), на выходах которых поочередно появляется потенциал логической единицы в соответствии с временной диаграммой (фиг. 6) в интервалы времени Л, В, П, Н, при этом поочередно включаются соленоиды (19, 20, 21, 22) и происходит перемещение одной из лопаток (23, 24, 25, 26).

Блок 7 оценки ситуационной обстановки обеспечивает изменения цикла коррекции в зависимости от условий сближения при сближении с целью происходит уменьшение цикла коррекции, и дополнительно обеспечивает выбор корректирующего сигнала по критерию устойчивости, что позволить повысить точность наведения ракеты на цель в соответствии с алгоритмом приведенным на фиг. 5.

Блок 7 обеспечивает выбор значения силового импульса для коррекции траектории реактивного снаряда, если корректирующий импульс слишком велик, снаряд может потерять устойчивость, углы нутации возрастут вплоть до "опрокидывания" снаряда, т.е. вращения вокруг экваториальной оси. Для того, чтобы оценить предельные значения корректирующих импульсов, при которых возможно появление таких режимов движения вокруг центра масс, необходимо знать зависимость аэродинамических характеристик и прежде всего опрокидывающего/момента от угла нутации при его изменении в интервале - π<δ<π.

Блок 7 определяет предельное значение силового корректирующего импульса, при котором углы нутации в последующем после коррекции движении не превысят заданного предельного допустимого значения

где t_k - момент проведения коррекции с учетом значений угловых координат и скоростей до проведения импульсной коррекции.

Таким образом, способ управления полетом реактивных снарядов и система для его осуществления, обеспечивает повышение точности применения реактивных снарядов на основе учета условий сближения при формировании цикла обзора РЛС и учета критерия устойчивости при формировании длительности импульсов коррекции.

Источники информации

1. http://vko.ru, http://militaryrussia.ru

2. Патент 2747681, Российская Федерация, МПК F42B 15/00, F41F 3/042, F41G 7/20//Полевой Ю.И., заявка: 2020122234, 30.06.2020, опубл: 12.05.2021, бюл. №14.

Группа изобретений относится к способу и системе управления полетом реактивных снарядов (РС). Для управления полетом РС наводят пусковую установку (ПУ) в направлении на группу целей на основе данных от радиолокационной станции (РЛС), осуществляют нумерацию каждого снаряда при его установке на направляющую раму для определения времени передачи команды на его запуск, а также запуска других РС (одновременно по четыре штуки), определяют траектории РС и подвижных целей, формируют сигнал коррекции в зависимости от дальности до цели и скорости сближения, осуществляют выбор значений корректирующих импульсов по критерию устойчивости и передают его на каждый нумерованный РС. Система содержит наземное оборудование в составе командного пункта, радиопередатчика, радиолокационной станции, электронно-вычислительной машины (ЭВМ), пускового устройства, четырех РС, блока оценки ситуации и бортового оборудования, размещенного на снарядах, в составе: приемного устройства, счетчика, четырех логических элементов И, четырех соленоидов, четырех лопастей, обеспечивающих управление снарядом в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Обеспечивается повышение точности стрельбы реактивных снарядов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Способ управления полетом реактивных снарядов (PC), заключающийся в наведении пусковой установки (ПУ) в направлении на группу целей на основе данных от радиолокационной станции (РЛС), осуществлении нумерации каждого снаряда при установке реактивного снаряда PC на направляющую раму на основе пробития штифтом рамы отверстия в корпусе снаряда, которое указывает на порядковый номер снаряда, с помощью этого номера за снарядом закрепляется управляющая команда в соответствии с временем (моментом) ее передачи, выдача команды на пуск ракеты с командного пункта при входе целей в зону возможной стрельбы, определении траектории реактивных снарядов PC и подвижных целей наземных и/или воздушных на основе циклического просмотра зоны обзора РЛС, формировании сигналов коррекции ЭВМ на основе информационного обеспечения от РЛС, осуществлении передачи корректирующих сигналов на каждый нумерованный реактивный снаряд PC, коррекция траекторий снарядов в горизонтальной и вертикальной плоскостях осуществляется за счет радиоимпульсов, направление коррекции (Л - влево, В - вверх, П - вправо, Н - вниз) зависит от момента времени передачи импульса, угол коррекции (угол между направлением полета снаряда перед коррекцией и после коррекции) зависит от длительности радиоимпульса, при этом снаряды запускаются небольшими пачками по четыре штуки, что сокращает длительность цикла передачи информации на реактивные снаряды PC, которые находятся в воздухе; этому же способствует стартовый сигнал, передаваемый одновременно на все реактивные снаряды PC, длительность которого соответствует повышению достоверности передаваемой на реактивный снаряд PC информации о времени полета первого снаряда до середины траектории, после чего производится коррекция траекторий каждого снаряда, отличающийся тем, что осуществляют анализ условий сближения, осуществляют коррекцию траекторийреактивных снарядов PC с переменным шагом цикла в зависимости от дальности до цели и скорости сближения, осуществляют выбор значений корректирующего импульса по критерию устойчивости.

2. Система управления полетом реактивных снарядов, состоящая из наземного оборудования: в составе командного пункта, радиопередатчика, радиолокационной станции, электронно-вычислительной машины (ЭВМ), пускового устройства, первого, второго, третьего и четвертого реактивных снарядов, бортового оборудования, размещенного на снарядах в составе: приемника, счетчика, первого, второго, третьего и четвертого логических элементов И, первого, второго, третьего и четвертого соленоидов, первой, второй, третьей и четвертой лопастей, обеспечивающих управление снарядом в горизонтальной и вертикальной плоскостях, при этом вход пусковой установки соединен с выходом командного пункта, вход которого соединен с первым входом-выходом ЭВМ, второй, третий вход-выход которой соединен соответственно с входами радиопередающего устройства и радиолокационной станции, выход радиопередающего устройства через беспроводную связь соединен с входом бортового оборудования, размещенного на снарядах, при этом радиолокационная станция обеспечивает электромагнитное облучение снарядов и целей, вход бортового оборудования является входом приемного устройства, второй выход которого соединен с входом счетчика, первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединены с вторыми входами первого, второго, третьего и четвертого элементов И, первые входы которых соединены с первым выходом приемника, выходы первого, второго, третьего и четвертого элементов И соединены соответственно с входами первого, второго, третьего и четвертого соленоидов, выходы которых соединены соответственно с входами первой, второй, третьей и четвертой лопастей, дополнительно введен блок оценки ситуаций, выполненный с возможностью осуществлять анализ условий сближения, коррекцию реактивных снарядов с переменным шагом цикла в зависимости от дальностидо цели и скорости сближения, а также выбор корректирующего сигнала по критерию устойчивости, вход-выход которого соединен с ЭВМ.

3. Система управления полетом реактивных снарядов по п. 2, отличающаяся тем, что алгоритм работы блока оценки ситуаций заключается в анализе динамики изменения скорости сближения каждого реактивного снаряда с целью относительно опорных точек дальностей до целей, осуществлении анализа величин угловых положений проекций вектора «самолет - носитель - снаряд» траекторий каждого реактивного снаряда относительно вектора «самолет - носитель - цель» в горизонтальной и вертикальной плоскостях, осуществлении выбора величины корректирующего сигнала в зависимости от критерия устойчивости, при этом выбирается предельное значение силового корректирующего импульса, при котором углы нутации в последующем после коррекции движении не превысят заданного предельного допустимого значения исходя из неравенства:

δ<δ_дmax при t>t_k,

где t_k - момент проведения коррекции с учетом значений угловых координат и скоростей до проведения импульсной коррекции, формирование циклов коррекции ЭВМ на основе информационного обеспечения от РЛС в зависимости от динамики изменения скорости сближения относительно опорных точек дальностей до цели и длительности радиоимпульса, связанного с углом коррекции (угол между направлением полета снаряда перед коррекцией и после коррекции) по критерию устойчивости.