Способ самонаведения на цель ракеты, оснащенной головкой самонаведения и вращающейся вокруг своей продольной оси Российский патент 2024 года по МПК F41G7/22 

Изобретение относится к способам самонаведения на цель зенитных управляемых ракет, оснащенных оптической системой самонаведения и вращающихся вокруг своей продольной оси.

Известен способ самонаведения на цель ракеты, оснащенной головкой самонаведения и вращающейся вокруг своей продольной оси ОХ по углу крена, заключающийся в том, что посредством установленной в головке самонаведения оптико-электронной системы, получают изображение зоны обзора, находящейся по ходу полета ракеты, передают получаемые оптикоэлектронной системой кадры зоны обзора на блок обработки изображения, определяют координаты Y_ц и Z_ц цели по осям OY и OZ, перпендикулярным продольной оси ОХ вращения ракеты, передают полученные координаты Y_ц и Z_ц цели в электронный блок управления ракетой, формируют электронным блоком управления команды управления ракетой [1].

В известном способе обзор фоноцелевой обстановки осуществляется посредством радиально-кругового сканирования линейной матрицы, чувствительной в ИК области спектра. Такое сканирование обеспечивается за счет установки объектива и матрицы на внутренней рамке карданного подвеса корректируемого гироскопа. Сигналы теплового излучения цели и фона с каждого элемента матрицы передаются в аналого-цифровой преобразователь. В аналого-цифровом преобразователе осуществляется преобразование координат каждого элемента матрицы из полярной в декартову (земную) систему координат для управления ракетой по курсу и тангажу. После преобразования в аналого-цифровом преобразователе информация с каждого элемента матрицы в цифровой форме поступает на первый вход оперативного запоминающего устройства. С оперативного запоминающего устройства сцена изображения фоноцелевой обстановки в декартовой системе координат передается в селектор цели. В селекторе цели осуществляется захват и сопровождение цели по характерным признакам теплового излучения цели и фона. С выхода селектора цели сигналы, пропорциональные угловому рассогласованию цели по курсу и тангажу относительно оптической оси объектива, поступают соответственно на датчики моментов каналов курса и тангажа. Датчики создают коррекционные моменты, которые вызывают вынужденную прецессию гироскопа (внутренней рамки), что обеспечивает совмещение оптической оси объектива и центра матрицы с направлением на цель.

Наличие гироскопа и привода вращения его ротора существенно усложняет конструкцию этой головки самонаведения и снижает надежность ее работы.

Известен также способ самонаведения на цель ракеты, оснащенной головкой самонаведения и вращающейся вокруг своей продольной оси по углу крена, заключающийся в том, что посредством установленной в головке самонаведения оптико-электронной системы, получают изображение зоны обзора, находящейся по ходу полета ракеты, передают получаемое оптикоэлектронной системой изображение зоны обзора на блок обработки изображения, определяют блоком обработки изображения координаты Y_ц и Z_ц цели по осям OY и OZ, перпендикулярным продольной оси ОХ вращения ракеты, передают полученные координаты Y_ц и Z_ц цели в электронный блок управления ракетой, формируют электронным блоком управления команды управления ракетой [2] - прототип.

Используемая в этом способе самонаведения ракеты на цель оптическая головка самонаведения 9Э410 формирует сигнал управления, обеспечивающий пассивное самонаведение ракеты по методу пропорционального сближения. В этой оптической головке самонаведения размещены три основные системы: координатор цели, следящая система координатора и автопилот (формирователь сигнала управления рулями). Установленная в головке самонаведения оптико-электронная система содержит главное зеркало, контрзеркало, фоторезисторы основного и вспомогательного каналов, корригирующую линзу и спектроразделительный фильтр. Все элементы оптической системы размещены на валу ротора гироскопа и образуют объектив, имеющий шесть степеней свободы. Благодаря размещению координатора цели на вращающемся роторе гироскопа осуществляется круговое сканирование положения цели относительно оптической оси. Координаты Y_ц и Z_ц цели по осям OY и OZ, определяют фотоприемником координатора, закрепленным перпендикулярно оси ОХ. Тепловое (инфракрасное) излучение цели фокусируется оптической системой в фокальной плоскости фотоприемника координатора в виде пятна диаметром 1 мм. Фотоприемник содержит модулятор и фоторезистор. Модулятор представляет собой вращающийся непрозрачный диск с прямоугольным окном, нанесенный на фоточувствительный слой фоторезистора. При такой форме растра модулятора реализуется импульсный метод модуляции теплового потока, при котором в длительности импульса содержится информация об удаленности цели от оси ОХ вращения ракеты, а во временном положении импульса в периоде сканирования - о положении цели по крену.

При реализации этого способа гироскопический координатор цели автоматически сопровождает цель за счет совмещения его оптической оси с линией визирования (направлением на цель), которое осуществляется за счет прецессии гироскопа. Эта прецессия гироскопа происходит за счет приложения к ротору гироскопа внешнего электромагнитного момента, возникающего в результате взаимодействия магнитных полей закрепленной в статоре катушки коррекции и постоянного магнита ротора гироскопа.

Наличие ротора гироскопа, вращающегося со скоростью от 112 до 120 оборотов в секунду относительно закрепленного в головке самонаведения статора гироскопа, наличие сложной оптико-электронной системы и большого количества других механически подвижных деталей усложняет конструкцию головки самонаведения, увеличивает трудоемкость ее изготовления, увеличивает ее стоимость и снижает надежность ее работы.

Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, - упрощение конструкции головки самонаведения, снижение трудоемкости ее изготовления, снижение ее стоимости и повышение надежности ее работы.

Для решения этой задачи в способе самонаведения на цель ракеты, оснащенной головкой самонаведения и вращающейся вокруг своей продольной оси по углу крена, заключающемся в том, что посредством установленной в головке самонаведения оптико-электронной системы, получают изображение зоны обзора, находящейся по ходу полета ракеты, передают получаемое оптико-электронной системой изображение зоны обзора на блок обработки изображения, определяют блоком обработки изображения координаты Y_ц и Z_ц цели по осям OY и OZ, перпендикулярным продольной оси ОХ вращения ракеты, передают полученные координаты Y_ц и Z_ц цели в электронный блок управления ракетой, формируют электронным блоком управления команды управления ракетой, согласно изобретения, посредством неподвижно закрепленной в головке самонаведения оптикоэлектронной системы получают покадровое видеоизображение зоны обзора в видимом диапазоне длин волн, для обработки изображения применяют блок цифровой обработки видеоизображения, задают блоком цифровой обработки видеоизображения в качестве нулевых координат полученного видеоизображения координаты Y₀ и Z₀ пикселя, соответствующего продольной оси ОХ вращения ракеты, команды управления ракетой формируют электронным блоком управления в зависимости от положения цели относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения в каждом кадре видеоизображения, а также в зависимости от положения цели, вычисленного этим электронным блоком управления в промежутках времени между кадрами видеоизображения.

При этом для формирования команд управления ракетой в каждом кадре видеоизображения электронный блок управления ракетой вычисляет значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения по формулам ΔY=Y_ц-Y₀; ΔZ=Z_ц-Z₀, рассчитывает величину А смещения цели в плоскости изображения по формуле

,

а также рассчитывает угол α относительного положения цели в кадре по крену по формуле

где arctan2(ΔY, ΔZ) - четырехквадрантный арктангенс угла между осью OY и лучом, проведенным на видеоизображении из точки с координатами (Y₀, Z₀) до центра цели с координатами (Y_ц, Z_ц), а значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения в промежутках времени между кадрами видеоизображения электронный блок управления ракетой рассчитывает по рекуррентным формулам:

где n - номер дискретного шага; τ - период дискретизации; f_p - частота вращения ракеты по крену.

Для более точного определения относительного положения цели в кадре по крену электронный блок управления ракетой корректирует значение угла α по формуле:

где α^* - откорректированное значение угла α; t_обр - время, затрачиваемое на обработку видеоизображения, определяемое экспериментально, а f_p - частота вращения ракеты по крену, определяемая по заранее сформированной таблице зависимости частоты f_p от времени, прошедшего от схода ракеты до текущего момента времени.

Технический результат, обеспечиваемый предлагаемым изобретением, - упрощение конструкции головки самонаведения и повышение точности ее самонаведения на цель.

Изобретение поясняется чертежами. На фиг. 1 изображена головка самонаведения ракеты, общий вид; на фиг. 2 - продольный разрез головки самонаведения.

Головка самонаведения зенитной управляемой ракеты, вращающейся по углу крена, содержит корпус и расположенную в корпусе оптическую систему, оптическая ось которой совпадает с осью вращения головки самонаведения. При этом корпус имеет цилиндрическую часть 1 и обтекатель, выполненный в виде правильной пирамиды 2.

Боковые грани пирамиды 2, примыкающие к ее вершине 3, выполнены из боковых ребер 4, к которым прикреплены оптически прозрачные термостойкие стекла 5 с просветляющим оптическим покрытием с обеих сторон стекол.

Оптическая система неподвижно закреплена в корпусе головки самонаведения и содержит линзу 6, установленную соосно с осью вращения 7 головки самонаведения и проецирующую изображение из зоны обзора оптической системы непосредственно на двумерную фотоприемную матрицу 8, также установленную по оси вращения 7 головки самонаведения.

После пуска зенитной ракеты из пусковой установки на определенной дистанции до цели происходит переключение режима управления ракетой с дистанционного управления на самонаведение ракеты. Включается оптическая система головки самонаведения, расположенной в носовой части ракеты.

Реализуется способ самонаведения ракеты на цель следующим образом.

Посредством неподвижно закрепленной в головке самонаведения оптико-электронной системы получают покадровое видеоизображение зоны обзора, находящейся по ходу полета ракеты, в видимом диапазоне длин волн.

Передают получаемые оптической системой кадры этого видеоизображения на блок цифровой обработки видеоизображения.

Задают блоком цифровой обработки видеоизображения в качестве нулевых координат полученного видеоизображения координаты Y₀ и Z₀ пикселя, соответствующего продольной оси ОХ вращения ракеты.

Обнаруживают блоком цифровой обработки видеоизображения цель. Определяют этим блоком координаты Y_ц и Z_ц цели по осям OY и OZ, перпендикулярным оси ОХ вращения ракеты и исходящим из точки с нулевыми координатами (Y₀, Z₀). Передают полученные координаты цели в электронный блок управления ракетой.

Формируют электронным блоком управления команды управления ракетой в зависимости от положения цели относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения в каждом кадре видеоизображения, а также в зависимости от положения цели, вычисленного этим электронным блоком управления в промежутках времени между кадрами видеоизображения.

При этом для формирования команд управления ракетой в каждом кадре видеоизображения электронный блок управления ракетой вычисляет значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения по формулам ΔY=Y_ц-Y₀; ΔZ=Z_ц-Z₀, рассчитывает величину А смещения цели в плоскости изображения по формуле

а также рассчитывает угол α относительного положения цели в кадре по крену по формуле

где arctan2 (ΔY, ΔZ) - четырехквадрантный арктангенс угла между осью OY и лучом, проведенным на видеоизображении из точки с координатами (Y₀, Z₀) до центра цели с координатами (Y_ц, Z_ц).

А для формирования команд управления ракетой в промежутках времени между кадрами видеоизображения электронный блок управления ракетой вычисляет значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения по рекуррентным формулам:

где n - номер дискретного шага; τ - период дискретизации; f_p - частота вращения ракеты по крену.

Кроме того, электронный блок управления ракетой корректирует значение угла а относительного положения цели в кадре по крену по формуле:

где α^* - откорректированное значение угла α; t_обр - время, затрачиваемое на обработку видеоизображения, определяемое экспериментально, а f_p - частота вращения ракеты по крену, определяемая по заранее сформированной таблице зависимости частоты f_p от времени, прошедшего от схода ракеты до текущего момента времени.

Источники информации:

1. Патент РФ №2197709 Пассивная инфракрасная головка самонаведения вращающейся ракеты. Опубл. 27.01.2003.

2. Акулов И.Е., Байдаков В.И., Васильев А.Г. Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла». Учебное пособие./ ФГБОУ ВПО «Национальный исследовательский Томский политехнический университет». Изд-во Томского политехнического университета. 2011 г. https://arsenal-info.ru/b/book/3827625138/2

Изобретение относится к области систем самонаведения и касается способа самонаведения на цель ракеты, вращающейся вокруг своей продольной оси. При осуществлении способа с помощью неподвижно закрепленной в головке самонаведения оптико-электронной системы получают покадровое видеоизображение зоны обзора. Передают получаемые кадры на блок цифровой обработки видеоизображения. Задают блоком цифровой обработки в качестве нулевых координат координаты Y₀ и Z₀ пикселя, соответствующего продольной оси ОХ вращения ракеты. Обнаруживают блоком цифровой обработки видеоизображения цель, определяют координаты У_ц и Z_ц цели по осям OY и OZ, перпендикулярным оси ОХ вращения ракеты. В каждом кадре видеоизображения вычисляют значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y₀, Z₀). В промежутках времени между кадрами рассчитывают значения ΔY и ΔZ на основе экстраполяции в зависимости от номера дискретного шага и периода дискретизации. Кроме того, рассчитывают угол относительного положения цели в кадре по крену. Формируют электронным блоком управления команды управления ракетой в зависимости от положения цели относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения. Технический результат заключается в упрощении конструкции и повышении точности самонаведения на цель. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ самонаведения на цель ракеты, оснащенной головкой самонаведения и вращающейся вокруг своей продольной оси по углу крена, заключающийся в том, что посредством установленной в головке самонаведения оптико-электронной системы получают изображение зоны обзора, находящейся по ходу полета ракеты, передают получаемое оптико-электронной системой изображение зоны обзора на блок обработки изображения, определяют блоком обработки изображения координаты Y_ц и Z_ц цели по осям OY и OZ, перпендикулярным продольной оси ОХ вращения ракеты, передают полученные координаты Y_ц и Z_ц цели в электронный блок управления ракетой, формируют электронным блоком управления команды управления ракетой, отличающийся тем, что посредством неподвижно закрепленной в головке самонаведения оптико-электронной системы получают покадровое видеоизображение зоны обзора в видимом диапазоне длин волн, для обработки изображения применяют блок цифровой обработки видеоизображения, задают блоком цифровой обработки видеоизображения в качестве нулевых координат полученного видеоизображения координаты Y₀ и Z₀ пикселя, соответствующего продольной оси ОХ вращения ракеты, команды управления ракетой формируют электронным блоком управления в зависимости от положения цели относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения в каждом кадре видеоизображения, а также в зависимости от положения цели, вычисленного этим электронным блоком управления в промежутках времени между кадрами видеоизображения, при этом для формирования команд управления ракетой в каждом кадре видеоизображения электронный блок управления ракетой вычисляет значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения по формулам ΔY=Y_ц-Y₀; ΔZ=Z_ц-Z₀, рассчитывает величину А смещения цели в плоскости изображения по формуле

а также рассчитывает угол α относительного положения цели в кадре по крену по формуле

где arctan2 (ΔY, ΔZ) - четырехквадрантный арктангенс угла между осью OY и лучом, проведенным на видеоизображении из точки с координатами (Y₀, Z₀) до центра цели с координатами (Y_ц, Z_ц), а значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения в промежутках времени между кадрами видеоизображения электронный блок управления рассчитывает на основе экстраполяции значений ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ в зависимости от номера дискретного шага и периода дискретизации.

2. Способ самонаведения по п. 1, отличающийся тем, что значения AY и AZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y₀, Z₀) видеоизображения в промежутках времени между кадрами видеоизображения электронный блок управления ракетой рассчитывает по рекуррентным формулам:

где n - номер дискретного шага; τ - период дискретизации; f_p - частота вращения ракеты по крену.

3. Способ самонаведения по п. 1, отличающийся тем, что значение угла α электронный блок управления ракетой корректирует по формуле

где α^* - откорректированное значение угла α; t_обр - время, затрачиваемое на обработку видеоизображения, определяемое экспериментально, а f_p - частота вращения ракеты по крену, определяемая по заранее сформированной таблице зависимости частоты f_p от времени, прошедшего от схода ракеты до текущего момента времени.