Способ терминального наведения баллистической ракеты на активном участке траектории при наличии ошибки прицеливания Российский патент 2024 года по МПК F41G7/36 

Изобретение относится к области наведения баллистических ракет (БР) и может быть использовано при создании и эксплуатации бортовых систем наведения БР.

Известен способ терминального наведения БР [1], базирующийся на следующих основных положениях:

1. БР обладает возможностью автономного управления направлением силы тяги двигательной установки (ДУ) путем целенаправленного изменения угла тангажа и угла рыскания ψ, а также возможностью выработки разовых команд на выключение ДУ.

2. Наведение БР осуществляется с использованием терминального метода наведения «по конечной требуемой скорости».

3. Бортовые алгоритмы, основанные на методе терминального наведения, включают в себя проведение следующих операций:

- прогноз активного участка траектории (АУТ) путем интегрирования дифференциальных уравнений движения БР с применением метода «коррелированной» траектории;

- прогноз пассивного участка траектории (ПУТ) путем интегрирования ДУ без атмосферы с учетом двух гармоник гравитационного поля в абсолютной геоцентрической СК;

- определение промаха, расчет баллистических производных с применением аналитических зависимостей кеплеровой теории, расчет поправки к текущему вектору скорости, расчет поправки к вектору кажущейся скорости, определение поправки к расчетному времени окончания АУТ, определение вектора требуемой кажущейся скорости;

- определение вектора командной кажущейся скорости (ККС), необходимой для достижения терминальных условий наведения

Где - вектор требуемой кажущейся скорости;

- вектор кажущейся скорости в текущий момент времени;

- расчет управляющих параметров в виде требуемых углов тангажа и рыскания

Где - проекции вектора ККС на оси приборной СК.

Недостатком способа-аналога является то, что при наличии ошибки прицеливания во время старта БР, обусловленной грубой выставкой гиростабили-зированной платформы (ГСП) по азимуту, проекции расчетного вектора ККС (см. формулу (1)) определяют на оси приборной СК OX_ПY_ПZ_П (см. фиг. 1), в которой плоскость ОX_ПY_П не совпадает с действительной плоскостью пуска, и, соответственно, отработка требуемых углов тангажа и рыскания (см. формулы (2)) не будет обеспечивать движение БР по попадающей траектории.

Задачей предлагаемого изобретения является внесение в бортовой алгоритм терминального наведения БР изменений, которые позволят обеспечить движение БР по попадающей траектории при отработке расчетных управляющих параметров при наличии ошибки прицеливания во время пуска.

Технический результат достигается тем, что в каждом цикле наведения рассчитывают требуемые углы тангажа и рыскания в зависимости от направления и величины вектора ККС для достижения терминальных условий наведения, отличающийся тем, что на выходе системы азимутальной коррекции получают комплексированный сигнал, равный разности расчетного и действительного значений азимута полета; определяют ориентацию осей «скорректированной» приборной СК, отличной от приборной СК на угол поворота вокруг вертикальной оси, пропорциональный комплексированному сигналу; определяют проекции вектора ККС на оси «скорректированной» приборной СК.

Сущность изобретения поясняется приведенным ниже описанием и фигурой 1.

Суть предлагаемого способа терминального наведения БР заключается в том, что как и в ближайшем аналоге, наведение БР осуществляется путем прогноза дальнейшего управляемого полета, но управляющие параметры, обеспечивающие выполнение терминальных условий наведения, определяются с помощью проекций вектора ККС на оси «скорректированной» приборной СК с учетом разности расчетного и действительного значения азимута полета БР.

Способ терминального наведения БР на АУТ, обеспечивающий последующий полет по попадающей траектории, при наличии ошибки прицеливания включает:

1. Получение комплексированного сигнала с системы азимутальной коррекции по информации о расчетном и действительном значении азимута полета БР:

где А_ИНС - азимут полета, рассчитанный по информации с инерциальной навигационной системы;

А_НС - азимут полета, рассчитанный по навигационным параметрам с позиционной навигационной системы.

2. Формирование матрицы направляющих косинусов для перехода к «скорректированной» приборной СК:

3. Прогноз АУТ, прогноз ПУТ, определение промаха, расчет баллистических производных, расчет поправки к текущему вектору скорости, расчет поправки к вектору кажущейся скорости, определение поправки к расчетному времени окончания АУТ, определение вектора требуемой кажущейся скорости и вектора ККС по формуле (1).

5. Определение вектора ККС в проекциях на оси «скорректированной» приборной СК:

6. Расчет управляющих параметров в виде требуемых углов тангажа и рыскания путем подстановки проекций вектора в формулы (2):

где

Таким образом, разработан способ терминального наведения БР на АУТ, при котором определяются требуемые управляющие параметры, учитывающие наличие ошибки прицеливания по азимуту во время старта и обеспечивающие движение БР по попадающей траектории.

Список литературы

1. Лысенко Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет: Учеб. пособие. - М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2020. - 448 с.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается способа терминального наведения баллистической ракеты на активном участке траектории при наличии ошибки прицеливания. Способ заключается в том, что в каждом цикле наведения рассчитывают требуемые углы тангажа и рыскания в зависимости от направления и величины вектора командной кажущейся скорости для достижения терминальных условий наведения. При этом на выходе системы азимутальной коррекции получают комплексированный сигнал, равный разности расчетного и действительного значений азимута полета и определяют ориентацию осей скорректированной приборной системы координат, отличной от приборной системы координат на угол поворота вокруг вертикальной оси, пропорциональный комплексированному сигналу, и определяют проекции вектора командной кажущейся скорости на оси скорректированной приборной системы координат. Технический результат заключается в обеспечении движения баллистической ракеты по попадающей траектории при наличии ошибки прицеливания во время пуска. 1 ил.

Способ терминального наведения баллистической ракеты на активном участке траектории при наличии ошибки прицеливания, заключающийся в том, что в каждом цикле наведения рассчитывают требуемые углы тангажа и рыскания в зависимости от направления и величины вектора командной кажущейся скорости для достижения терминальных условий наведения, отличающийся тем, что на выходе системы азимутальной коррекции получают комплексированный сигнал, равный разности расчетного и действительного значений азимута полета; определяют ориентацию осей «скорректированной» приборной системы координат, отличной от приборной системы координат на угол поворота вокруг вертикальной оси, пропорциональный комплексированному сигналу; определяют проекции вектора командной кажущейся скорости на оси «скорректированной» приборной системы координат.