способ наведения телеуправляемой ракеты

Формула изобретения

Способ наведения телеуправляемой ракеты, включающий формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели с последующим совмещением с ней, разгон ракеты с помощью двигателя, наведение ракеты в широком поле управления в соответствии с угловым положением источника теплового излучения на ракете относительно линии визирования цели, отделение двигателя ракеты при входе ее в узкое поле управления и наведение ракеты в узком поле управления в соответствии с угловым положением источника излучения ракеты, отличающийся тем, что наведение ракеты в наклонной плоскости с момента запуска осуществляют с угловым смещением ракеты относительно линии визирования цели, причем величину угла смещения ракеты формируют пропорционально ожидаемому максимальному угловому размеру пыледымового облака, образующегося при приземлении отделившегося разгонного двигателя ракеты, направление угла смещения ракеты и направление угла запуска ракеты в наклонной плоскости относительно линии визирования цели формируют в соответствии со знаком функции

где - угловая скорость линии визирования цели в наклонной плоскости;

Д_р - ожидаемая дальность окончания разгонного участка полета ракеты;

w_z - поперечная составляющая скорости ветра по отношению к линии визирования цели;

sign[] - функция знака,

а совмещение ракеты с линией визирования цели производят с момента начала наведения ракеты в узком поле управления в соответствии с зависимостью

где ₀ - угол смещения ракеты относительно линии визирования цели в наклонной плоскости наведения;

t - текущее время от момента начала совмещения ракеты с линией визирования цели;

- предполагаемое время до встречи ракеты с целью от момента начала совмещения ракеты с линией визирования цели;

- число “пи”.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет.

Известен способ наведения ракеты, включающий запуск ракеты, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, определение отклонения ракеты от расчетной траектории полета, формирование команды управления, пропорциональной отклонению ракеты от требуемой траектории, и передачу команды управления на ракету для наведения ее на цель ([1], стр.327-330).

Наведение ракеты на разгонном участке сопровождается дымообразованием от собственного стартового двигателя, что в случае использования системы теленаведения с визированием цели и (или) ракеты оптическими и оптико-электронными пеленгаторами на этапе управления, связанным с выводом ракеты на линию визирования цели (ЛВЦ), затрудняет слежение за целью, ослабляет сигналы по линии связи "носитель-ракета", снижает помехоустойчивость оптико-электронной системы управления и может привести к срыву наведения ракеты ([2], стр.29-31).

Известные способы наведения телеуправляемой ракеты, позволяющие повысить помехоустойчивость оптических линий связи (ОЛС) в условиях дымообразования собственного двигателя, основываются на разнесении в пространстве траектории активного участка полета ракеты с ЛВЦ.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ наведения телеуправляемой ракеты, включающий формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к ЛВЦ с последующим их совмещением, разгон ракеты с помощью двигателя, наведение ракеты в широком поле управления в соответствии с угловым положением источника теплового излучения на ракете относительно ЛВЦ, отделение двигателя ракеты при входе ее в узкое поле управления и наведение ракеты в узком поле управления в соответствии с угловым положением источника излучения ракеты [3].

Наведение ракеты на цель осуществляется по направлению, т.е. в двух взаимно перпендикулярных плоскостях - вертикальной (угломестной) и наклонной (азимутальной). Для измерения координат ракеты формируют энергетическое поле, которое концентрируется в некоторой области пространства, называемой в зависимости от вида реализации пеленгационного устройства “лучом”, “диаграммой направленности” и т.п. Точность измерения координат характеризуется пеленгационной чувствительностью, представляющей собой крутизну пеленгационной характеристики луча вблизи направления на источник излучения (ракету). В связи с этим, чем шире луч, тем ниже точность измерения координат и поэтому угловой размер луча ограничивают.

В известном способе на первом этапе наведения ракеты, включающем захват ее на сопровождение и вывод на ЛВЦ, размер зоны пространства, в которой необходимо измерять координаты ракеты, определяется, в основном, рассеиванием ее траектории, углом запуска (угловым смещением траектории) относительно ЛВЦ для совершения противодымного маневра, мощностью источника излучения и чувствительностью приемного устройства. Угловые размеры этой области пространства, как правило, превосходят размеры луча пеленгации. Поэтому луч с приемником лучистой энергии от ракеты сканирует область пространства, в которой может находиться ракета, и эта область пространства образует широкое поле управления.

На втором этапе наведения, связанном с точным совмещением ракеты с целью, разброс траектории ракеты относительно ЛВЦ уменьшается под воздействием предшествующего на первом этапе управления, поэтому уменьшается и необходимая область пространства для сканирования луча, которая и образует узкое поле управления. Кроме того, с ростом дальности до ракеты, из-за падения разрешающей способности луча увеличиваются ошибки измерения координат, особенно когда поперечное сечение луча превышает размеры источника излучения на ракете. Поэтому угловой размер луча, используемого на этом этапе, уменьшают по отношению к ширине луча, используемого на первом этапе наведения. При этом захват ракеты узким лучом предполагает применение на стартовом участке полета пеленгатора ракеты с более широким полем обзора.

Известный способ наведения ракеты обладает недостатками, один из которых связан с тем, что в процессе совмещения ракеты с ЛВЦ на разгонном участке под действием команды управления, формируемой пропорционально отклонению ее от ЛВЦ, в условиях стрельбы при различных сочетаниях направлений движения ЛВЦ и скорости ветра возможно экранирование ЛВЦ дымовым шлейфом собственного двигателя за счет сноса дыма или набегания на него ЛВЦ. Вторым недостатком является то, что при положении ЛВЦ в приземном слое, что характерно для стрельбы противотанковых комплексов и зенитных комплексов малой дальности, имеющих, как правило, оптико-электронную систему управления, при приземлении отделившегося разгонного двигателя ракеты возникает пыледымовое облако. Пыледымовое облако по своим угловым размерам может превышать угловое рассогласование между ракетой и ЛВЦ в наклонной (боковой) плоскости наведения, вследствие их совмещения под воздействием управления ракетой, перемещения линии визирования подвижной цели и сноса пыледымового облака поперечным ветром, и также может привести к экранированию ОЛС. В связи с этим известный способ теленаведения ракеты ограничен применением в комплексах вооружения, так как указанные факторы в условиях реальной стрельбы могут приводить к прерываниям ОЛС с целью, ракетой и соответственно к срыву наведения ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является предотвращение перекрывания ОЛС “носитель - ракета”, “носитель - цель” дымовым шлейфом от собственного разгонного двигателя ракеты и пыледымовым облаком, образующимся при приземлении отделившегося разгонного двигателя ракеты, и предотвращение срыва наведения телеуправляемой ракеты.

Поставленная задача достигается за счет того, что в способе наведения телеуправляемой ракеты, включающем формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к ЛВЦ с последующим совмещением с ней, разгон ракеты с помощью двигателя, наведение ракеты в широком поле управления в соответствии с угловым положением источника теплового излучения на ракете относительно ЛВЦ, отделение двигателя ракеты при входе ее в узкое поле управления и наведение ракеты в узком поле управления в соответствии с угловым положением источника излучения ракеты, наведение ракеты в наклонной плоскости с момента запуска осуществляют с угловым смещением ракеты относительно ЛВЦ, причем величину угла смещения ракеты формируют пропорционально ожидаемому максимальному угловому размеру пыледымового облака, образующегося при приземлении отделившегося разгонного двигателя ракеты, направление угла смещения ракеты и направление угла запуска ракеты в наклонной плоскости относительно ЛВЦ формируют в соответствии со знаком функции

где - угловая скорость ЛВЦ в курсовой плоскости;

Д_р - ожидаемая дальность окончания разгонного участка полета ракеты;

w_z - поперечная составляющая скорости ветра по отношению к ЛВЦ;

sign[] - функция знака,

а совмещение ракеты с ЛВЦ производят с момента начала наведения ракеты в узком поле управления в соответствии с зависимостью

где ₀ - угол смещения ракеты относительно ЛВЦ в наклонной плоскости наведения;

t - текущее время от момента начала совмещения ракеты с ЛВЦ;

- предполагаемое время до встречи ракеты с целью от момента начала совмещения ракеты с ЛВЦ;

- число “пи”, 3,14.

Функция знака sign[ ] реализуется схемой компаратора и математически определяется следующим выражением:

В предлагаемом способе наведения телеуправляемой ракеты решение задачи основывается на целенаправленном и взаимосвязанном формировании направлений угла запуска ракеты и углового положения ракеты (ее кинематической траектории) относительно ЛВЦ в процессе наведения, при которых на разгонном участке полета обеспечиваются односторонние (без пересечения ЛВЦ) угловые положения ракеты и ее дымового шлейфа относительно ЛВЦ, а к моменту разделения ракеты обеспечивается такое ее угловое положение относительно ЛВЦ, при котором отделившийся разгонный двигатель в своем дальнейшем движении, а также образуемое им при приземлении пыледымовое облако не экранируют ОЛС “носитель - ракета”, “носитель - цель”, а сама ракета после разделения плавно совмещается с ЛВЦ, обеспечивая точность наведения на цель. Предложенные формирование и коррекция углового положения ракеты относительно ЛВЦ в зависимости от сложившихся реальных условий стрельбы и времени входа ракеты в узкое поле управления (времени разделения ракеты) позволяют исключить перекрывание ОЛС как дымовым шлейфом факела двигателя ракеты на активном участке траектории полета, так и пыледымовым облаком, образующимся при приземлении отделившегося собственного двигателя ракеты, и исключить срыв наведения ракеты.

Сравнение заявляемого технического решения с известными позволило установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие заявляемое изобретение от прототипа, не были выявлены и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "изобретательский уровень".

Схема, поясняющая процесс наведения ракеты в наклонной плоскости, приведена на фиг.1, где обозначено:

О - координата точки запуска ракеты;

ЛВЦ - положение ЛВЦ;

1 - траектория ракеты;

2 - траектория, отделившегося разгонного двигателя ракеты;

₀ - угол смещения ракеты относительно ЛВЦ (угловое смещение кинематической траектории наведения);

- угловая скорость ЛВЦ;

w_z - поперечная скорость ветра;

t_рд - время отделения разгонного двигателя ракеты;

V_p - вектор скорости ракеты в момент отделения двигателя;

_ш - угловой размер широкого поля управления;

_у - угловой размер узкого поля управления;

ПДО - пыледымовое облако, образующееся при приземлении разгонного двигателя.

Наведение ракеты осуществляется следующим образом. Угловое смещение ракеты относительно ЛВЦ в наклонной плоскости при наведении в широком поле управления задается углом ₀. Величина угла ₀ выбирается из выполнения условия, чтобы угловые координаты траектории ракеты с учетом ее возможного рассеивания, с одной стороны, к моменту отделения двигателя не превосходили половины углового размера узкого поля управления, а с другой стороны, были бы не меньше половины ожидаемого углового размера пыледымового облака, образующегося при приземлении двигателя, с учетом возможного углового рассеивания координаты точки его приземления, т.е. из следующего соотношения:

где _обл - ожидаемый максимальный угловой размер пыледымового облака при приземлении двигателя;

_д - ожидаемое максимальное угловое рассеивание координаты приземления отделившегося двигателя ракеты;

_р - ожидаемое максимальное угловое рассеивания траектории ракеты в ожидаемый момент времени разделения ракеты;

_у - угловой размер узкого поля управления;

Числовые значения параметров _обл, _д, _р определяются расчетным или опытным путем.

Ракета запускается в наклонной плоскости под углом к ЛВЦ. Направления угла запуска ракеты и углового смещения траектории ракеты относительно ЛВЦ задаются в соответствии со знаком функции f соотношения (1). Первый член “w_z” соотношения (1) учитывает воздействие поперечного ветра на снос дымового шлейфа ракеты и формирует направление угла запуска ракеты и направление угла смещения линии наведения ракеты в сторону “куда дует ветер”, обеспечивая освобождение разнесенных в пространстве ЛВЦ и линии визирования ракеты от дыма. Если, например, при направлении поперечной составляющей ветра “справа-налево” w_z>0, то при функция знака f=1>0 и направления угла запуска ракеты и углового смещения траектории ракеты задаются “влево” относительно ЛВЦ (см. фиг.1). Скорость ветра измеряется аппаратными средствами системы наведения, например датчиком ветра. Второй член соотношения (1) учитывает линейное перемещение ЛВЦ к концу разгонного участка полета ракеты относительно дымового шлейфа (линии наведения) и формирует направления угла запуска ракеты и угла смещения линии наведения ракеты в сторону “позади” ЛВЦ, обеспечивая непопадание дыма на ЛВЦ и линию визирования ракеты. Если, например, при движении ЛВЦ “слева-направо” , то при w_z=0 функция знака f=1>0 и направления угла запуска ракеты и углового смещения траектории ракеты задаются “влево” относительно ЛВЦ, Угловая скорость ЛВЦ измеряется аппаратными средствами системы наведения, например пеленгатором цели в процессе ее сопровождения, а ожидаемая дальность окончания разгонного участка полета ракеты Д_р определяется расчетным или опытным путем и хранится в системе наведения, например в памяти счетно-решающего прибора. При наличии совместно воздействующих двух факторов - ветра и движения ЛВЦ - направление углов определяется превалирующим воздействием на их формирование ветра или перемещения ЛВЦ. Направления углов запуска и смещения траектории ракеты при различных сочетаниях направлений скорости поперечного ветра и движения ЛВЦ приведены в таблице.

Предложенный выбор направлений угла запуска и угла смещения траектории ракеты обеспечивает необходимую благоприятную односторонность угловых положений ракеты, дымового шлейфа и отделившегося двигателя относительно ЛВЦ независимо от сочетаний направлений перемещения ЛВЦ, поперечного ветра и скоростей их движений.

Наведение ракеты до времени отделения t_рд двигателя ракеты осуществляется относительно задаваемой углом ₀ с соответствующем знаком f линии наведения в широком поле управления пеленгатора ракеты, измеряющего угловое положение источника теплового излучения на ракете (например, факела разгонного двигателя или элемента корпуса ракеты), и далее посредством формирования и передачи на ракету команды управления, пропорциональной рассогласованию между линией наведения и измеренной координатой ракеты (с учетом смещения), т.е. =_лвц-f₀-_р, где _р - измеренная угловая координата ракеты относительно ЛВЦ.

После окончания активного участка полета, входа ракеты в пространственный объем узкого поля управления и последующего отделения от нее разгонного двигателя ракета захватывается в узком поле на сопровождение, и далее наведение ракеты производится в узком поле управления посредством формирования команды управления ракетой, пропорциональной измеренному отклонению источника излучения на ракете от линии наведения и передачи этой команды на ракету. При этом угловое смещение ракеты в наклонной плоскости с момента захвата ракеты узким полем управления в течение времени совмещения формируется в соответствии с зависимостью (2), плавно совмещая траекторию наведения ракеты с ЛВЦ в точке встречи. Совмещение ракеты с ЛВЦ по предлагаемому закону “косинуса” обеспечивает плавное сопряжение угла смещения ₀ линии наведения ракеты с угловым положением ЛВЦ. Время совмещения определяется предполагаемым полетным временем ракеты до встречи с целью, отсчитываемое с момента начала совмещения ракеты с ЛВЦ, и может быть определено по соотношению

где Д_ц-Д_р - разность дальностей до цели и ракеты в момент начала совмещения ракеты с ЛВЦ;

- относительная скорость сближения ракеты с целью в момент начала совмещения ракеты с ЛВЦ.

Составляющие дальности до ракеты и цели Д_р, Д_ц и их производные , измеряются в системе наведения ракеты, например, лазерными дальномерами.

Так как ракета до разделения наводится под углом f₀ к ЛВЦ, то к моменту отделения разгонного двигателя вектор ее линейной скорости V_p также с точностью до рассеивания ориентирован под углом f₀ к ЛВЦ и в сторону от нее. Поэтому после разделения ракеты вектор линейной скорости отделившегося двигателя тоже будет направлен в сторону от ЛВЦ под углом, близким к f₀, и, следовательно, отделившийся падающий двигатель будет в боковой плоскости в линейной мере также удаляться от ЛВЦ. При этом образующиеся при приземлении двигателя пыледымовое облако в силу выбранной величины и направления угла ₀ не будет перекрывать линии визирования цели и ракеты.

Таким образом, наведение ракеты с учетом выбранных направлений угла запуска ракеты и угла смещения траектории наведения ракеты обеспечивает относительно ЛВЦ плавное одностороннее движение ракеты и отделившегося ее разгонного двигателя, что позволяет обеспечить незатенение ЛВЦ дымовым шлейфом факела собственного разгонного двигателя ракеты на активном участке полета и пыледымовым облаком, образующимся при приземлении двигателя, и предотвратить срывы сопровождения цели и наведения ракеты в условиях реального управляемого полета.

Пример функциональной схемы системы телеуправления, реализующей предлагаемый способ наведения ракеты, приведен на фиг.2.

Система наведения ракеты состоит из пеленгатора цели (ПЦ) 3 и контура управления ракетой, включающего последовательно соединенные пеленгатор ракеты с узким и широким полями управления (ПР) 4, блок формирования команды управления ракетой (БФК) 5, второй вход которого соединен с первым выходом пеленгатора цели 3, и устройство передачи команды управления (УПК) 6 на ракету (Р) 7, а также из последовательно соединенных датчика ветра (ДВ) 8 и блока формирования угла запуска и угла смещения ракеты (БФУ) 9, второй вход которого подключен ко второму выходу пеленгатора цели 3, третий вход - ко второму выходу пеленгатора ракеты 4, первый выход соединен с третьем входом блока формирования команды управления 5, а второй выход - с входом устройства запуска ракеты (УЗР) 10.

Составляющие элементы системы - пеленгатор цели 3, пеленгатор ракеты 4, блок формирования команды управления ракетой 5, устройство передачи команды управления 6, датчик ветра 8 и устройство запуска ракеты - пусковая установка 10 представляют собой известные штатные элементы системы управления ракетой [1, 2]. Блок формирования угла запуска и угла смещения ракеты 9 может быть выполнен в виде счетно-решающей схемы, реализующей соотношения (1), (2), например, на базе операционных усилителей.

Система наведения ракеты работает следующим образом.

Пеленгатор цели 3 осуществляет сопровождение цели, измерение ее угловых координат и угловой скорости ЛВЦ . Датчик ветра 8 измеряет поперечную к ЛВЦ скорость ветра w_z, сигнал, пропорциональный которой, поступает на первый вход блока формирования угла запуска и угла смещения ракеты 9, на второй вход которого со второго выхода пеленгатора цели 3 поступает сигнал, пропорциональный угловой скорости ЛВЦ в наклонной плоскости . В блоке 9 с учетом величины угла смещения линии наведения относительно ЛВЦ ₀ и направления, определяемого по соотношению (1), формируются угол запуска ракеты относительно ЛВЦ, сигнал, пропорциональный которому, с его второго выхода поступает на исполнительный элемент (например, на силовой привод) устройства запуска ракеты 10, и угол смещения ракеты относительно ЛВЦ, сигнал, пропорциональный которому, с его первого выхода поступает на третий вход блока формирования команды управления ракетой 5. Производится запуск ракеты 7 и встреливание ее в широкое поле управления пеленгатора ракеты 4. Далее пеленгатор 4 осуществляет захват ракеты, ее сопровождение и измерение угловых координат по оптическому сигналу, излучаемому факелом разгонного двигателя ракеты или нагретым элементом ее корпуса.

Измеренные угловые координаты ракеты и цели поступают соответственно на первый и второй входы блока формирования команд управления 5, где с учетом углового положения смещенной линии наведения формируется команда управления ракетой. Сформированная команда управления ракетой с выхода блока 5 поступает на вход устройства передачи команд управления 6 и далее передается на ракету 7. Ракета под действием команды управления осуществляет одностороннее движение относительно ЛВЦ, обеспечивая незатенение ОЛС дымовым шлейфом от разгонного двигателя собственной ракеты.

После вхождения ракеты в узкое поле управления пеленгатора 4 ракета по команде разделяется, далее производится ее захват, сопровождение и управление в узком поле управления по измеренным координатам источника излучения ракеты. По сигналу захвата ракеты узким полем управления, поступающим со второго выхода пеленгатора ракеты 4 на третий вход блока формирования угла запуска и угла смещения ракеты 9, производится формирование сигнала совмещения линии наведения ракеты с ЛВЦ в соответствии с соотношением (2). Ракета под действием команды управления, в силу выбранного закона совмещения, плавно выходит на ЛВЦ, обеспечивая необходимую точность наведения на цель. При этом отделившийся разгонный двигатель ракеты в курсовой плоскости будет уходить от ЛВЦ, а образующееся при приземлении двигателя пыледымовое облако не будет перекрывать линии визирования цели и ракеты.

Таким образом, решение поставленной задачи в предлагаемом способе наведения ракеты позволяет предотвратить перекрывание ОЛС "носитель - ракета", “носитель - цель” дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты, а также перекрытие ОЛС пыледымовым облаком, образующимся при приземлении отделившегося собственного разгонного двигателя ракеты, и предотвратить срыв наведения ракеты.

Предлагаемый способ наведения телеуправляемой ракеты позволяет повысить помехоустойчивость системы наведения и эффективность комплексов вооружения телеуправляемых ракет, что выгодно отличает его от известных.

Источники информации

1. Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965.

2. Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Военное издательство, 1991.

3. Патент РФ №2122700, способ наведения телеуправляемой ракеты.