способ контроля лучевой системы телеуправления ракетой и система для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ контроля лучевой системы телеуправления ракетой, включающий измерение параметра системы дистанционного управления, отличающийся тем, что размещают в зоне распространения луча, сформированного электромагнитным полем, несколько устройств, каждое из которых преобразует параметр электромагнитного поля в сигналы, соответствующие курсу и тангажу, с момента старта ракеты регистрируют сигналы, соответствующие курсу и тангажу, определяют во время полета ракеты ее положение на траектории относительно цели, определяют и фиксируют отклонение ракеты от цели по курсу и тангажу, при этом процесс регистрации сигналов и фиксации отклонения ракеты синхронизируют во времени, по величине отклонений ракеты на траектории от цели по курсу и тангажу и величине зарегистрированных сигналов, соответствующих курсу и тангажу, определяют состояние лучевой системы телеуправления и ее составных частей.

2. Система контроля лучевой системы телеуправления ракетой, содержащая устройство регистрации, отличающаяся тем, что она снабжена устройством фиксации траектории полета ракеты, размещенным рядом с пунктом управления, и несколькими цепочками, размещенными в зоне распространения луча, каждая из которых состоит из последовательно соединенных приемника, блока выделения координат, выходы по курсу и тангажу блоков выделения координат каждой из цепочек соединены с устройством регистрации, при этом приемник каждой из цепочек выполнен с возможностью приема излучения электромагнитного поля, формирующего луч на пункте управления, а устройство фиксации траектории полета ракеты выполнено оптическим.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке лучевых систем телеуправления, а также при их серийном изготовлении в процессе летных испытаний.

Известны способ контроля аппаратуры системы управления ракетой и телеметрическая система контроля [1], его реализующая. Данное техническое решение выбрано нами в качестве прототипа. Известный способ контроля заключается в том, что на управляемой ракете размещают передающую часть телеметрической системы, измеряют, кодируют и передают рабочие характеристики аппаратуры ракеты и самой ракеты, которые в наземной приемной части телеметрической системы принимают, декодируют и обрабатывают, выделяя эти рабочие характеристики. Известная телеметрическая система контроля ракеты содержит аппаратуру управления ракетой, которая подключена к датчикам бортового телеметрического передатчика, связанного электромагнитным излучением с наземным телеметрическим приемником.

Известный способ контроля аппаратуры системы управления ракетой и телеметрическую систему контроля широко применяют, в том числе, и для контроля лучевой системы телеуправления.

Недостатком известных способа и устройства является необходимость размещения передающей части телеметрической системы на борту ракеты, что требует изменения конструкции, например, серийно выпускаемых ракет, т.к. в них не предусмотрены места для установки телеметрии, поскольку их параметры и характеристики оптимизированы в процессе разработки и подготовки серийного производства.

Задачей настоящего изобретения является контроль лучевой системы телеуправления, т.е. характеристик пункта управления и ракеты при размещении передающей части системы телеметрии вне ракеты.

Поставленная задача решается в способе контроля лучевой системы за счет того, что на пункте управления создают пространственную структуру электромагнитного поля, в котором параметр поля функционально связывают с координатами соответствующих точек пространства, при этом наводят на цель либо выше цели луч с нулевыми значениями командных сообщений, а на ракете измеряют параметр электромагнитного поля, определяют величину координат и формируют команды управления по курсу и тангажу; размещают в зоне распространения луча N устройств, каждое из которых преобразует параметр поля в сигналы координат по тангажу и курсу, а затем их регистрируют с момента старта ракеты, фиксируют на траектории полета положение ракеты относительно цели, при этом процесс регистрации и фиксации во времени синхронизируют, по величине зарегистрированных сигналов координат и зафиксированного отклонения ракеты от цели по курсу и тангажу делают вывод о состоянии лучевой системы телеуправления и ее составных частей.

Система контроля лучевой системы телеуправления ракетой, основанная на этом способе, содержит пункт управления, связанный электромагнитным излучением с ракетой, и телеметрическую систему; введено устройство фиксации траектории полета ракеты, размещенное рядом с пунктом управления, а телеметрическая система, размещенная в зоне распространения луча, выполнена в виде N цепочек, в каждой из которых последовательно соединены приемник и блок выделения координат, выходы по курсу и тангажу блоков выделения координат из N цепочек подключены к регистрирующему устройству, при этом приемник из каждой цепочки связан электромагнитным излучением с пунктом управления, а устройство фиксации траектории полета ракеты оптически связано с ракетой.

Заявленный способ контроля лучевой системы телеуправления реализуется следующим образом. На пункте управления создают пространственную структуру электромагнитного поля, в котором параметр поля функционально связывают с координатами соответствующих точек пространства, например в системе декартовых координат “ZOY”, где Z - величина координаты по курсу, Y - величина координаты по тангажу, 0 - начало координат, совпадающее с центром поля управления и являющееся точкой прицеливания (наведения на цель), которая образует в направлении к цели линию, т.е. луч с нулевыми значениями командных сообщений по курсу и тангажу, например равносигнальную зону [2]. В общем случае формирование поля управления осуществляют сканированием диаграммы направленности в двух взаимно перпендикулярных направлениях по “Z” и “Y”, соответственно, при этом пропорционально углу сканирования изменяют величину командных сообщений.

Изменяемым параметром электромагнитного поля может быть, например, изменение положения импульсов при импульсном режиме излучения сигнала по закону время-импульсной модуляции (ВИМ) или кодово-импульсной (КИМ) с дополнительной амплитудной модуляцией (AM) или без [2]. Ракета измеряет параметр электромагнитного поля, определяет величины координат по “Z” и “Y” и формирует команды управления, которые выводят ее на линию с нулевыми значениями командных сообщений.

Таким образом, с пункта управления направляют луч с нулевыми значениями командных сообщений на цель либо выше цели (например, при поражении цели сверху), при этом отклонение ракеты от “0” по “Z” и “Y” будет являться отклонением ракеты относительно точки прицеливания.

Перед стартом ракеты размещают в зоне распространения луча N устройств, например, равномерно от пункта управления до цели. Это легко реализовать, например, при полете ракеты параллельно поверхности земли (для противотанковых управляемых снарядов), при этом N устройств располагают на поверхности или над поверхностью на выносных штативах, а их приемную часть направляют в сторону пункта управления, при этом, например, располагают устройства параллельно линии луча с нулевыми значениями командных сообщений. Эти устройства преобразуют параметр поля, передаваемый с пункта управления, в сигналы координат по тангажу и курсу, а затем их регистрируют с момента старта ракеты.

Саму траекторию полета ракеты фиксируют с помощью теле- или кинокамеры (камер), расположенную (расположенных) рядом с пунктом управления и, например, вдоль траектории полета, тем самым оптически 4 фиксируют отклонение ракеты от цели, т.е. ее координаты “Z” и “Y” относительно “0”. При этом процесс регистрации и фиксации во времени синхронизуют.

По величине зарегистрированных сигналов координат по “Z” и “Y” и зафиксированного отклонения ракеты от цели (“0”) по курсу “Z” и тангажу “Y” путем сопоставления значений координат делают вывод о состоянии лучевой системы телеуправления и ее составных частей на траектории полета. При этом следует учитывать, что зафиксированное положение ракеты по курсу может не совпадать с величиной регистрируемой координаты (сигнала) “Z” в случае смещения N устройств влево или вправо относительно линии луча с нулевыми значениями командных сообщений, а по тангажу “Y” - вниз из-за высоты, например, штативов.

При одном регистрирующем устройстве (N=1), расположенном, например, сравнительно близко к пункту управления, следует учитывать изменение регистрируемой координаты по тангажу “Y”, например при уменьшении угловых размеров пространственной структуры электромагнитного поля, формируемого на пункте управления во времени с момента старта ракеты.

Заявленный способ позволяет однозначно идентифицировать отказы: формирование, на пункте управления неверного (искаженного) командного сообщения и неисправности ракеты, например ее аппаратуры управления, а по характеру изменений регистрируемых и фиксированных значений - конкретный блок или узел.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежом, где: 1 - устройство фиксации траектории полета ракеты, 2 - пункт управления, 3 - ракета, 4 - телеметрическая система, 5, 5а...5n - приемник, 6, 6a...6n - блок выделения координат, 7 - автопилот, 8 - регистрирующее устройство.

Пункт управления 2 связан электромагнитным излучением с ракетой 3. Телеметрическая система 4 выполнена в виде N цепочек, в каждой из которых последовательно соединены приемник 5а...5n и блок выделения координат 6a...6n. Выходы по курсу и тангажу блоков выделения координат из N цепочек 6a...6n подключены к регистрирующему устройству 8. Приемники 5а...5n из каждой цепочки связан электромагнитным излучением с пунктом управления 2. Устройство фиксации траектории полета ракеты 1 оптически связано с ракетой 3.

В качестве устройства фиксации траектории полета ракеты 1 можно применить теле- или кинокамеру (камеры), радиолокационные станции и т.д., которые определяют положение испытываемой ракеты по курсу “Z” и тангажу “Y” в функции времени.

Пункт управления 2 может быть выполнен как аппаратура пункта управления [2], либо как аппаратура кодирования и уплотнения каналов [2], выходной сигнал которой U_м (t) поступает на сканирующее, например оптическое, устройство, связанное с величинами входных командных сообщений U_кc1 и U_кc2 сканируемых, соответственно по курсу “Z” и тангажу “Y”.

Пример выполнения ракеты 3 приведен на чертеже, где она состоит из последовательно выключенных приемника 5, блока выделения координат 6 (аппаратура разделения каналов и декодирования, где, например, U_к1 - координата по “Z”, U_к2 - по “Y”) и автопилота 7 [2].

В телеметрической системе 4 приемники 5а...5n и блоки выделения координат 6а...6n по выполнению аналогичны блокам, соответственно, 5 и 6. Регистрирующее устройство 8, например, многоканальный магнитофон, т.е. телеметрическая система 4 является проводной.

Заявленная система контроля лучевой системы телеуправления работает следующим образом. Пункт управления 2 формирует электромагнитное излучение в виде сканируемого луча. Это излучение попадает на приемник 5 ракеты 3, а также на приемники 5а...5n телеметрической системы 4, где оно преобразуется в электрический сигнал, например в сигнал с ВИМ.

Сигнал с выхода приемника 5 поступает на блок выделения координат 6, где в соответствии с положением ракеты в луче, выделяются электрические сигналы по курсу “Z” и тангажу “Y”, величины и знак которых соответствует отклонению ракеты от точки прицеливания, т.е. от “0”. Эти сигналы поступают на автопилот 7, который с помощью рулей отрабатывает эти сигналы и приводит ракету 3 в точку прицеливания “0”.

Аналогичным образом блоки выделения координат 6а...6n выделяют из электрических сигналов с выходов соответствующих приемников 5а...5n электрические сигналы координат “Z” и “Y”, которые записываются в регистрирующем устройстве 8.

Одновременно фиксируется устройством фиксации траектории полета ракеты 1 изменение положения ракеты относительно точки прицеливания “0” во времени с момента старта. Устройство фиксации траектории полета ракеты 1 и регистрирующее устройство 8 вырабатывают автономно метки времени, которые связывают (синхронизируют) временные последовательности событий в устройствах, т.е. величины координат “Z” и “Y”.

Таким образом, зарегистрированные к гиксиробанные временные последовательности в виде функций значений координат “Z” и “Y” во времени при их сопоставлении (с учетом разницы координат по тангажу “Y” и курсу “Z” в устройствах 1 и 8) в послеполетный период позволяет выявить причины отказов в случае их наличия.

Размещение в способе контроля лучевой системы телеуправления в зоне распространения луча N устройств, каждое из которых преобразует параметр поля в сигналы координат по тангажу и курсу, а затем их регистрируют с момента старта ракеты и фиксируют на траектории полета положение ракеты относительно цели, при этом процесс регистрации и фиксации во времени синхронизируют, по величине зарегистрированных сигналов координат и зафиксированного отклонения ракеты от цели по курсу и тангажу делают вывод о состоянии лучевой системы телеуправления и ее составных частей позволяет контролировать лучевую систему телеуправления.

Введение в устройство фиксации траектории полета ракеты, размещенное рядом с пунктом управления, и выполнение телеметрической системы, размещенной в зоне распространения луча, в виде N цепочек, в каждой из которых последовательно соединены приемник и блок выделения координат, а выходы по курсу и тангажу блоков выделения координат из N цепочек подключены к регистрирующему устройству, при этом приемник из каждой цепочки связан электромагнитным излучением с пунктом управления, а устройство фиксации траектории полета ракеты оптически связано с ракетой, позволило контролировать характеристики пункта управления и ракеты при размещении передающей части системы телеметрии вне ракеты.

Источники информации:

1 "Справочник по телеметрии" под ред. Э.Л.Грюнберга, издательство "Машиностроение", Москва, 1971 г., стр.7, стр.21-22 рис.1.3, 1.4.

2. "Основы радиоуправления" под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н., Москва, "Советское радио", 1973 г., стр.35 рис.1.14, стр.246-248, рис.4.28, стр.276, рис.5.3.