способ формирования сигнала наведения вращающегося корректируемого артиллерийского снаряда с использованием датчиков линейных ускорений

Формула изобретения

1. Способ формирования сигнала наведения вращающегося корректируемого артиллерийского снаряда (КАС), включающий обработку сигналов, поступивших с лазерного индикатора-координатора цели, в бортовом вычислителе, определение углов пеленга цели и коррекцию траектории снаряда посредством импульсных двигателей коррекции, отличающийся тем, что на продольной оси КАС устанавливают блок в виде трех датчиков линейных ускорений (ДЛУ) с взаимно перпендикулярными измерительными осями, с помощью которых формируют сигналы, пропорциональные проекциям кажущегося ускорения, обрабатывают полученные значения в бортовом вычислителе и получают величины углов атаки и скольжения в связанной со снарядом системе координат, затем суммируют их с углами пеленга, рассчитывают угол упреждения и формируют сигнал наведения, причем при коррекции траектории КАС производят регистрацию факта коррекции по превышению величиной кажущегося ускорения заданного уровня.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что блок из 3-х ДЛУ располагают вблизи центра масс КАС.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что КАС снабжают дополнительным блоком из 2-х ДЛУ с измерительными осями, перпендикулярными друг другу и продольной оси КАС, при этом первый и дополнительный блоки ДЛУ устанавливают на разных расстояниях от центра масс КАС, а сигналы от ДЛУ обрабатывают в бортовом вычислителе и получают значения углов атаки и скольжения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к высокоточному артиллерийскому вооружению, в частности к корректируемым артиллерийским снарядам (КАС).

Известен (1) способ наведения КАС, вращающегося на участке коррекции со скоростью 4-10 об/с и наводящегося на цель по отраженному от цели лазерному лучу с использованием импульсной коррекции траектории, заключающийся в том, что на участке коррекции по показаниям неподвижно закрепленной в КАС оптико-электронной головки вычисляют углы пеленга цели, а частоту вращения снаряда (W _x) определяют по приращению фазового угла пеленга цели за несколько периодов подсвета цели, затем по показаниям флюгерных датчиков (ФД) вычисляют углы атаки и скольжения, по показаниям датчика температуры из таблицы определяют время формирования равнодействующей тяги импульсных двигателей коррекции (ИДК) и вычисляют моменты их включения.

Недостатком этого способа, принятого за прототип, является наличие подвижных частей, невысокая точность определения углов атаки и скольжения при использовании ФД из-за наличия неучитываемых нелинейностей при взаимодействии набегающего потока и элементов снаряда, механических и электрических погрешностей при съеме информации о положении флюгеров через датчики углов.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности определения и при одновременном упрощении конструкторских решений при реализации предлагаемого способа формирования сигнала наведения КАС на цель при каждой коррекции и проведение контроля за результатом каждой коррекции.

Технический результат достигается за счет того, что при способе формирования сигнала наведения КАС (пункт 1 формулы изобретения), заключающемся в том, что в КАС (фиг.1), содержащем лазерный индикатор-координатор цели (ЛИК), бортовой вычислитель (БВ), устройство коррекции траектории (УК), сигналы с ЛИК обрабатывают в БВ, получают углы пеленга в связанной с КАС системе координат, а с помощью блока датчиков линейных ускорений (ДЛУ), расположенного на продольной оси КАС, измеряют проекции кажущегося ускорения снаряда (КУ), обрабатывают полученные сигналы в БВ и получают величины углов атаки _св и скольжения _св в связанной системе координат (ССК), затем суммируют их значения с углами пеленга в соответствующих плоскостях ССК, рассчитывают угол упреждения цели и формируют сигнал наведения, причем при коррекции траектории регистрируют превышение заданного значения измеренными значениями проекций кажущегося ускорения а_у по оси у и а _z по оси z.

Сущность изобретения по пункту 2 формулы заключается в измерении кажущегося ускорения с помощью 3-х ДЛУ, установленных в центре масс КАС с измерительными осями, совпадающими с осями ССК, что упрощает расчет _св и _св, в частности, для углов и <15° при известных значениях аэродинамических характеристик С_х и после измерения проекций кажущегося ускорения a _x, а_у и а_z, _св и _св определяют по формулам:

где a_x, a_y , a_z - измеренные значения проекций кажущегося ускорения КАС на оси ССК,

С_х - коэффициент лобового сопротивления КАС,

- производная коэффициента подъемной силы КАС по углу атаки .

Полученные выражения обеспечивают для дозвуковых скоростей полета на участке коррекции вычисление _св и _св с более высокой точностью, чем у прототипа.

Сущность предлагаемого изобретения по пункту 3 формулы заключается в том, что, если конструкция КАС не позволяет размещать блок из 3-х ДЛУ в центре масс снаряда, тогда для сохранения высокой точности определения углов атаки и скольжения КАС снабжают дополнительным блоком из 2-х ДЛУ с измерительными осями, перпендикулярными друг другу и продольной оси КАС, при этом первый и дополнительный блоки ДЛУ устанавливают на разных расстояниях от центра масс КАС, а сигналы от ДЛУ обрабатывают в бортовом вычислителе и получают значения углов атаки и скольжения.

Смещение датчиков от центра масс приводит к воздействию на датчики переносных угловых ускорений, обусловленных колебаниями КАС относительно экваториальных осей OY, OZ. В снимаемых с ДЛУ сигналах содержится информация как об угле атаки, так и угловой скорости колебаний КАС относительно экваториальной оси.

Используя сигналы, поступающие с этих датчиков, определяют значения углов атаки и скольжения в БВ по формулам:

где l_x1, l _х2 - расстояния от центра масс КАС до первого и второго блоков ДЛУ по продольной оси КАС соответственно;

a _y1, a_z1, а_y2 , a_z2 - проекции КУ на оси У и Z первого и второго блоков ДЛУ.

В полученных выражениях не используются инерционные характеристики и моментные характеристики, что упрощает способ и уменьшает ошибку при вычислении _св и _св, так как ошибка измерения обусловлена только точностью установки ДЛУ относительно центра масс КАС. Вычисленные в БВ значения _св и _св затем суммируют с углами пеленга, измеряемыми с помощью ЛИК, и формируют сигнал наведения КАС.

Предлагаемый в пункте 2 формулы способ может быть реализован по схеме, показанной на фиг.2, с помощью устройства наведения КАС (фиг.1), содержащего:

- лазерный индикатор-координатор (ЛИК) цели для определения пеленга цели в связанной системе координат;

- датчики линейных ускорений (ДЛУ), расположенные вблизи центра масс КАС, измерительные оси которых направлены по осям X, У, Z связанной системы координат;

- устройство коррекции с импульсными двигателями коррекции (УК);

- бортовой вычислитель (БВ) для обработки сигналов, поступающих с ЛИК и ДЛУ и формирования сигналов наведения для УК.

Устройство наведения КАС работает следующим образом.

После начала движения КАС активизируют ЛИК и ДЛУ, обрабатывают в БВ сигналы, поступающие от них, получают значения и , затем на участке коррекции вырабатывают сигналы наведения для запуска УК, причем при работе УК производят регистрацию факта коррекции по превышению величиной кажущегося ускорения заданного уровня.

В случае невозможности реализации изобретения по пункту 2 формулы способа реализуют КАС согласно пункту 3 формулы изобретения с использованием дополнительного блока из двух ДЛУ по схеме, показанной на фиг.3, причем блоки ДЛУ можно располагать по одну сторону или по разные стороны от центра масс КАС.

Изобретение реализовано с использованием акселерометров, выдерживающих перегрузки при производстве артиллерийского выстрела и измеряющих на траектории полета КАС проекции кажущегося ускорения величиной до 6g.

Предлагаемое изобретение позволяет упростить конструкцию КАС и повысить точность определения и .

Источники информации

1. RU 2231735 C1, 27.06.2004, F41G 7/22.