способ наведения ракеты

Формула изобретения

Способ наведения ракеты, включающий измерение координат цели и ракеты и угловое смещение кинематической траектории наведения ракеты относительно линии визирования цели в плоскости наведения, которое формируют пропорционально параметру метода наведения ракеты и текущей разности дальностей до цели и ракеты, отличающийся тем, что параметр метода наведения определяют в текущем времени наведения ракеты с момента начала формирования углового смещения кинематической траектории из соотношения



где А, - параметр метода наведения ракеты и его производная соответственно;

U₁, U₂ - функции параметров относительного сближения ракеты с целью;

W_ц - текущее значение потребного нормального ускорения ракеты, определяемого движением линии визирования цели в плоскости наведения, причем текущие значения функций параметров относительного сближения ракеты с целью U₁, U₂ определяют соответственно по соотношениям





где - соответственно первая и вторая производные разности дальностей до цели и ракеты;

r_p, - соответственно дальность до ракеты и ее первая производная;

V_p, - соответственно скорость ракеты и ее первая производная.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в системах наведения телеуправляемых ракет.

Задача наведения ракеты на цель, заключающаяся в обеспечении сближении ракеты с целью и, в конечном счете, в совмещении их координат, решается с помощью различных методов наведения, определяющих требуемый закон движения ракеты или, по-другому, кинематическую (опорную) траекторию наведения ракеты. Метод наведения определяет характер траектории движения ракеты, потребные перегрузки ракеты, функциональную схему системы наведения и ее аппаратурный состав, а также точность наведения ракеты на цель.

Известен способ наведения ракеты, при котором в течение всего времени управляемого полета к цели ракету удерживают на линии визирования цели (ЛВЦ) ([1], Ф.К.Неупокоев. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Военное издательство, 1991, стр.76-78). Кинематическая траектория наведения ракеты задается методом наведения, определяемым при этом способе наведения заданием в каждой плоскости наведения уравнения связи вида

где _ц - угловая координата цели (угловое положение ЛВЦ);

_k - требуемая (кинематическая) угловая координата ракеты.

Такой метод наведения, называемый методом совмещения трех точек, обладает недостатками, ограничивающими его применение при стрельбе ракетой по подвижным целям. Это связано с тем, что задаваемая этим методом опорная траектория наведения ракеты имеет большую кривизну и для движения по ней ракета должна иметь относительно большие располагаемые нормальные перегрузки, существенно зависящие от скорости движения цели, высоты ее полета и ускорения, что предопределяет также значительные динамические ошибки в контуре управления ракетой.

Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения ракеты, включающий измерение координат цели и ракеты и угловое смещение кинематической траектории наведения ракеты относительно ЛВЦ в плоскости наведения, которое формируют пропорционально параметру метода наведения и текущей разности дальностей до цели и ракеты ([1], стр.66-67, стр.85-90).

Кинематическая траектория наведения ракеты при этом способе определяется методом наведения, задаваемым в каждой плоскости наведения уравнением связи вида

где А - параметр метода наведения;

r=r_ц-r_p - разность дальностей до цели r_ц и ракеты r_p.

Такой метод наведения называется методом наведения с упреждением (или методом спрямления траектории), при котором угловое смещение кинематической траектории наведения ракеты относительно ЛВЦ формируют в виде текущего значения угла упреждения _упр, равного

где параметр метода наведения А определяют по соотношению

где m - коэффициент спрямления;

- угловая скорость ЛВЦ (цели);

- скорость изменения разности дальностей до цели и ракеты.

Параметр метода наведения вида (4) в известном способе получен исходя из обеспечения условия сведения к нулю угловой скорости кинематической траектории наведения в точке встречи ракеты с целью (при r_P=r_ц), т.е. в момент встречи ракеты с целью выполняется условие

Тогда при выполнении условий, что скорость изменения углового положения цели и скорость относительного сближения ракеты и цели постоянны, обеспечивается прямолинейная кинематическая траектория наведения и, соответственно, потребные перегрузки ракеты и динамическая ошибка наведения на этой траектории будут близки к нулю, т.е. в этом случае будет обеспечиваться полет ракеты по практически полностью спрямленной траектории ([2], А.М.Батков, И.Б.Тарханов. Системы теленаведения. - М.: Машиностроение, 1971, стр.42-43). Однако в реальности такое предположение о характере движений цели, ракеты и скорости их сближения не выполняется даже при обстреле прямолинейно летящей цели, не говоря уже о маневрирующей цели, и поэтому при наведении ракеты с использованием известного метода также происходит искривление кинематической траектории наведения, возрастание потребных перегрузок от ракеты и увеличение динамической ошибки наведения и, как следствие, ограничение зоны поражения цели ракетой, что особенно характерно для перехвата скоростных и высоколетящих целей. Этим и определяются недостатки такого способа наведения, ограничивающие его применение.

Задачей настоящего изобретения является снижение потребных нормальных перегрузок ракеты и динамической ошибки наведения на кинематической траектории наведения за счет ее спрямления независимо от характера движения цели и изменения скорости сближения ракеты с целью и расширение условий применения ракеты при перехвате скоростных и высоколетящих целей.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе наведения ракеты на цель, включающем измерение координат цели и ракеты и угловое смещение кинематической траектории наведения ракеты относительно ЛВЦ в плоскости наведения, которое формируют пропорционально параметру метода наведения и текущей разности дальностей до цели и ракеты, новым является то, что параметр метода наведения определяют в текущем времени наведения ракеты с момента начала формирования смещения кинематической траектории из соотношения

где А, - параметр метода наведения ракеты и его первая производная соответственно;

U₁, U₂ - функции параметров относительного сближения ракеты с целью;

W_ц - текущее значение потребного нормального ускорения ракеты,

определяемого движением ЛВЦ в плоскости наведения,

причем текущие значения функций параметров относительного сближения ракеты с целью U ₁, U₂ определяют соответственно по соотношениям

,

где , - соответственно первая и вторая производные разности дальностей до цели и ракеты;

r_p, - соответственно дальность до ракеты и ее первая производная;

V_p, - соответственно скорость ракеты и ее первая производная.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что параметр метода наведения А, определяющий текущее значение угла упреждения ракеты относительно ЛВЦ, задают исходя из обеспечения выполнения условия: в точке встречи ракеты с целью (т.е. при r_P=r_ц) полное потребное нормальное ускорение ракеты на кинематической траектории должно быть равно нулю. В таком случае обеспечивается прямолинейная траектория наведения ракеты и, соответственно, потребные перегрузки ракеты и динамическая ошибка наведения на кинематической траектории будут близки к нулю, в том числе и при переменных скоростях изменения углового положения цели и сближения ракеты с целью, т.е. будет обеспечиваться полет ракеты по полностью спрямленной траектории, не связанной с характером движений цели и ракеты.

Для пояснения предлагаемого способа наведения ракеты рассмотрим соотношение для полного потребного нормального ускорения ракеты W_n на кинематической траектории наведения (для простоты изложения только в одной независимой плоскости наведения, например, в вертикальной, где _k - кинематическая угловая координата ракеты), которое определяется зависимостью ([1], стр.26)

где , - угловая скорость и угловое ускорение текущей координаты кинематической траектории наведения соответственно.

Учитывая уравнение связи (2) метода наведения, запишем для угловой скорости и углового ускорения координаты точки кинематической траектории выражения

Тогда соотношение (8) для полного нормального ускорения ракеты с учетом выражений (9) примет вид

В соотношении (10) первые два слагаемых

представляют собой выражение, определяющее значение потребного нормального ускорения ракеты W_ц , определяемого движением ЛВЦ в плоскости наведения (т.е. угловой скоростью и угловым ускорением цели (ЛВЦ), [1], стр.78). Далее, учитывая, что в точке встречи ракеты с целью относительная дальность r=0, получим из выражения (10) соотношение для полного нормального ускорения ракеты в точке встречи

Налагая для соотношения (13) условие равенства потребного нормального ускорения ракеты нулю, т.е.

получим уравнение для определения текущего значения параметра А метода наведения в виде соотношения (6), коэффициенты которого задаются в виде функций U₁, U₂, определяемых соответственно соотношениями (7).

Таким образом, формируя по измеренным текущим координатам цели и ракеты (с использованием вычисленных их производных) значения функций U₁ и U₂ в соответствии с соотношениями (7), значение текущего потребного нормального ускорения ракеты W_ц, определяемого движением ЛВЦ, в соответствии с соотношением (11) и решая в текущем времени наведения ракеты уравнение (6), получают требуемое текущее значение параметра А метода наведения, в соответствии с которым далее формируют угол упреждения для наведения ракеты в виде

и соответственно угловое смещение ракеты относительно ЛВЦ или по-другому опорную (кинематическую) траекторию наведения.

При использовании текущих значений функций U₁, U₂ в виде (7) и ускорения W _ц в соответствии с соотношением (11) кинематическая траектория наведения в точке встречи ракеты с целью будет обеспечивать полное потребное нормальное ускорение ракеты W_n, равное нулю, т.е. будет обеспечиваться полет ракеты по полностью спрямленной траектории независимо от характера движения цели и ракеты. При этом снижаются потребные нормальные перегрузки ракеты и динамическая ошибка наведения, что обеспечивает повышение точности наведения и расширение условий применения и зоны поражения ракеты.

Предлагаемый способ наведения ракеты может быть реализован системой наведения ракеты, функциональная схема которой представлена на фиг.1.

Система наведения содержит пеленгатор цели (ПЦ) 1, контур управления ракетой, включающий в каждом из каналов тангажа и курса последовательно соединенные пеленгатор ракеты (ПР) 2, блок формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения (ЛО) 3, блок формирования команды управления ракетой, пропорциональной линейному рассогласованию между ракетой и опорной траекторией наведения (ФК) 4, устройство радиоуправления (РУ) 5 и ракету (Р) 6, блок формирования угла упреждения (УУ) 7 и блок формирования параметра метода наведения (ПМ) 8.

Элементы пеленгатор цели 1, пеленгатор ракеты 2, блок формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения 3, блок формирования команды управления ракетой, пропорциональной линейному рассогласованию между ракетой и опорной траекторией наведения 4, устройство радиоуправления 5 и блок формирования угла упреждения 7 представляют собой известные штатные элементы системы управления ракетой ([1], стр.129-130).

Блок формирования параметра метода наведения 8 может быть выполнен в виде счетно-решающих схем, например, на базе операционных усилителей ([3], И.М.Тетельбаум, Ю.Р.Шнейдер. Практика аналогового моделирования динамических систем. - М.: Энергоатомиздат, 1987), реализующих соотношения (6) и (7) для предлагаемого способа наведения ракеты.

Функциональная схема такого блока приведена на фиг.2, где обозначено:

9 - блок обработки координат цели и ракеты (ОК);

10 - блок формирования сигнала, пропорционального потребному нормальному ускорению ракеты, определяемому движением ЛВЦ(У);

11 - блок формирования сигнала, пропорционального первой функции параметров относительного сближения ракеты с целью (Ф1);

12 - блок формирования сигнала, пропорционального второй функции параметров относительного сближения ракеты с целью (Ф2);

13, 14 - блоки умножения (M1, M2) - стр.125;

15 - блок вычитания (В) - стр.43;

16 - интегратор (И) - стр.43.

Блок 9 включает в себя набор (7 штук) дифференцирующе-сглаживающих устройств (стр.92), которые по поступающим на его входы 1, 2, 3 и 4 соответственно сигналам дальности до ракеты r_p, дальности до цели r_ц , угловой координаты цели _ц и скорости ракеты V_p формируют сигналы, пропорциональные их первым , , , и вторым производным , , (для скорости ракеты только сигнал первой производной), и два блока вычитания, формирующих соответственно сигналы первой и второй производных разностей дальностей цели и ракеты.

Блок 10 включает в себя блок деления (стр.125), три блока умножения (стр.125) и блоки суммирования и вычитания (стр.42-43), с помощью которых в соответствии с соотношением (11) по выходным сигналам блока 9 формируется сигнал, пропорциональный потребному нормальному ускорению ракеты W_ц, определяемому движением ЛВЦ.

Блок 11 включает в себя три блока деления (стр.125) и блоки суммирования и вычитания (стр.42-43), с помощью которых в соответствии с первым выражением соотношения (7) по выходным сигналам блока 9 формируют сигнал, пропорциональный первой функции параметров относительного сближения ракеты с целью U₁ .

Блок 12 включает в себя блоки умножения и деления (стр.125), с помощью которых в соответствии со вторым выражением соотношения (7) по выходным сигналам блока 9 формируют сигнал, пропорциональный второй функции параметров относительного сближения ракеты с целью U₂.

Система работает следующим образом. Пеленгатор цели 1 осуществляет сопровождение цели и измерение ее угловых координат и дальности. Пеленгатор ракеты 2 осуществляет захват ракеты на сопровождение и измерение ее угловых координат, дальности и скорости полета. Далее рассматривается работа одного канала системы наведения. Измеренные угловая координата ракеты _р и дальность до ракеты r_p с выходов блока 2 поступают соответственно на первый и второй входы блока формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения 3, на третий вход которого поступает угловая координата цели _ц с выхода блока 1. В блоке 3 с учетом сигнала угла упреждения _упр, поступающего на его четвертый вход с выхода блока 7, формируется сигнал линейного рассогласования h между координатами ракеты и опорной траектории в соответствии с соотношением

пропорционально которому в блоке 4 формируют команду управления ракетой. Сформированная команда управления посредством устройства радиоуправления 5 передается на ракету 6. Ракета, отрабатывая команды, наводится на цель.

Одновременно в текущем времени наведения с пеленгатора ракеты 2 измеренные сигналы дальности до ракеты r_p и ее скорости полета V_p поступают соответственно на первый и четвертый входы блока формирования параметра метода наведения 8, на второй и третий входы которого поступают с выходов блока 1 соответственно сигналы дальности до цели r_ц и ее угловой координаты _ц. Входы блока 8 являются также соответствующими входами блока обработки координат 9, где формируются соответствующие сигналы, пропорциональные первым и вторым производным координат цели, ракеты и разности их дальностей. Далее по выходным сигналам блока 9, поступающим на соответствующие входы блока 10 ( , , V_p, , r_p, ), блока 11 (r_p, , , , V_p, ) и блока 12 (r_p, ), формируются соответственно сигнал, пропорциональный потребному нормальному ускорению ракеты W_ц, определяемому движением ЛВЦ, сигнал, пропорциональный первой функции U ₁ параметров относительного сближения ракеты с целью, и сигнал, пропорциональный второй функции U₂ параметров относительного сближения ракеты с целью. Сигнал, пропорциональный ускорению W_ц, с выхода блока 10 поступает на первый вход первого блока умножения 13, на второй вход которого поступает сигнал, пропорциональный функции U₂. Сигнал, пропорциональный функции U₁, с выхода блока 11 поступает на первый вход второго блока умножения 14, на второй вход которого поступает выходной сигнал интегратора 16. Сигналы с выходов блоков умножения 13 и 14 поступают на соответствующие входы блока вычитания 15, образуя на его выходе, в соответствии с соотношением (6), сигнал, пропорциональный первой производной параметра метода наведения

Сигнал с выхода блока 15 поступает на вход интегратора 16, на выходе которого формируется сигнал, пропорциональный параметру метода наведения А, который и является выходным сигналом блока формирования параметра метода наведения 8.

Далее выходной сигнал блока 8 поступает на третий вход блока формирования угла упреждения 7, на первый и второй входы которого поступают соответственно сигналы дальностей до ракеты r_p и цели r_ц соответственно с пеленгатора ракеты 2 и пеленгатора цели 1. В блоке 7 в соответствии с соотношением (14) формируется сигнал текущего угла упреждения _упр, который далее поступает на четвертый вход блока формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения 3.

Сформированный таким образом угол упреждения совместно с угловым положением ЛВЦ задают кинематическую (опорную) траекторию наведения, которая совместно с формируемыми сигналами управления обеспечивает наведение ракеты по спрямленной траектории независимо от характеров движения цели и сближения ракеты с целью, что снижает потребные перегрузки ракеты и динамическую ошибку наведения.

Предлагаемое техническое решение обеспечивает повышение динамической точности наведения и расширение условий применения ракеты, что выгодно отличает его от известных.

Источники информации

1. Ф.К.Неупокоев. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Воениздат, 1991.

2. А.М.Батков, И.Б.Тарханов. Системы теленаведения. - М.: Машиностроение, 1971.

3. И.М.Тетельбаум, Ю.Р.Шнейдер. Практика аналогового моделирования динамических систем. - М.: Энергоатомиздат, 1987.