способ наведения управляемой ракеты

Формула изобретения

Способ наведения управляемых ракет, включающий формирование и совмещение с целью двух линий прицеливания с острым углом между ними, производство пуска и захвата управляемой ракеты, измерение системами наведения отклонений управляемой ракеты в процессе ее полета от обеих линий прицеливания, автоматическое формирование и передачу на управляемую ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего сумме обеих команд управления, и периодическое изменение яркости прицельных марок линий прицеливания, отличающийся тем, что предварительно определяют запасы устойчивости каждой системы наведения по фазе и значение меньшего из них, формируют и юстируют с каждой линией прицеливания информационные области управления ракетой, измеряют относительно плоскости стрельбы углы крена каждой из них и относительный угол крена между ними, сравнивают значения меньшего запаса устойчивости по фазе и относительного угла крена между информационными областями управления ракетой, изменяют цвет прицельных марок, если значение относительного угла крена между информационными областями управления ракетой превышает меньшее значение запаса устойчивости одной из систем наведения, производят периодическое изменение яркости прицельной марки каждой линии прицеливания при наличии захвата управляемой ракеты соответствующей системой наведения, определяют наличие и продолжительность совместного захвата управляемой ракеты одновременно в обеих системах наведения и удваивают на это время частоту изменения яркости обеих прицельных марок.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно, к способам наведения управляемых ракет, в частности, устанавливаемых в составе комплексов управляемого ракетного вооружения как на наземных установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др.

Наведение снарядов и ракет в процессе их полета позволяет существенно повысить точность комплексов вооружения, устанавливаемых как на земле, так и на различных подвижных объектах. Существенно возрастает огневая мощь таких машин и за счет дополнения обычного вооружения (артиллерийского, стрелкового) управляемым ракетным вооружением. От эффективности способа наведения зависит и эффективность комплекса вооружения.

Известен способ наведения управляемых ракет первого поколения, заключающийся в наведении наводчиком (оператором) на цель линии прицеливания, глазомерном измерении отклонения от нее управляемой ракеты, воздействии на органы управления ракетой в соответствии с этими отклонениями до совмещения управляемой ракеты с целью (см., например, А.Н.Латухин «Противотанковое вооружение», М., Воениздат, 1974, С.192-236). К первому поколению относятся управляемые ракеты с ручными системами наведения: французские SS - 10, SS - 11, SS - 12, «Энтак», английские «Виджилент», «Малкара», западногерманская «Кобра», шведская «Бантам», швейцарская «Москито-64», отечественные «Шмель», «Малютка» и др.

ПТУР первого поколения и способы их наведения имеют очевидные недостатки: невысокая скорость движения ракеты, реализуемая в них, а следовательно, и очень большое время полета (20-25 с), наличие не поражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м и др. Обучение личного состава очень дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов. Поэтому к наводчикам (операторам) ПТУР предъявляются строгие требования. Кроме того, при таком способе управления практически невозможно устранить один из основных недостатков: низкую скорость полета управляемой ракеты. Дело в том, что при увеличении скорости полета ракеты работа наводчика сильно усложняется, поскольку управление обычно осуществляется с помощью команд, основанных на учете взаимного положения ракеты и цели. Наводчик не успевает своевременно реагировать на изменения направления полета скоростной ракеты, отсутствует объективная информация о текущем удалении управляемой ракеты от цели и моменте достижения ею цели, что вызывает напряженность оператора.

Известен способ наведения управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 «Кобра» (см., например, «Комплекс вооружения танка - Т-64Б. Материалы учебного пособия, М., ВАБТВ, 1977, С.8-51). Способ наведения управляемой ракеты комплекса 9К112-1 «Кобра» заключается в формировании линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой наведения отклонения управляемой ракеты в процессе ее полета от линии прицеливания, автоматическом формировании и передаче на ракету команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде.

Этот способ от предшествующего отличается тем, что непрерывное слежение за целью, совмещая с нею линию прицеливания, ведет наводчик (оператор), а слежение за ракетой, измерение ее отклонений от линии прицеливания, выработка и передача команд на борт летящей ракеты, а затем на ее органы управления производятся системой наведения автоматически. Этот способ по сравнению с предшествующим обеспечивает (см. там же): увеличение скорости полета ракеты до 220-500 м/с; уменьшение времени полета ракеты на предельную дальность; уменьшение «мертвой зоны» до 75 м и менее от огневой позиции; более высокую эффективность и стабильность результатов стрельбы в разнообразных ситуациях противотанкового боя; упрощение работы оператора (его функции сводятся лишь к совмещению линии прицеливания с целью), что повышает точность стрельбы и уменьшает влияние на ее результаты характеристик оператора; облегчение отбора операторов, упрощение процесса и уменьшение стоимости обучения.

Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость продолжительного удержания линии прицеливания на цели, отсутствие объективной информации о моменте подлета к ней управляемой ракеты приводят к возникновению напряженности оператора и опасности потери управляемой ракеты, особенно при появлении в поле зрения оператора световых или пыледымовых помех. Наличие на борту ракеты источника излучения, необходимого для образования световой обратной связи и замкнутого контура управления, затрудняют наводчику слежение за целью, создавая ему световую помеху. В результате всего этого остаются значительными ошибки совмещения линии прицеливания с целью, что приводит к промаху или потере ракеты и постоянной напряженности оператора. Передача команд управления на борт ракеты происходит по радиоканалу, и со стороны противника возможно применение по стреляющему комплексу противорадиолокационных ракет, что еще больше усиливает напряженность оператора.

Известен также способ наведения управляемых ракет по патенту РФ на изобретение № 2213926, включающий формирование и совмещение с целью двух линий прицеливания с острым углом между ними, производство пуска и захвата управляемой ракеты, измерение системами наведения отклонений управляемой ракеты в процессе ее полета от обеих линий прицеливания, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего сумме обеих команд управления, и периодическое изменение яркости прицельных марок линий прицеливания.

Этот способ по технической сути и существенным признакам является наиболее близким к заявляемому способу и принят за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом предлагаемого способа.

Использование этого способа позволяет устранить ряд отмеченных недостатков. В частности улучшить динамику наведения управляемых ракет, повысить помехозащищенность (уменьшается действие световых и пыледымовых помех), оптимизировать время решения огневых задач. Однако этот способ также имеет недостатки. Изменение яркости прицельных марок начинается с момента пуска управляемой ракеты, то есть еще до ее захвата системами наведения, что дезинформирует наводчиков о начале управления (как минимум на 1-1.5 с). То же касается и достижения управляемой ракетой цели. Отсутствие достоверной информации о реальном процессе наведения (информации о прекращении наведения одной или обеими системами наведения из-за неисправностей, действия помех и др.) не позволяет оптимизировать время использования систем наведения, в частности своевременно переносить наведение на другие цели, переходить к исполнению других функций и т.д. В этих случаях потери времени наводчиков как для одного, так и для другого стреляющих комплексов могут быть соизмеримы со временем полета УР на максимальную дальность (более 10 секунд для прототипа).

Кроме того, в прототипе не учитываются углы крена информационных областей управления ракетами в системах наведения, а также относительный угол крена информационных областей между собой.

Информационной областью управления ракетой в системах наведения считается пространство, в котором возможны определение координат ракеты, измерение ее отклонения от заданного положения и передача на нее команд управления (в прототипе - совместное пространство поля зрения координатора и радиолуча управления, в лучевых системах - информационный луч управления). В командных системах наведения информационные области управления характеризуются наличием измерительной и командной систем координат и возможностью определения их положения относительно вертикали и горизонтали. Их несовпадение в плоскости крена приводит к появлению углов «скручивания координат».

При увеличении этих углов динамические характеристики систем наведения ухудшаются (см., например, Неупокоев Ф.К. «Стрельба зенитными ракетами». М, Воениздат, 1970, с.99-121). При стрельбе с использованием только одной системы наведения операторы имеют возможность лишь визуально и приблизительно контролировать угол крена ее информационной области управления и при увеличении угла крена больше допустимого (в прототипе больше 15 градусов) стрельбу управляемой ракетой не производить. Однако при таком определении угла крена ошибки неизбежны и возможны срывы управления. А при совместном наведении управляемой ракеты измерение относительного угла крена совсем не производится, и его значение может превысить допустимый уровень. При допустимых углах крена в каждой системе наведения, например, в первой +10 градусов, а во второй -10 градусов, значение относительного угла крена (20 градусов) превышает допустимый уровень (15 градусов) и вероятность срыва управления еще более увеличивается.

Задачей настоящего изобретения является повышение эффективности наведения управляемых ракет, защищенности систем наведения и стреляющих объектов, а также устранение недостатков прототипа.

Указанная задача решается тем, что в способе наведения управляемых ракет, включающем формирование и совмещение с целью двух линий прицеливания с острым углом между ними, производство пуска и захвата управляемой ракеты, измерение системами наведения отклонений управляемой ракеты в процессе ее полета от обеих линий прицеливания, автоматическое формирование и передачу на управляемую ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего сумме обеих команд управления, и периодическое изменение яркости прицельных марок линий прицеливания, предварительно определяют запасы устойчивости каждой системы наведения по фазе и значение меньшего из них, формируют и юстируют с каждой линией прицеливания информационные области управления ракетой, измеряют относительно плоскости стрельбы углы крена каждой из них и относительный угол крена между ними, сравнивают значения меньшего запаса устойчивости по фазе и относительного угла крена между информационными областями управления ракетой, изменяют цвет прицельных марок, если значение относительного угла крена между информационными областями управления ракетой превышает меньшее значение запаса устойчивости одной из систем наведения, производят периодическое изменение яркости прицельной марки каждой линии прицеливания при наличии захвата управляемой ракеты соответствующей системой наведения, определяют наличие и продолжительность совместного захвата управляемой ракеты одновременно в обеих системах наведения и удваивают на это время частоту изменения яркости обеих прицельных марок,

Применение предлагаемого способа происходит следующим образом. Предварительно определяют запасы устойчивости каждой системы наведения по фазе и значение меньшего из них, формируют и юстируют с каждой линией прицеливания информационные области управления ракетой. Оба стреляющих объекта устанавливают таким образом, относительно цели и друг относительно друга, чтобы в соответствии с их техническими характеристиками при одновременном визировании цели и запуске управляемой ракеты одним из них был возможен захват управляемой ракеты и ее дальнейшее наведение вторым комплексом. Например, для комплексов, реализующих прототип, это расстояние между объектами должно быть не более 50 м (при стрельбе на максимальную дальность - 4000 м). Получив команду на поражение цели (при подготовленной к работе аппаратуре комплексов вооружения) наводчики стреляющих объектов готовят системы наведения к использованию по назначению, формируют линии прицеливания со съюстированными с ними информационными областями управления ракетой (проверяют и настраивают приводы наведения линий прицеливания (прицельных марок), устанавливают начальную яркость прицельных марок и др.), совмещают линии прицеливания своих прицелов с целью таким образом, чтобы между ними был острый угол. Измеряют относительно плоскости стрельбы углы крена каждой информационной области управления ракетой и относительный угол крена между ними, сравнивают значения меньшего запаса устойчивости по фазе и относительного угла крена между информационными областями управления ракетой. В случае, если значение относительного угла крена между информационными областями управления ракетой превышает меньшее значение запаса устойчивости (одной из систем наведения), изменяют цвет прицельных марок. Это свидетельствует о том, что динамические характеристики систем наведения, особенно при совместном наведении ими управляемой ракеты, значительно ухудшатся и, чтобы избежать снижения эффективности стрельбы, в этом случае боле целесообразно перейти на наведение одной системой наведения.

После запуска управляемой ракеты системы наведения обоих стреляющих комплексов производят поочередно или совместно ее захват. Момент захвата управляемой ракеты фиксируют, определяют и фиксируют его продолжительность. С момента захвата начинают периодически изменять яркость прицельной марки линии прицеливания соответствующей системы наведения (в которой произведен захват), и это изменение продолжают в течение всего времени захвата. Определяют наличие и продолжительность совместного захвата управляемой ракеты одновременно обеими системами наведения. При наличии совместного захвата управляемой ракеты одновременно обеими системами наведения на все это время удваивают частоту изменения яркости обеих прицельных марок. При исчезновении совместного захвата прекращают удвоение частоты яркости прицельных марок, а при исчезновении захвата в одной из систем наведения прекращают изменение яркости прицельной марки именно этой системы наведения.

Таким образом, введение новых признаков обеспечивает возможность повышения эффективности наведения управляемой ракеты за счет дополнительного информирования операторов в обоих стреляющих объектах о реальных процессах наведения, что позволяет также оптимизировать применение стреляющих объектов (повысить их огневую и тактическую маневренность, защищенность и др.).

Как и в прототипе, информация об отклонении управляемой ракеты от первой линии прицеливания воспринимается и измеряется системой наведения первого стреляющего объекта, а информация об отклонении управляемой ракеты от второй линии прицеливания воспринимается и измеряется системой наведения второго стреляющего объекта. В соответствии с измеренными отклонениями станции наведения обоих комплексов формируют команды управления и по линии связи передают их на управляемую ракету, где они суммируются (с учетом знака) и передаются на органы управления ракетой. Сигнал управления в этом случае будет определяться произведением суммы команд управления и величиной передаточного коэффициента бортовой аппаратуры управления ракетой.

В результате такого формирования сигнала управления ракета в процессе полета будет находиться между линиями прицеливания и, если характеристики систем наведения будут идентичными, то на равном удалении от каждой из линий прицеливания.

Согласование совместной работы систем наведения обоих стреляющих объектов происходит (при необходимости), как и в прототипе, с помощью согласующего устройства, обеспечивающего при подаче команды на запуск ракеты одного из объектов подачу соответствующей команды на систему наведения второго стреляющего объекта, переводящей ее в режим управления ракетой (без ее пуска), слежения за нею и ее наведения на цель. При появлении трудностей в одновременной передаче команд управления с двух стреляющих объектов на одну и ту же ракету (например, если канал передачи команд выполнен на основе радиоканала) синхронизирующее устройство обеспечивает поочередную передачу команд для предотвращения взаимных помех.

Динамика процесса управления при движении управляемой ракеты между первой и второй линиями прицеливания (в треугольнике, образованном целью и стреляющими объектами) определяется разностью команд управления, а при движении вне треугольника - их суммой. Это обеспечивает увеличение коэффициента усиления объединенной системы наведения при неизменных характеристиках каждой из самостоятельных систем наведения. Благодаря этому достигается качественно новый результат (увеличение коэффициента усиления) без изменения характеристик систем, что при удовлетворительной устойчивости объединенной системы может обеспечить повышение и точности, и быстродействия.

Периодическое изменение яркости прицельных марок обеих линий прицеливания позволяет информировать операторов о моменте захвата управляемой ракеты, его продолжительности и моменте исчезновения как в конкретной системе наведения, так и в совместной (по удвоению частоты изменения яркости прицельных марок), что позволяет исключить потери времени при оценке результатов стрельбы и ускорить производство последующих пусков.

По сравнению с прототипом достоверность способа повысилась (на 1-2 с), так как изменение яркости прицельной марки происходит с момента захвата управляемой ракеты, а не ее пуска, что на такое же время позволяет ускорить принятие решения.

Периодическое изменение яркости прицельных марок в процессе одновременного наведения управляемой ракеты двумя системами наведения (изменение яркости обеих прицельных марок происходит с удвоенной частотой), когда изображение ракеты в поле зрения каждого из операторов находится на значительном удалении от соответствующей прицельной марки, информирует операторов о том, что процесс наведения еще не закончен, управляемая ракета не достигла цели, а управление производится обеими системами наведения одновременно. Информация о прекращении такого управления позволяет уменьшить время на принятие решения (в прототипе до 10 секунд).

Изменение цвета прицельных марок позволяет информировать операторов об опасности ухудшения динамических характеристик систем наведения при их совместном использовании и тем самым оптимизировать процесс наведения.

Использование предлагаемого способа наведения управляемой ракеты позволяет достичь и ряд других положительных результатов. Совместное наведение управляемой ракеты двумя системами наведения позволяет повысить надежность захвата и наведения в случае выхода из строя одной из систем; повысить помехоустойчивость системы, так как при потере управления одной системой из-за световых или пыледымовых помех наведение продолжает вторая; повысить защищенность обоих стреляющих комплексов от противорадиолокационных ракет противника, так как ГСН ракеты противника, суммируя сигналы о местоположении стреляющих комплексов, расположенных на определенном удалении друг от друга, приводит к промаху (ракета противника проходит, как правило, между стреляющими объектами).