СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ НА ЦЕЛЬ

Настоящее предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при управлении ракетами.

Известен способ наведения ракетой [1], принятый за аналог.

Наведение ракетой осуществляется лучом, которым с пункта управления следят за целью.

Недостатком такого способа наведения является то, что в наведении не учитывается величина и положение вектора скорости ракеты, что приводит к динамическим ошибкам, приводящим к значительным углам подхода ракеты к цели и значительным промахам ракеты у цели.

За наиболее близкий аналог (прототип) предлагаемого изобретения принят способ наведения ракетой [2].

Он основан на определении параметров цели, ракеты: дальностей, скоростей, а также угла между их линиями визирования и угла между вектором скорости ракеты и линией визирования ракеты на цель. В дальнейшем с учетом этих параметров вырабатываются командные сигналы для системы управления ракетой, производящих корректировку траектории полета ракеты на цель.

Недостатком такого способа наведения ракеты на цель является то, что в величине угла между вектором скорости ракеты и линией визирования ракеты на цель не учитывается угловая скорость линии визирования цели, что приводит к значительным промахам при подходе ракеты к цели, к неэффективному применению боевого снаряжения в случае стрельбы, по высокоскоростным целям, включая и с гиперзвуковыми скоростями.

Задачей данного предлагаемого изобретения является повышение точности наведения ракеты на цель, за счет использования текущего промаха при выработке команд управления ракетой. Для достижения этой задачи в способе наведения ракет на цель, включающего слежение за целью и ракетой с определением их дальностей, скоростей, угла между их линиями визирования, угла между вектором скорости ракеты и линией визирования ракеты на цель и с их учетом управления ракетой, при слежении за целью и ракетой периодически определяют угловую скорость линии визирования цели, и определяют текущий промах по зависимости

где η_t - текущий промах;
ϕ - угловая скорость линии визирования цели;
V_р - скорость ракеты;
R - дальность до ракеты;
t - текущее время;
Δϕ - угол между линиями визирования цели и ракеты,
а управление ракетой производят с учетом текущего промаха.

Предлагаемый способ, за счет определения угловой скорости линии визирования цели и текущего промаха, и использования их в управлении ракетой, увеличивает точность наведения ракеты на цель.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежом. На котором показана схема способа наведения ракеты на цель.

На чертеже ПУ - пусковая установка, где 1 - линия визирования цели, 2 - линия визирования ракеты, 3 - линейное отклонение ракеты от линии визирования цели;
Δϕ - угол между линиями визирования цели и ракеты;
θ_p - угол между вектором скорости ракеты и линией визирования;
ϕ_y - угол вектора скорости цели; V_ц - скорость цели;
V_р - скорость ракеты;
D_ц - дальность до цели;
R - дальность до ракеты;
ϕ - угол визирования цели;
h_т - текущий промах.

Способ наведения ракеты на цель осуществляется следующим образом.

Наземной системой сопровождения и управления захватывается цель и определяются V_ц, ϕ_y D_ц, ϕ - угол визирования цели, - угловая скорость линии визирования цели.

При определении, что цель находится в зоне пуска - производится пуск ракеты.

В результате чего определяются: дальность до ракеты R, угол между вектором скорости ракеты и линией визирования ракеты θ_p и скорость ракеты V_р, угол между линией визирования ракеты и цели - Δϕ .

Угол θ_p определяется по зависимости:

В свою очередь угловая скорость линии визирования цели определяется следующим образом:

Ввиду малости углов θ_p , получим

Тогда текущий промах будет

где t - текущее время.

Исчисленное значение η_t в виде сигнала наземной аппаратурой управления подается на бортовой приемник управления ракеты, с помощью которого и производится управление ракетой. Такой способ наведения ракеты на цель позволяет увеличить точность наведения ракеты на цель, значительно уменьшить текущий промах ракеты у цели, увеличить эффективность применения боевого снаряжения ракеты при стрельбе по высокоскоростным целям.

Источники информации
1. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С., "Динамика полета беспилотных летательных аппаратов", Оборонгиз, М., 1962 г., стр. 416.

2. США, патент N 3902684, 1975 г., МПК⁶ F 42 B 15/00 "Способ наведения ракет класса "воздух-воздух" на цель".