Результат интеллектуальной деятельности: ВРАЩАЮЩАЯСЯ САМОНАВОДЯЩАЯСЯ РАКЕТА

Предложение относится к ракетной технике и может быть использовано в переносных зенитных ракетах, запускаемых с плеча, а также с зенитных установок, обеспечивающих, в том числе, залповую стрельбу по воздушным целям.

Известна ракета в составе переносного зенитного ракетного комплекса (ПЗРК) "Стрела-2М" (9К32М), см. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 9К32М ТО. Москва, Воениздат, 1971.

Ракета содержит двигатель, складывающийся хвостовой стабилизатор, аппаратурный отсек с одноканальным релейным приводом, аэродинамическими рулями и оптическую головку самонаведения (ОГС).

При работе комплекса стрелок-зенитчик после обнаружения цели должен "на глаз" оценить потребные величины углов упреждения и возвышения, а затем в условиях предельно сжатых временных ограничений вручную развернуть ракету на эти углы. Данная операция выполняется, как правило, с существенными ошибками, из-за чего уменьшается вероятность встреливания ракеты в зону пуска. В результате уровень снижения эффективности работы комплекса (при всех возможных условиях стрельбы) может достигать величины 30%.

Ближайшим аналогом является ракета ПЗРК "Игла" (9К38), см. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 9К38 ТО. Москва, Воениздат, 1987.

Известная вращающаяся самонаводящаяся ракета содержит двигатель, складывающийся хвостовой стабилизатор с установленными под углом к набегающему потоку аэродинамическими плоскостями, аппаратурный отсек, в котором размещен одноканальный релейный силовой привод с аэродинамическими и газодинамическими органами управления, и ОГС, включающую первоначально ориентированный под заданным углом пеленга корректируемый гироскоп с катушками пеленга и коррекции, формирователь команд для разворота ракеты на начальном участке полета (ФКР) и датчик схода ракеты, при этом катушка коррекции подключена к цепи, содержащей последовательно соединенные полосовой фильтр, нелинейное корректирующее устройство и первый сумматор, а также последовательно соединенные фазовый детектор, режекторный фильтр и второй сумматор, причем ко второму входу фазового детектора подключен генератор опорного напряжения, а ко второму и третьему входам второго сумматора соответственно датчик угловой скорости ракеты и генератор сигналов линеаризации.

При этом выход второго сумматора через релейный усилитель мощности подключен к релейному силовому приводу.

Ракеты данного класса реализуют метод пропорционального наведения, характеризующийся достаточно быстрым (в течение 2,0-2,5 с) выводом на установившийся участок наведения с последующим полетом в упрежденную точку встречи, при котором угловая скорость линии визирования "ракета-цель" близка к нулевому значению и команды управления невелики, а следовательно, невелики и потребные перегрузки ракеты. Однако, так как рулевой привод ракеты функционирует в релейном режиме, аэродинамические рули независимо от величины подаваемых команд управления все равно всегда отклоняются на максимальный угол. В результате сила лобового сопротивления на рулях также всегда максимальна. Как следствие, теряется дальность полета ракеты, уменьшаются размеры зон пуска и максимальная дальность поражения целей.

По той же причине подъемная сила на рулях независимо от величины команд управления также всегда максимальна. Как функция времени она представляет собой прямоугольную знакопеременную волну различной (за счет сигнала линеаризации) длительности, характеризующуюся широким спектром воздействующих частот. В результате на ракету и ОГС в течение всего времени полета воздействует широкий спектр вибрационных возмущений максимальной амплитуды. Последнее приводит к формированию максимальных для данной конструкции уровней виброшумов в сигнале управления на протяжении всего времени полета ракеты. Следствием этого является снижение точностных характеристик ракеты и эффективности комплекса.

Ракета имеет крылья малого удлинения, что определяется конструктивно из-за необходимости складывания их в пусковой трубе малого диаметра. Поэтому ракета на начальном участке полета имеет область неустойчивости на малых углах атаки до 3-4 град. , при балансировочных углах атаки 5-6 град. При стрельбе по малоскоростным целям (вертолеты, турбовинтовые летательные аппараты) уровень начальных команд управления невелик, а потому малы и потребные значения перегрузок ракеты. Соответствующие этим значениям перегрузки углы атаки заведомо ниже тех, при которых обеспечивается устойчивость ракеты. Так как при старте на ракету всегда действуют случайные возмущающие моменты, то ракета под их действием будет всегда выходить на углы атаки не менее тех, при которых она устойчива (даже, если потребные углы атаки меньше необходимых для устойчивости). Вследствие этого увеличивается разброс возможных траекторных параметров, повышается вероятность "врезания" ракеты в землю, сужаются зоны пуска и поражения ракеты при стрельбе по малоскоростным целям. Кроме того, такое расширение "трубки" возможных траекторий ограничивает возможность залпового пуска двух ракет с одной пусковой установки, так как из условий безопасности (возможность соударения ракет при старте) выдвигаются повышенные требования к допустимому при этом расстоянию между ракетами. Как результат, усложняется конструкция пусковой установки и ограничиваются возможности реализации залповой стрельбы.

Техническим результатом предложения является расширение зон пуска, повышение точности и дальности поражения воздушных целей за счет уменьшения влияния начальных возмущений на траекторию ракеты, силы лобового сопротивления и высокочастотных вибраций, создаваемых рулевыми органами в полете.

Это достигается тем, что во вращающейся самонаводящейся ракете, содержащей двигатель, складывающийся хвостовой стабилизатор с установленными под углом к набегающему потоку аэродинамическими плоскостями, аппаратурный отсек, в котором размещен одноканальный силовой привод с аэродинамическими и газодинамическими органами управления, датчик схода ракеты и ОГС, включающую первоначально ориентированный под заданным углом пеленга корректируемый гироскоп с катушками пеленга и коррекции, формирователь команд для разворота ракеты на начальном участке полета (ФКР), при этом катушка коррекции подключена к цепи, содержащей последовательно соединенные полосовой фильтр, нелинейное корректирующее устройство и первый сумматор, а также последовательно соединенные фазовый детектор, режекторный фильтр и второй сумматор, причем ко второму входу фазового детектора подключен генератор опорного напряжения, а ко второму входу второго сумматора - датчик угловой скорости ракеты, силовой привод выполнен в виде следящего электропривода, выходы первого и второго сумматоров подключены соответственно к управляемому входу фазового детектора и к входу следящего электропривода через ограничители зоны линейности; ФКР выполнен в виде подключенных к катушке пеленга первой последовательной ветви, состоящей из первого и второго управляемых ключей, третьего сумматора, подключенного ко второму входу первого сумматора, и второй последовательной ветви, состоящей из амплитудного детектора, фильтра низких частот, компаратора с заданным пороговым значением и бистабильного элемента с заданным исходным состоянием, при этом к выходу первого ключа подключен третий управляемый ключ, выход которого соединен со вторым входом третьего сумматора, а управляющий вход - с выходом бистабильного элемента, выход компаратора подключен к управляющему входу второго управляемого ключа, а к управляющему входу первого управляемого ключа подключено реле времени, вход которого соединен с датчиком схода ракеты.

При этом следящий электропривод образует замкнутый контур регулирования, содержащий последовательно соединенные четвертый сумматор, первый вход которого является входом привода, дифференцирующее корректирующее устройство, релейный усилитель мощности и электродвигатель, вал которого соединен с потенциометром обратной связи, подключенным ко второму входу четвертого сумматора, и через редуктор - с органами управления ракеты.

Сущность предложения представлена на чертежах, где на фиг.1 приведена компоновочная схема предлагаемой ракеты, на фиг.2 дана структурная схема ОГС, на фиг.3 - структурная схема следящего электропривода.

Самонаводящаяся ракета содержит двигатель 1, складывающийся хвостовой стабилизатор 2 с установленными под углом к набегающему потоку аэродинамическими плоскостями, аппаратурный отсек, в котором размещен следящий электропривод 3 органов управления ракетой, и ОГС 4, включающую первоначально арретированный под заданным углом пеленга (α_п) корректируемый гироскоп 5 с катушками пеленга 6 и коррекции 7. ОГС 4 содержит формирователь команд для разворота ракеты на начальном участке полета (ФКР) и подключенные к катушке коррекции 7 последовательно соединенные полосовой фильтр 8, нелинейное корректирующее устройство 9, первый сумматор 10, ограничитель зоны линейности 11, фазовый детектор 12, режекторный фильтр 13, второй сумматор 14, второй ограничитель зоны линейности 15, подключенный ко входу одноканального электропривода 3. Ко второму входу фазового детектора 12 подключен генератор опорного напряжения (ГОН) 16, а ко второму входу второго сумматора 14 - датчик угловой скорости (ДУС) 17. ФКР выполнен в виде подключенных к катушке пеленга 6 первой последовательной ветви, состоящей из первого 18 и второго 19 управляемых ключей, третьего сумматора 20, подключенного ко второму входу первого сумматора 10, и второй последовательной ветви, состоящей из амплитудного детектора 21, фильтра низких частот 22, компаратора 23 с заданным порогом срабатывания и бистабильного элемента 24 с заданным исходным состоянием. При этом к выходу первого ключа 18 подключен третий управляемый ключ 25, выход которого соединен со вторым входом третьего сумматора 20, а управляемый вход - с выходом бистабильного элемента 24. Выход компаратора 23 подключен к управляющему входу второго ключа 19, а к управляющему входу первого ключа 18 подключено реле времени 26, вход которого соединен с датчиком схода ракеты 27. В аппаратурном отсеке ракеты смонтирован силовой привод органов управления, выполненный в виде образующего замкнутый контур регулирования следящего электропривода 3 и включающий последовательно соединенные четвертый сумматор 28, дифференцирующее корректирующее устройство 29, релейный электрический усилитель мощности 30 и электродвигатель 31, вал которого соединен с потенциометром обратной связи 32, подключенным ко второму входу четвертого сумматора 28, и через редуктор 33 - с аэродинамическими и газодинамическими органами управления 34.

Функционирование узлов самонаводящейся ракеты производится следующим образом. Сигнал управления ракетой складывается на первом сумматоре 10 из двух составляющих: основной составляющей сигнала управления, формируемого на катушке коррекции 7, и вспомогательного сигнала, формируемого ФКР. С катушки коррекции 7 сигнал переменного тока на частоте вращения ротора гироскопа ОГС, пропорциональный угловой скорости линии визирования "ракета-цель", поступает на полосовой фильтр 8, а затем на нелинейное корректирующее устройство 9, в котором, соответственно, подавляются флюктуационные и импульсные помехи. С сумматора 10 сигнал поступает на первый ограничитель зоны линейности 11. В цепи фазового детектора 12 с генератором опорного напряжения 16 и режекторного фильтра 13 осуществляется преобразование несущей частоты этого сигнала, которая становится равной частоте вращения ракеты. Преобразованный сигнал поступает затем на второй сумматор 14, где складывается с сигналом демпфирования ракеты, формируемым на датчике угловых скоростей 17. С сумматора 14 сигнал поступает на второй ограничитель зоны линейности 15. Следует отметить, что уровни ограничения блоков 11 и 15 должны быть строго согласованы между собой и устанавливаются в процессе настройки ОГС при определенной угловой скорости линии визирования, соответствующей максимальной располагаемой перегрузке ракеты. С блока 15 сигнал управления поступает на вход электропривода 3, т.е. на вход четвертого сумматора 28 (фиг.3). Сумматор 28, дифференцирующее корректирующее устройство 29, релейный усилитель мощности 30, электродвигатель 31 и потенциометр обратной связи 32 в совокупности образуют замкнутую следящую систему автоматического регулирования, которая характеризуется наличием высокочастотного автоколебательного режима. Высокочастотный режим автоколебаний достигается за счет подбора параметров дифференциального корректирующего устройства 29. В этом режиме амплитуда колебаний на валу электродвигателя 31 пренебрежимо мала и угол его поворота с точностью до ошибок слежения копирует сигнал электропривода. При этом в зоне линейности ограничителей 11 и 15 угловые перемещения вала электродвигателя 31 близки к синусоидальным, а их амплитуда пропорциональна угловой скорости линии визирования. Эти перемещения через редуктор 33 передаются на аэродинамические и газодинамические органы управления 34. Ракета развивает необходимые перегрузки в сторону уменьшения угловой скорости линии визирования.

Если скорости линии визирования велики, то сигналы на входах ограничителей 11 и 15 становятся больше заданных уровней. Например, сигнал на ограничителе 11 значительно превышает заданный уровень. Тогда на его выходе форма сигнала будет приближаться к форме прямоугольной волны на частоте вращения гироскопа. Однако вследствие специфики преобразования сигнала на фазовом детекторе на выходе режекторного фильтра 13 она будет иметь уже форму треугольной волны на частоте вращения ракеты. На выходе ограничителя зоны линейности 15 за счет "срезания" вершин треугольников форма сигнала будет близка к симметричной трапецеидальной. В таком виде сигнал поступает на электропривод 3 и далее на исполнительные органы ракеты.

При выходе на участок наведения угловая скорость линии визирования стремится к нулю и, соответственно, уменьшаются углы отклонения органов управления, сохраняясь на уровне шумовых флюктуаций.

Таким образом, в отличие от ракеты с релейным принципом работы органов управления в предложении величины углов отклонения рулей пропорциональны амплитуде сигнала управления. В результате уменьшаются интегральные по времени полета значения силы лобового сопротивления и подъемной силы на рулях, благодаря чему увеличивается дальность полета ракеты (примерно на 800 м), расширяются зоны пуска и поражения. Введением согласованных между собой ограничителей зон линейности 11 и 15 обеспечивается формирование сигнала управления синусоидальной (или близкой к ней трапецеидальной) формы, который содержит значительно меньше гармоник по сравнению с сигналом прямоугольной формы. Данный фактор в сочетании с уменьшением интегральной по времени полета величиной подъемной силы на рулях обеспечивает снижение вибрационных шумов в сигнале управления. В результате обеспечивается повышение точностных характеристик ракеты.

В процессе отработки ракеты установлено, что уровень создаваемых силовым приводом вибраций в диапазоне частот 90-150 Гц уменьшается в несколько раз, что позволило уменьшить среднеквадратичный разброс промахов ракеты примерно в 1,5 раза.

Так как на начальном участке полета аэродинамические органы управления малоэффективны, то вначале управление ракетой обеспечивается в основном газодинамическими органами управления по сигналам, формируемым ФКР. В момент схода ракеты датчик схода 27 формирует импульс запуска реле 26, настроенное на расчетное время задержки. До истечения этого времени ключ 18 нормально замкнут и сигнал с катушки пеленга 6 проходит на ключи 19 и 25. Параллельно сигнал с катушки пеленга 6 поступает на амплитудный детектор 21 и фильтр низких частот 22. В момент схода ракеты сигнал на выходе фильтра 22 не превышает значения, установленного на компараторе 23. При этом бистабильный элемент 24 находится в исходном состоянии, ключ 25 замкнут, а ключ 19 разомкнут. Сигнал с катушки пеленга 6 поступает на сумматор 20, а затем со своим коэффициентом усиления - на сумматор 10, откуда через тракт следящего электропривода - на газодинамические органы управления. При этом ось ракеты разворачивается на угол атаки в направлении увеличения угла пеленга относительно первоначально заданного "косым" арретиром гироскопа ОГС. При достижении углом пеленга заданного значения компаратор 23 замыкает ключ 19 и переводит бистабильный элемент 24 в новое необратимое состояние. Ключ 25 выключается до конца полета. Полярность сигнала, поступающего с катушки пеленга 6 через ключи 18, 19 и сумматоры 20, 10, и коэффициент передачи выбраны таким образом, что ось ракеты начинает возвращаться на меньший угол пеленга до повторного срабатывания компаратора 23 и размыкания ключа 19. По истечении заданного на реле 26 времени ФКР полностью отключается ключом 18.

Таким образом, ФКР обеспечивает одновременное выполнение двух функций:
- автоматический разворот ракеты на требуемые углы упреждения и возвышения;
- исключение появления случайных углов атаки из-за определенной неустойчивости ракеты на начальном участке полета под воздействием случайных начальных возмущений.

Сигнал с ФКР при соответствующем выборе коэффициента передачи обеспечивает благодаря газодинамическим органам управления практически мгновенный разворот ракеты (в пределах 0,1 с) в заданном направлении на необходимые для ее устойчивости углы атаки. В результате исключается возможность появления произвольных по величине и фазе углов атаки, вызванных неустойчивостью ракеты при их малых значениях за счет воздействия случайных стартовых возмущений. Этим достигается уменьшение разброса траекторий на начальном участке наведения ракеты, что позволяет приблизить переднюю границу зоны пуска при стрельбе по малоскоростным целям примерно на 100 м с одновременным снижением требования на минимально допустимое расстояние между ракетами при залповой стрельбе с пусковой установки.