СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет.

Известны способы управления ракетой, включающие два участка наведения: первый участок связан с выводом ракеты на кинематическую траекторию наведения, второй участок - с наведением ракеты по кинематической траектории в соответствии с принятым методом наведения. На первом участке с помощью стартового двигателя осуществляется разгон ракеты до необходимой скорости движения, при этом ракета до попадания в информационный луч управления и захвата на сопровождение пеленгатором или до выхода на кинематическую линию наведения не управляется или управляется по программе ([1], стр.329-330). Программное управление на этом участке строится на основе измерений углового положения или угловой скорости продольной оси ракеты. На втором участке - управление строится на основе измерений координат ракеты относительно заданного направления полета.

Управление ракетами на разгонном участке сопровождается дымообразованием от собственного двигателя, что в случае использования системы теленаведения с визированием цели и (или) ракеты оптическими и оптико-электронными пеленгаторами на этапе наведения, связанном с выводом ракеты на линию визирования цели (ЛВЦ), затрудняет слежение за целью, ослабляет сигналы по линии связи "носитель - ракета", снижает помехоустойчивость оптико-электронной системы управления и может привести к срыву наведения ракеты ([2], стр.29-31).

Известные способы управления ракетой, позволяющие повысить помехоустойчивость оптических линий связи (ОЛС) в условиях дымообразования собственных двигателей, основываются на разнесении траектории активного участка полета ракеты с ЛВЦ.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ управления ракетой, включающий запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование корректируемой программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на ЛВЦ ([3]).

Известный способ управления на участке полета ракеты с работающим двигателем после встреливания ее в информационный луч пеленгатора и захвата на сопровождение за счет корректировки программной команды управления в зависимости от качества сигнала пеленгации ракеты (например, величины выходного сигнала фотоприемного устройства) или значений измеряемых параметров движения ракеты (например, угловой скорости ракеты относительно ЛВЦ) обеспечивает угловую ориентацию ракеты и ее траекторию полета, при которых снижается возможность затенения ЛВЦ и линии визирование ракеты дымовым шлейфом от собственного разгонного двигателя. Следовательно, повышается надежность оптических линий связи (ОЛС) "носитель - ракета" и "носитель - цель", что повышает помехоустойчивость системы управления и благоприятно сказывается на точности наведения ракеты.

Схема, поясняющая условие перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя собственной ракеты, приведена на чертеже, где обозначено:

ϕ - угол линии визирования ракеты относительно ЛВЦ;

r - дальность до ракеты;

V - скорость ракеты;

ϑ - угол наклона продольной оси ракеты относительно ЛВЦ;

- угол наклона траектории ракеты относительно ЛВЦ;

χ - угловой размер дымового шлейфа факела двигателя ракеты относительно его продольной оси;

ζ - угол между продольной осью дымового шлейфа (ракеты) и линией визирования ракеты.

Из чертежа видно, что отсутствие перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты имеет место при выполнении условия, что угол ζ между продольной осью ракеты и ее линией визирования больше половины углового размера дымового шлейфа χ, т.е.

В известном способе управления условие (1) превышение угла ζ над угловым размером дымового шлейфа факела двигателя χ обеспечивается в процессе вывода ракеты корректируемой, по факту наличия пеленгации ракеты, программной командой управления, т.е. при этом и к моменту входа ракеты в информационный луч пеленгатора для захвата ее на сопровождение также требуется выполнение соотношения (1). Так как стрельба ракетами сопровождается рассеиванием траекторий, связанным с действием случайных и систематических возмущающих факторов, то в процессе захвата ракеты пеленгатором на заданной дальности может оказаться, что условие (1) не выполняется из-за отсутствия необходимой ориентации продольной оси ракеты относительно ее линии визировании.

Дело в том, что при старте ракеты и на начальном разгонном участке полета (до захвата ракеты на сопровождение) на ракету действуют, в основном (кроме силы тяги разгонного двигателя), систематическое возмущение силы тяжести и случайное возмущение, получаемое ракетой при потере силовой связи с пусковой установкой.

При сходе с пусковой установки за время движения по направляющим ракета (ее продольная ось) получает угловую скорость вращения вокруг центра масс:

- систематическую составляющую скорости, направленную к ЛВЦ (вниз), за счет действия силы тяжести, величина которой может определятся, например, соотношением ([4], стр.382)

где m - масса ракеты при сходе;

g=9.81 м/с² - ускорение силы тяжести;

Θ₀₁ - угловое положение ракеты относительно горизонта;

1₂ - расстояние между центром масс ракеты и ее крайней (задней) точкой контакта с направляющей пусковой установки;

Р₀ - сила тяги разгонного двигателя при сходе ракеты;

J^' _z - приведенный момент инерции ракеты;

Δt - время (длительность) схода ракеты;

- случайную составляющую любого поперечного направления относительно ЛВЦ, определяемую воздействием газовых потоков разгонного двигателя ракеты, потерей соосностей (наличием так называемых технологических эксцентриситетов) ракеты и ее двигателя, ракеты и направляющей пусковой установки, колебанием пусковой установки вследствие упругих свойств ее конструкции, движения носителя ракеты и т.п.([4], стр. 370). Например, наличие эксцентриситета тяги разгонного двигателя Δε вызовет угловую скорость вращения ракеты вокруг центра масс , определяемую, например, соотношением

где J_z - момент инерции ракеты.

После схода ракеты на траектории полета продольная ось ракеты разворачивается с угловой скоростью, определяемой угловой скоростью, полученной при сходе, а также угловой скоростью разворота относительно центра масс под воздействием силы тяжести на этом участке полета [1, стр.396-397]

где V - скорость ракеты;

Θ₀₂ - угловое положение ракеты относительно горизонта;

g=9.81 м/с².

Суммарная угловая скорость движения от указанных воздействий будет определять в текущий момент времени угловую ориентацию ракеты относительно ее линии визирования, а следовательно, и выполнение условия (1) незатенения ОЛС дымовым шлейфом, в том числе и на момент захвата ракеты на сопровождение, т.е. определять возможность пеленгации ракеты. Угловая скорость разворота ракеты, определяемая весовым возмущением, направлена на создание благоприятного, с точки зрения незатенения ОЛС, угла между осью дымового шлейфа (ракеты) и ее линией визирования. Угловая скорость, вызванная другими случайными факторами старта и полета ракеты, в зависимости от своего направления может как способствовать созданию благоприятного для пеленгации угла ориентации ракеты, так и препятствовать его образованию.

В одном случае, при наличии к моменту захвата ракеты составляющей случайной скорости ее разворота, совпадающей с направлением скорости разворота ракеты от весового возмущения, т.е. к ЛВЦ, будет обеспечиваться благоприятное условие захвата ракеты с точки зрения необходимого угла пеленга ракеты. Но далее, после захвата на сопровождение, сильно возмущенная ракета может совершать колебательное движение, которое в силу своей неодносторонности относительно линии визирования ракеты приведет к последующему затенению и прерыванию ОЛС с ракетой или к возможному преждевременному выходу ракеты, с работающим разгонным двигателем, на ЛВЦ, т.е. к затенению ОЛС с целью и срыву управления.

Во втором случае, при наличии к моменту захвата ракеты составляющей случайной скорости, противоположной направлению скорости разворота ракеты от весового возмущения, т.е. от ЛВЦ, захват ракеты на сопровождение на заданной дальности вообще может быть невозможен в силу затенения ОЛС из-за недостаточного к моменту захвата угла между продольной осью ракеты и ее линией визирования, т.е. невыполнения соотношения (1).

Следует также учитывать, что при стрельбе ракетой по высотным целям, по мере увеличения угла ЛВЦ относительно горизонта, влияние силы тяжести на систематический разворот продольной оси ракеты к моменту захвата будет уменьшаться (в соответствии с соотношением (4)) и угол ориентации ракеты на момент захвата будет определяться, в основном, случайными силовыми факторами взаимодействия ракеты с пусковой установкой при старте. В этом случае практически всегда одна из ОЛС "носитель - ракета" или "носитель - цель" будет перекрыта дымовым шлейфом факела двигателя.

В условиях реального полета, при возможном превалировании воздействия случайных возмущений над систематическими, величина априори назначенной программной команды управления для углового разворота ракеты может оказаться избыточно завышенной или заниженной с точки зрения выполнения условия незатенения (1). В связи с этим дальность захвата ракеты на сопровождение пеленгатором выбирают такой, чтобы к моменту захвата угловое движение продольной оси ракеты от действия случайных возмущений затухло, а угол между продольной осью ракеты и линией ее визирования, образующийся под воздействием силы тяжести ракеты и случайных воздействий на предшествующем времени полета, превышал половину углового размера дымового шлейфа, т.е. не было затенения ОЛС. Это приводит к увеличению дальности захвата, дальности вывода ракеты, мертвой зоны комплекса вооружения и, следовательно, к снижению эффективности стрельбы и ограничению применения комплексов вооружения управляемых ракет с оптико-электронными системами управления.

Задачей предлагаемого изобретения является предотвращение перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя ракеты в момент ее предполагаемого захвата пеленгатором на сопровождение и на участке вывода, предотвращение срыва наведения ракеты и уменьшение дальности ее вывода на ЛВЦ.

Поставленная задача достигается за счет того, что в способе управления ракетой, включающем запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование корректируемой программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на ЛВЦ, формируют и запоминают сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, измеряют угловую скорость движения продольной оси ракеты, устанавливают пороговое значение величины ошибки между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, сравнивают до захвата ракеты на сопровождение сигнал текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты с соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, и если ошибка между этими сигналами больше установленного порогового значения ошибки, то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения, равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ и сигналом измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты.

В предлагаемом способе управления решение задачи основывается на сочетании операций управления угловым положением ракеты до захвата и начала выделения ее координат пеленгатором, направленных на парирование случайных угловых движений ракеты вокруг центра масс, и операций управления угловым положением ракеты под воздействием корректируемой программной команды управления на участке вывода, которые определяются реальной угловой ориентацией ракеты, ее дымового шлейфа и условиями прохождения сигнала по ОЛС.

Управление угловой скоростью продольной оси ракеты в зависимости от сложившегося реального углового движения определяет возможность индикации ракеты в заданный момент захвата ее на пеленгацию, позволяет обеспечить выполнение условия незатенение ОЛС дымовым шлейфом собственной ракеты (1) и исключить их прерывание. Заданный момент захвата (дальность захвата) ракеты на сопровождение определяется теперь только углом разворота ракеты под действием возмущения, эквивалентного действию систематического весового возмущения, независимо от условий стрельбы, в том числе и от углового положения ЛВЦ относительно горизонта (угла места обстреливаемой цели). Поэтому предлагаемый способ в условиях собственных дымовых помех обеспечивает дальность надежного захвата ракеты, не зависящую от изменяющихся условий стрельбы.

Сравнение заявляемого технического решения с известными позволило установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие заявляемое изобретение от прототипа, не были выявлены, и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "изобретательский уровень".

Управление ракетой осуществляется следующим образом. Ракета запускается под углом к ЛВЦ. Предварительно для данного типа ракеты, запускаемой с соответствующего типа пусковой установки, формируют, например, в соответствии с соотношениями (2) и (4) и запоминают в памяти системы управления как функцию времени полета ракеты сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от действия силы тяжести при сходе ракеты и на дальнейшем участке полета (t) при горизонтальном положении ЛВЦ. Также заранее устанавливают пороговое значение величины ошибки Δ_п(t) между сигналом текущей измеряемой угловой скорости движения продольной оси ракеты (t) и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести (t) при горизонтальном положении ЛВЦ.

Пороговое значение ошибки угловой скорости Δ_п(t) как функции времени полета ракеты определяется допустимым, с точки зрения возможного парирования к заданному моменту захвата ракеты, текущим приращением угла между продольной осью ракеты и линией ее визирования ζ от действия случайных возмущений относительно запомненного текущего значения данного угла, образующегося от воздействия силы тяжести ракеты и обеспечивающего незатенение линии визирования ракеты на дальности захвата.

После старта ракеты в процессе ее полета измеряется, например, гироскопическим датчиком угловых скоростей угловая скорость продольной оси ракеты (t). Затем определяется ошибка между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты (t) и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ (t)

Далее сравнивают сигнал полученной ошибки Δ(t) с установленным текущим пороговым значением ошибки Δ_п(t), и если в некоторый момент времени t_i ошибка Δ(t) между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ больше установленного для этого момента времени t_i порогового значения ошибки Δ_п(t), т.е. если

то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения Δ_i(t_i), равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ (t) и сигналом измеренной угловой скорости движения продольной оси (t_i)

где t_i - момент времени выполнения условия (6) выхода угловой скорости движения продольной оси ракеты (t) за пороговое (допустимое) значение.

Таким образом, в результате такого воздействия (7) продольная ось ракеты будет иметь угловую скорость вращения относительно центра масс

т.е. с этого момента времени t_i угловая скорость продольной оси ракеты для текущего времени будет соответствовать программной угловой скорости продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ . Это обеспечит к моменту захвата благоприятную угловую ориентацию оси ракеты и ее дымового шлейфа относительно линии визирования ракеты, определяемую систематическим возмущением, эквивалентным действию силы тяжести, и выполнение условия (1) незатенения линии визирования ракеты.

Реализация угловой скорости разворота Δ_i(t_i), дополнительно сообщаемой ракете, может быть выполнена, например, посредством дискретно срабатываемых микродвигателей коррекции, устанавливаемых в поперечной плоскости ракеты на определенном расстоянии относительно центра масс ракеты. Импульс тяги I таких двигателей будет определяться соотношением

где F - сила тяги двигателей коррекции;

Δt_г - время работы;

J - момент инерции ракеты;

L - расстояние от места установки двигателей до центра масс ракеты;

Δ_i(t_i) - необходимая дополнительная угловая скорость разворота оси ракеты.

При больших значениях угла ЛВЦ относительно горизонта воздействие весового возмущения на угловую скорость разворота ракеты в реальном полете уменьшается в соответствии с (4), но за счет придания ракете регулируемой по текущему времени дополнительной скорости углового разворота в соответствии с соотношениями (5)-(8) реальная скорость и угол ориентации ракеты к момента ее захвата будут обеспечивать условие (1) незатенения линии визирования ракеты.

Таким образом, управление ракетой с корректировкой угловой скорости разворота ее продольной оси относительно центра масс позволяет обеспечить выполнение условия незатенения ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела стартового двигателя собственной ракеты на момент захвата ее на сопровождение и тем самым уменьшить дальность вывода и предотвратить срыв наведения ракеты в условиях реального управляемого полета.

Предлагаемый способ управления ракетой позволяет повысить помехоустойчивость ОЛС к дымовым помехам собственной ракеты, уменьшить мертвую зону и повысить эффективность комплексов вооружения телеуправляемых ракет, что выгодно отличает его от известных.

Источники информации

1. А.А.Лебедев, В.А.Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. -М.: Машиностроение, 1965.

2. Ф.К.Неупокоев. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Военное издательство, 1991.

3. Патент РФ №2205360, МПК⁷ F 42 B 15/01.

4. А.А.Дмитриевский. Внешняя баллистика. -М.: Машиностроение, 1979.