СПОСОБ ПРИЦЕЛИВАНИЯ КРЫЛАТЫХ РАКЕТ НА САМОХОДНОЙ ПУСКОВОЙ УСТАНОВКЕ

Изобретение относится к военной технике и может найти применение для прицеливания крылатых ракет (далее - КР), размещаемых на самоходной пусковой установке.

Необходимым условием выведения изделия в заданный район (расчетную точку) для последующего самонаведения КР на цель является прицеливание КР, т.е. определение начального азимутального положения осей инерциального блока (далее - ИБ) изделия относительно направления истинного меридиана, до начала проведения режима предстартовой подготовки КР.

Погрешность прицеливания КР складывается из целого ряда погрешностей, с которыми изготовлены КР, пусковая установка (далее - ПУ) и др. Например, при установке КР на самоходной пусковой установке (СПУ) погрешность прицеливания зависит от погрешности положения ИБ относительно внешних узлов КР, стыкуемых с ПУ, погрешности установки ПУ на СПУ и погрешности установки навигационного комплекса СПУ.

В настоящее время известны способы последовательного измерения угловых рассогласований между элементами конструкции КР и СПУ в процессе их изготовления и ближайшим аналогом является способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке (патент на изобретение №2549215, заявка №2014103975 от 06.02.2014).

В существующем способе по результатам измерения взаимного положения промежуточных элементов рассчитывается величина углового рассогласования между ИБ КР и маршрутно-навигационной системой топопривязки и ориентирования (МНСТО) СПУ.

Измерения и предстартовая подготовка проводятся при горизонтальном положении элементов комплекса, входящих в точностную цепочку, а пуск проводится после перевода КР в вертикальное положение.

Существенным недостатком указанного технического решения является большое количество измерений и проведение начальной выставки ИБ КР в режиме предстартовой подготовки только в горизонтальном положении КР на СПУ, что, в свою очередь:

- снижает точность определения взаимного положения осей ИБ КР и МНСТО СПУ и требует применения специальной оснастки для каждого этапа измерений;

- усложняет технологию контроля, увеличивает время сборки КР;

- не учитывает влияние деформаций конструкции КР и шасси СПУ на взаимное положение ИБ КР и МНСТО СПУ;

- увеличивает бесполетное время работы ИБ КР в инерциальном режиме.

Технической задачей изобретения является устранение этих недостатков.

Указанная техническая задача достигается тем, что в процессе штатных электрических проверок при горизонтальном положении подъемной стрелы с ракетами и МНСТО проводят измерения углового рассогласования по крену между инерциальном блоком ракеты и МНСТО и после перевода стрелы СПУ в вертикальное стартовое положение используют результаты измерений для расчета поправки к азимутальному углу, измеренному МНСТО.

После установки КР в ракето-места на подъемной стреле СПУ, проводятся штатные электрические проверки систем ракеты при горизонтальном положении подъемной стрелы (фиг. 1). В процессе электрических проверок определяется взаимное рассогласование по крену (Δγ) вокруг продольной оси ОХ между осями чувствительности ИБ КР и МНСТО СПУ (фиг. 2). Погрешность определения углов отклонения ИБ КР и МНСТО от плоскости горизонта определяется точностными характеристиками, а именно, смещением нуля, акселерометров, применяемых в данных приборах. На сегодняшний день смещение нуля акселерометров составляет порядка 1-10^-4g, что, в свою очередь, приводит к погрешности измерения отклонения от плоскости горизонта в ±20 угл. сек. Таким образом, суммарная погрешность измерения взаимного рассогласования по крену между осями чувствительности ИБ КР и МНСТО СПУ не превысит ±40 угл. сек.

Измеренное рассогласование по крену Ау между осями чувствительности ИБ КР и МНСТО СПУ записывается в постоянное запоминающее устройство из состава системы управления оружием (СУО) СПУ в виде параметра P₁ и хранится до пуска этой КР.

После перевода подъемной стрелы в вертикальное положение (фиг. 3) угловое рассогласование по крену Δγ, измеренное в горизонтальном положении, является угловым рассогласованием по азимуту Δψ (фиг. 4).

Перед началом предстартовой подготовки из МНСТО в СУО СПУ передается азимутальный угол А_МНСТО, измеренный МНСТО. Рассчитанный в СУО СПУ по формуле (1) азимутальный угол А_КР передается в бортовую цифровую вычислительную машину КР. После этого выполняется предстартовая подготовка и пуск ракеты.

С учетом того, что точность определения азимута средствами современных МНСТО СПУ лежит в диапазоне 6-12 угл. мин, можно сделать вывод, что использование предложенного способа определения взаимного рассогласования углового положения ИБ КР и МНСТО СПУ позволит повысить точность прицеливания КР практически до точности МНСТО СПУ.

Таким образом, можно констатировать, что данное изобретение позволит:

- исключить проведение трудоемких операций поэтапного контроля систем и блоков изделия и СПУ, сократить время сборки;

- учесть влияние возможных деформаций на взаимное угловое рассогласование ИБ КР и МНСТО СПУ;

- повысить точность начальной выставки ИБ КР за счет исключения промежуточных измерений между элементами комплекса;

- повысить точность выведения КР в расчетную точку за счет сокращения бесполетного времени работы ИБ КР в инерциальном режиме.

Представляется, что данный способ найдет применение как во вновь разрабатываемых изделиях, так и при модернизации существующих изделиях.