Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано для наведения управляемых ракет.

Известны ручные системы наведения управляемых ракет (см., например, книгу А.Н. Латухина ″Противотанковое вооружение″. М.: Воениздат, МО СССР, 1974, С.192-218). Они содержат привод управления, пусковую установку, прицел, блоки выработки управляющих сигналов и команд, линию передачи команд, выход которой соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой.

Данная система наведения обладает следующими недостатками: маршевая скорость управляемой ракеты не превышает 80-100 м/с, что приводит к большому времени полета (20-25 с), малая скорострельность, наличие не поражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м.

Кроме того, обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам слишком дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов.

Известна система наведения управляемых ракет (см., например, А.Н. Латухин. ″Противотанковое вооружение″. М.: Воениздат, МО СССР, 1974, С.208-235). Эта система содержит: привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, а также последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой.

Данная система наведения обладает следующим недостатками: не учитывается воздействия на ракету внешних возмущений, например силы поперечного (вертикального и горизонтального) ветра и др., наведение происходит с ошибками, что существенно снижает его точность.

Компенсация силы поперечного ветра ни в современных, ни в перспективных системах наведения не предусмотрена. Вместе с тем известно, что на равнинной и пустынной местности точность стрельбы всеми типами снарядов (в том числе и управляемыми ракетами) может существенно изменяться. Это объясняется тем, что в указанных районах возникают мощные воздушные потоки, отклоняющие управляемую ракету в полете по высоте и направлению от точки прицеливания. Это отклонение может быть определено по выражению (см., например, Ф.К. Неупокоев. ″Стрельба зенитными ракетами″. М., Воениздат, 1970, С.200-202)

где α cos θ - нормальная к траектории составляющая ускорения силы воздушного потока, k_o - коэффициент усиления разомкнутого контура управления.

В результате действия потоков воздуха отклонение ракеты может быть существенным, а вероятность попадания уменьшаться на 10-15%.

Наиболее близким к изобретению является система наведения управляемых ракет (см., например, Анцев Г.В., Турнецкий Л.С., патент РФ на изобретение №2267318 от 27.12.2005 г.), содержащая привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, и последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой, отличающаяся тем, что в нее введены сумматор, включенный между блоком выработки управляющих сигналов и блоком выработки управляющих команд, последовательно соединенные ключ, вход которого подключен ко второму выходу координатора, датчик скорости воздушного потока, кинематически связанный с пусковой установкой, квадратор, масштабирующий блок и инвертор, выход которого соединен со вторым входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - с третьим входом сумматора.

Недостатком данной системы наведения управляемых ракет является отсутствие возможности наблюдения за динамикой изменения скорости воздушного потока и соответственно внесение корректирующего сигнала в процесс управления ракетой.

В зависимости от погодных условий возможны резкие порывы ветра, при этом не учет динамической составляющей ветра приведет к увеличению ошибки наведения ракет.

Целью настоящего изобретения является повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами путем повышения точности их наведения на цель за счет учета изменений интенсивностей воздушного потока.

Указанная цель достигается тем, что в систему наведения управляемых ракет, содержащую привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, и последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой, сумматор, включенный между блоком выработки управляющих сигналов и блоком выработки управляющих команд, последовательно соединенные ключ, вход которого подключен ко второму выходу координатора, датчик скорости воздушного потока, кинематически связанный с пусковой установкой, квадратор, масштабирующий блок и инвертор, выход которого соединен с третьим входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - с вторым входом сумматора, дополнительно введен блок коррекции, вход которого соединен с выходом датчика скорости воздушного потока, а выход - с четвертым входом сумматора, блок коррекции содержит n пороговых устройств, задатчик сигналов, дифференцирующую цепь, первый и второй элементы ИЛИ, сдвиговый регистр, генератор сигналов, n элементов И, n элементов НЕ, n счетчиков, при этом вход блока коррекции является первыми входами n пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первой группой выходов задатчика сигналов, второй вход которого соединен с входом дифференцирующей цепи, выход которой соединен со вторыми входами сдвигового регистра и n счетчиков, выходы n пороговых устройств соединены с первыми входами сдвигового регистра, выходы которого за исключением n выхода соединены с первыми входами n элементов И, второй и третий входы которых соединены соответственно с выходами генератора импульсов и n элементов НЕ, второй и последующие выходы сдвигового регистра соединены с входами n элементов НЕ, выходы n элементов И соединены с первыми входами n счетчиков, выходы которых соединены с первыми входами второго элемента ИЛИ, выход которого является выходом блока коррекции.

Введение новых элементов и связей позволяет получить новую информацию об условиях стрельбы (динамику изменения скорости воздушного потока), определить и ввести необходимые компенсирующие поправки, что обеспечивает повышение точности наведения управляемой ракеты.

На фиг.1 приведена структурная схема системы наведения управляемых ракет, где 1 - цель (Ц), 2 - привод управления (ПУ), 3 - прицел (Пр), 4 - управляемая ракета (УР), 5 - пусковая установка (ПУс), 6 - линия передачи команд (ЛПК), 7 - координатор (К), 8 - блок выработки управляющих сигналов (БВС), 9 - сумматор (″+″), 10 - блок выработки управляющих команд (БВК), 11 - ключ (Кл), 12 - блок стабилизации траектории управляемой ракеты (БСТ), 13 - датчик скорости воздушного потока (ДВП), 14 - квадратор (KB), 15 - масштабирующий блок (МБ), 16 - инвертор (Ив), 17 - блок коррекции.

Ключ 11 обеспечивает включение датчика скорости воздушного потока 13, который обычно состоит из крыльчатки, частота вращения которой пропорциональна скорости воздушного потока, и преобразователя вращения крыльчатки в электрический сигнал (см., например, В.В. Корнеев и др. «Основы автоматики и танковые автоматические системы». М., ВА БТВ, 1976, с.159-161). Блок 13 кинематически связан с пусковой установкой 5 так, чтобы измерительная ось прибора была перпендикулярна траектории полета управляемой ракеты. Блок стабилизации траектории управляемой ракеты 12 обеспечивает уменьшение колебательности управляемой ракеты относительно среднего значения ее траектории. Он содержит блок разрешения, срабатывающий при значительном увеличении сигнала на выходе блока 7, и блок формирования сигнала дополнительной коррекции (не показаны). Квадратор 14 обеспечивает возведение поданного на него сигнала с блока 13 (т.е. скорости воздушного потока) во вторую степень и его подачу на вход блока 15. Масштабирующий блок 15 обеспечивает получение сигнала, соответствующего аэродинамической силе, действующей на управляемую ракету в результате действия воздушного потока. Его значение определяется выражением (см., например, Неупокоев Ф.К. «Стрельба зенитными ракетами». М., Воениздат, 1970, с.99-121)

где k - коэффициент пропорциональности, определяющий уровень сигнала на выходе блока 15 от действующей силы, С_y - коэффициент сопротивления управляемой ракеты воздушному потоку в поперечной плоскости, p - плотность воздуха, S - характерная площадь управляемой ракеты.

Инвертор 16 обеспечивает изменение полярности сигнала с блока 15.

Система наведения управляемых ракет содержит привод 2 управления (ПУ), прицел (Пр 3), управляемую ракету (УР) 4, пусковую установку (ПУс) 5, линию 6 передачи команд (ЛПК), координатор (К) 7, блок 8 выработки управляющих сигналов (БВС), сумматор (″+″) 9, блок 10 выработки управляющих команд (БВК), ключ (Кл) 11, блок 12 стабилизации траектории управляемой ракеты (БСТ), датчик 13 скорости воздушного потока (ДВП), квадратор (КВ) 14, масштабирующий блок (МБ) 15, инвертор (Ив) 16, блок 17 коррекции, пороговые устройства 18, задатчик 19 сигнала, дифференцирующую цепь 20, первый 21 и второй 23 элементы ИЛИ, сдвиговый регистр 22, генератор 24 сигналов, n элементов И 25, n элементов НЕ 26, n счетчиков 27 (фиг.1 и 2).

Работает предлагаемая система наведения управляемых ракет следующим образом.

Совместив с помощью привода управления 2 прицельную марку прицела 3 с целью 1 и задав соответствующее положение пусковой установке 5 с управляемой ракетой 4, наводчик-оператор производит пуск управляемой ракеты 4. После пуска управляемая ракета 4 попадает в поле зрения прицела 3 и съюстированное с ним поле зрения координатора 7. Координатор обеспечивает выработку сигнала, соответствующего отклонению управляемой ракеты от линии прицеливания, и подает его на вход блока 8 выработки сигнала управления, который производит усиление и корректировку сигнала управления и подает его через сумматор 9 на блок 10 выработки управляющих команд, где преобразуется, шифруется и в виде управляющей команды подается через линию передачи команд 6 на аппаратуру управления управляемой ракетой 4, которая под действием полученной команды перемещается к линии прицеливания, чем и устраняется рассогласование между ней и линией прицеливания.

При стрельбе в условиях равнин, степей, пустынь и др. включается блок 11 (при наличии сигнала на втором выходе координатора 7) и начинает работать блок 13 (датчик скорости воздушного потока), который вырабатывает сигнал, пропорциональный скорости воздушного потока VB. В блоке 14 этот сигнал возводится во вторую степень, а в блоке 15 окончательно преобразуется в соответствии с выражением (1), инвертируется в блоке 16, а затем подается на второй вход сумматора 9 в качестве сигнала компенсации силы воздушного потока. В сумматоре 9 сигнал компенсации корректирует управляющий сигнал в соответствии с действующими на управляемую ракету внешними возмущениями, вызванными воздушными потоками. При резких порывах ветра или на максимальных дальностях управления, когда отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания и уровень сигнала на выходе координатора 7 становятся чрезмерными, срабатывает блок разрешения блока 12, благодаря чему блоком формирования сигнала дополнительной коррекции (в блоке 12) вырабатывается сигнал дополнительной коррекции, который подается на третий вход сумматора и обеспечивает дополнительное увеличение управляющего сигнала.

Динамика изменения интенсивности (скорости) воздушного потока определяется следующим образом.

Предварительно обеспечивают обнуление логических схем за счет выдачи сигнала со второго выхода задатчика 19 сигналов через дифференцирующую цепь 20 на вторые входы сдвигового регистра 22 и n счетчиков 27.

Затем сигнал с выхода датчика 13 скорости воздушного потока поступает на вход блока 7 коррекции и соответственно на первые входы n пороговых устройств 18, на вторые входы которых поступают сигналы с первой группы выходов задатчика 19 сигналов. Пороговые устройства 18 обеспечивают анализ значений скоростей воздушного потока.

В момент превышения сигналом, соответствующим скорости воздушного потока, первого заданного значения, сигнал с первого выхода первого из n пороговых устройств 18 через элемент ИЛИ 21 поступает на первый вход первого сдвигового регистра 22, с первого выхода которого поступает на первый вход первого из n элементов И 25, на второй и третий входы которого поступают сигналы соответственно со второго выхода сдвигового регистра 22 через первый из n элементов НЕ 26 и с выхода генератора 24 сигналов.

Затем сигнал с выхода первого элемента из n элементов И 25 поступает на первый вход первого из n счетчиков 27, который формирует сигнал пропорциональный времени воздействия воздушного потока с заданной степенью интенсивности, который с выхода первого из n счетчиков 27 через второй 22 элемент ИЛИ поступает на четвертый вход сумматора 9.

В момент следующего изменения интенсивности воздушного потока сигнал с выхода датчика воздушного потока поступает на входы пороговых устройств, и при превышении второго заданного значения сигнал с первого выхода второго из n пороговых устройств 18 через элемент ИЛИ 21 поступает на первый вход первого 22 сдвигового регистра, и аналогично определяется время воздействия воздушного потока уже с другой степенью интенсивности.

В случае превышения сигналом n заданного значения аналогично формируется сигнал, пропорциональный времени воздействия n степени интенсивности воздушного потока.

Введенная совокупность признаков обеспечивает измерение внешнего вредного возмущения - скорости и динамики изменения скорости воздушного потока, определение и формирование необходимой компенсирующей поправки, которая уменьшает (вплоть до устранения) отклонение управляемой ракеты от линии прицеливания, что повышает точность ее наведения.

Таким образом, предлагаемое изобретение фиксирует динамику изменения воздушного потока (порывы ветра), что позволит осуществить динамическую корректировку управляющего сигнала.