Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ КОМБИНИРОВАННОГО НАВЕДЕНИЯ МАЛОГАБАРИТНОЙ РАКЕТЫ С ОТДЕЛЯЕМОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Предлагаемая группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в комплексах вооружения телеуправляемых ракет.

Известен способ наведения ракеты, включающий запуск ракеты, разгон ракеты с помощью двигательной установки, определение отклонения ракеты от расчетной траектории полета, формирование команды управления, пропорциональной отклонению ракеты от расчетной траектории полета, и передачу команды управления на ракету для наведения на цель (А.А. Лебедев, В.А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами, М., Машиностроение, 1965 г., с. 327-330).

Наведение ракеты на разгонном участке сопровождается дымообразованием от собственного стартового двигателя, что в случае использования системы теленаведения с визированием цели и (или) ракеты оптическими и оптико-электронными пеленгаторами на этапе управления, 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.

Для повышения характеристик ракетного комплекса: увеличения дальности стрельбы, уменьшения полетного времени ракеты, нужно повышать скорость ракеты, а для этого необходимо увеличивать заряд стартового двигателя, что влечет за собой увеличение дымообразования и ухудшение помехоустойчивости системы управления.

Известные способы наведения телеуправляемой ракеты, позволяющие повысить помехоустойчивость оптических линий связи (ОЛС) в условиях дымообразования собственного двигателя, основываются на разнесении в пространстве траектории активного участка полета ракеты и линии визирования цели.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ наведения телеуправляемой ракеты (патент РФ №2122700 от 27.11.1998 г. ), включающий формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели с последующим совмещением ракеты с линией визирования цели по программной траектории вывода, разгон ракеты с помощью двигателя, наведение ракеты в широком поле управления в соответствии с угловым положением источника теплового излучения на ракете относительно ЛВЦ, отделение двигателя ракеты при входе ее в узкое поле управления и наведение ракеты в узком поле управления в соответствии с угловым положением источника излучения ракеты.

В известном способе на первом этапе наведения ракеты, включающем захват ее на сопровождение и вывод на ЛВЦ, размер зоны пространства, в которой необходимо измерять координаты ракеты, определяется в основном рассеиванием ее траектории, углом запуска (угловым смещением траектории) относительно ЛВЦ для совершения противодымного маневра, мощностью источника излучения и чувствительностью приемного устройства. Угловые размеры этой области пространства, как правило, превосходят размеры луча пеленгации. Поэтому луч с приемником лучистой энергии от ракеты сканирует область пространства, в которой может находиться ракета, и эта область пространства образует широкое поле управления.

На втором этапе наведения, связанном с точным совмещением ракеты с целью, разброс траектории ракеты относительно ЛВЦ уменьшается под воздействием предшествующего на первом этапе управления, поэтому уменьшается и необходимая область пространства для сканирования луча, которая и образует узкое поле управления. Кроме того, с ростом дальности до ракеты из-за падения разрешающей способности луча увеличиваются ошибки измерения координат. Поэтому угловой размер луча, используемого на этом этапе, уменьшают по отношению к ширине луча, используемого на первом этапе наведения.

Известный способ наведения ракеты обладает недостатками, один из которых связан с тем, что в процессе совмещения ракеты с ЛВЦ на разгонном участке под действием команды управления, формируемой пропорционально отклонению ее от ЛВЦ, в условиях стрельбы при различных сочетаниях направлений движения ЛВЦ и скорости ветра возможно экранирование ЛВЦ дымовым шлейфом собственного двигателя за счет сноса дыма или набегания на него ЛВЦ. Вторым недостатком является то, что при положении ЛВЦ в приземном слое, что характерно для стрельбы противотанковых комплексов и зенитных комплексов малой дальности, имеющих, как правило, оптико-электронную систему управления, при приземлении отделившегося разгонного двигателя ракеты возникает пыледымовое облако. Пыледымовое облако по своим угловым размерам может превышать угловое рассогласование между ракетой и ЛВЦ в наклонной (боковой) плоскости наведения вследствие их совмещения под воздействием управления ракетой, перемещения линии визирования подвижной цели и сноса пыледымового облака поперечным ветром и также может привести к экранированию оптической линии связи (ОЛС). В связи с этим известный способ теленаведения ракеты ограничен применением в комплексах вооружения, так как указанные факторы в условиях реальной стрельбы могут приводить к прерываниям ОЛС с целью, ракетой и, соответственно, к срыву наведения ракеты.

При запуске из контейнера на начальном участке скорость ракеты мала и воздушно-динамический рулевой привод не обладает достаточной эффективностью по созданию управляющих моментов для обеспечения противодымного маневра и последующего ввода ракеты в луч управления. Поэтому на начальном этапе целесообразно применить управление посредством блока газореактивных двигателей, установленного на стартовой ступени.

Техническая реализация заявляемого способа комбинированного наведения ракеты с отделяемой ДУ приводится в предлагаемой системе комбинированного наведения.

Известна система наведения, наиболее близкая по технической реализации к заявляемой, реализованная в комплексе "Кастет" (Выстрел ЗУБК10 с управляемым снарядом 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации ЗУБК 10.00.00.000 ТО, М., Военное издательство, 1987 г. [1]), которая включает в составе наземной аппаратуры управления прицел-прибор наведения, формирующий модулированный лазерный луч, поперечное сечение которого представляет собой поле управления снаряда, а в составе снаряда приемник излучения, блок аппаратуры электронной, гироскопический координатор с датчиком угла крена и два рулевых привода.

На фиг. 1 приведена блок-схема системы наведения ближайшего аналога, в состав которой входят наземная аппаратура управления - пункт управления (1) с прицелом-прибором наведения ППН (2), а на снаряде (3) приемник излучения (4), аппаратура выделения координат АВК (5), первый и второй корректирующие фильтры КФ1 (6) и КФ2 (7), первый и второй инверторы И1 (8), И2 (9), датчик угла крена (10) (в составе блока аппаратуры электронной) и два рулевых привода РП1 (11) и РП2 (12).

Оптический сигнал, поступающий в приемник излучения на снаряде, преобразуется в электрический, усиливается по мощности и поступает в блок аппаратуры электронной БАЭ, в котором осуществляется выделение постоянных составляющих напряжений, пропорциональных величинам отклонений ракеты от оси луча по каждому каналу управления. Корректирующие фильтры в БАЭ стабилизируют контур управления ракетой. С выходов корректирующих фильтров напряжения поступают на усилители, выходы которых подключены к двум входам датчика угла крена и через инверторы - к двум другим входам. Датчик угла крена преобразует сигналы управления из системы координат наземной аппаратуры управления в систему координат, связанную с вращающейся ракетой. Сигналы с выходов датчика угла крена поступают на входы двух рулевых приводов.

Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение помехоустойчивости оптических линий визирования цели и ракеты за счет предотвращения перекрывания ОЛС "носитель - ракета", "носитель - цель" дымовым шлейфом от собственной разгонной двигательной установки ракеты, а также обеспечение уверенного ввода ракеты в луч.

Задача решается за счет того, что в способе комбинированного наведения ракеты с отделяемой после разгона ракеты двигательной установкой, включающем формирование по линии визирования цели информационного поля управления ракетой, запуск ракеты под углом к линии визирования цели в вертикальной плоскости, разгон ракеты с помощью двигательной установки и последующее совмещение траектории наведения ракеты с линией визирования цели по сформированой программной траектории вывода, наведение ракеты в информационном поле управления в соответствии с выделенными координатами ракеты относительно оси информационного поля, дополнительно в момент запуска ракеты измеряют и передают на борт ракеты угловое положение линии визирования цели в стартовой системе координат, а начиная с момента схода ракеты, измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты и линейные ускорения по осям связанной с ракетой системы координат, вычисляют углы рыскания и тангажа ракеты, а также координаты центра масс ракеты относительно линии визирования цели, после схода ракеты и до включения двигательной установки осуществляют газореактивное управление угловым положением продольной оси ракеты в соответствии с измеренными угловыми скоростями разворота ее продольной оси и вычисленными углами рыскания и тангажа, обеспечивая заданную угловую ориентацию продольной оси ракеты относительно линии визирования цели к моменту включения двигательной установки, а после включения двигательной установки осуществляют аэродинамическое управление ракетой по отклонениям вычисленных координат центра масс ракеты относительно программной траектории вывода ракеты на линию визирования цели.

Траекторию вывода ракеты на линию визирования цели задают программной командой, плавно изменяющейся от максимального значения, равного вычисленной координате отклонения центра масс ракеты относительно линии визирования цели в вертикальной плоскости в момент включения двигательной установки, до нуля в момент перехода на управление в информационном поле луча в соответствии с формулой:

где а - вычисленная координата отклонения центра масс ракеты в момент включения двигательной установки, м,

t_ВД - момент включения двигательной установки, с,

τ - расчетное время между моментом включения двигательной установки и моментом перехода на управление в луче лазера, с.

Способ реализован в предлагаемой системе комбинированного наведения ракеты с отделяемой двигательной установкой, включающей источник излучения в составе прицела-прибора наведения на пункте управления, а на ракете, вращающейся по углу крена, последовательно соединенные приемник излучения, оптически связанный с источником излучения, и блок выделения координат, а также два корректирующих фильтра, датчик угла крена, рулевой привод с аэродинамическими рулями, отличающейся тем, что в состав ракеты введены стартовая ступень с разгонной двигательной установкой, блоком газореактивных двигателей склонения, двухкоординатным датчиком угловых скоростей и трехкоординатным датчиком линейных ускорений, а в аппаратуру управления ракеты введены вычислительный блок, шесть электронных ключей, четыре блока переменных коэффициентов, два усилителя-ограничителя и два сумматора, таймер, блок формирования программных команд, блок формирования команды компенсации веса, первый и второй формирователи команд управления, при этом первый и второй выходы блока выделения координат соединены с первыми входами соответственно первого и второго электронных ключей, вторые входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами вычислительного блока, последовательно соединены первый электронный ключ, первый сумматор, первый корректирующий фильтр, второй сумматор, первый блок переменного коэффициента, первый усилитель-ограничитель, третий электронный ключ, выход которого соединен с первым входом первого формирователя команд управления, последовательно соединены второй электронный ключ, второй корректирующий фильтр, второй блок переменного коэффициента, второй усилитель-ограничитель, четвертый электронный ключ, выход которого соединен со вторым входом первого формирователя команд управления, выход которого соединен с входом блока рулевого привода аэродинамических рулей, последовательно соединены третий блок переменного коэффициента и пятый электронный ключ, выход которого соединен с первым входом второго формирователя команд управления, последовательно соединены четвертый блок переменного коэффициента и шестой электронный ключ, выход которого соединен со вторым входом второго формирователя команд управления, выход которого соединен с входом блока газореактивных двигателей склонения, выход датчика угла крена, первый и второй выходы датчика угловых скоростей, первый, второй и третий выходы датчика линейных ускорений соединены соответственно с первым, вторым и третьим, четвертым, пятым и шестым входами вычислительного блока, третий и четвертый выходы которого соединены соответственно с третьим и четвертым входами первого формирователя команд управления, а пятый и шестой выходы вычислительного блока соединены соответственно с третьим и четвертым входами второго формирователя команд управления, седьмой и восьмой выходы вычислительного блока соединены с входами соответственно третьего и четвертого блоков переменного коэффициента, а третьи входы первого и второго электронных ключей и вторые входы третьего, четвертого, пятого и шестого электронных ключей соединены с выходом таймера, вторые входы первого и второго сумматоров соединены с выходами соответственно блока формирования программной команды и блока формирования команды компенсации веса.

Предлагаемая группа изобретений поясняется чертежами фиг. 2-5 На фиг. 2 приведен общий вид малогабаритной ракеты со стартовой ступенью (13) и установленными на ней блоком ГДС (16), ДУС (14) и ДЛУ (15). Маршевая ступень снабжена датчиком угла крена (10) и одноканальным рулевым приводом с аэродинамическими рулями (17).

ГДС устанавливаются в плоскостях XOY и XOZ связанной системы координат (в плоскостях расположения рулей) попарно с каждой стороны от продольной оси ракеты на хвостовой части отделяемой разгонной двигательной установки на определенном расстоянии от центра масс ракеты, необходимом для создания управляющих моментов.

Оси чувствительности трех ДЛУ устанавливаются по осям, параллельным осям ОХ, OY и OZ связанной с ракетой системы координат OXYZ (начало связанной системы координат расположено в центре масс ракеты, ось ОХ направлена вдоль продольной оси ракеты, а оси OY и OZ перпендикулярны оси ОХ и лежат в плоскостях симметрии ракеты). Оси чувствительности двух ДУС устанавливаются по осям, параллельным осям OY и OZ связанной с ракетой системы координат.

На фиг. 3 приведена номинальная траектория наведения ракеты, управляемой по предложенному способу. Отмечены цифрами характерные точки траектории: 18 - сход ракеты, начало газореактивного управления, 19 - включение разгонной ДУ, 20 - конец газореактивного управления, переход на аэродинамическое управление по вычисленным координатам, 21 - конец работы ДУ, переход на управление в луче лазера.

Траектория наведения ракеты на цель имеет следующие участки: 18…19 - участок вывода продольной оси ракеты на заданное направление ϑ=-3.0° в вертикальной и ψ_З=0.0° в горизонтальной плоскостях посредством газореактивного управления (работа системы угловой стабилизации по информации с ДУС);

20…21 - участок вывода ракеты в поле управления луча (работа системы псевдолучевого управления по информации с ДУС и ДЛУ),

19…21 - участок работы ДУ (разгона ракеты),

от точки 21 и далее - участок лучевого управления.

На фиг. 4 представлена блок-схема предложенной комбинированной системы наведения, на фиг. 5 приведена блок-схема формирователя команд управления газореактивными двигателями склонения.

Сущность предлагаемого способа комбинированного наведения ракеты заключается в следующем.

Пусковую установку с пусковым контейнером перед запуском ракеты ориентируют по линии визирования цели в горизонтальной плоскости и под заданным углом Ө₀ относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости. Измеряют и передают на борт ракеты угловое положение ε_ЛО ЛВЦ в вертикальной плоскости и угол крена 70 пусковой установки в стартовой системе координат. Начало стартовой системы координат совпадает с центром масс ракеты на старте, ось О_сХ_с лежит на пересечении плоскости местного горизонта плоскостью X₁O₁Y₁ связанной с ракетой системы координат, зафиксированной на стартовой позиции перед пуском ракеты, ось O_cY_c направлена по местной вертикали вверх, ось O_cZ_c дополняет систему до правой. С момента схода ракеты измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты (ω_Z1, ω_Y1) посредством двухкоординатного датчика угловых скоростей (ДУС), линейные ускорения ракеты (а_Х1, a_Y1, a_Z1) посредством трехкоординатного датчика линейных ускорений (ДЛУ) и угол крена ракеты (γ_ГК) посредством датчика угла крена и с помощью вычислительного блока рассчитывают углы рыскания ψ_а и тангажа ν_а ракеты, а также координаты Z_И, Y_И отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ.

Сигналы ψ_а и ν_а формируют путем интегрирования соответствующих первых производных и с начальными условиями φ_а(t=0)=0, ν_а(t=0)=Ө₀+ε_ЛО:

где ,

где ψ_а, ν_а - вычисленные значения углов рыскания и тангажа ракеты,

Ө₀ - выставляемый угол пуска ракеты (угол между продольной осью пускового контейнера и ЛВЦ в вертикальной плоскости),

ε_ЛО - измеренное значение угла между ЛВЦ и плоскостью местного горизонта.

Сигналы должны формироваться по следующим зависимостям:

где

τ_ЗАП=0.004 с - запаздывание сигналов на выходе ДУС,

ω_Y1, ψ_Z1 - измеренные ДУС угловые скорости вращения ракеты по осям связанной системы координат,

с(γ_а), s(γ_а) - сигналы модуляции команд управления,

где γ_а=γ_ГК+γ₀.

В соответствии с вычисленными углами тангажа и рыскания ракеты с помощью формирователя команд управления (ФКУ) формируют команды включения соответствующих импульсных газореактивных двигателей склонения (ГДС). Возникающие при срабатывании ГДС управляющие моменты разворачивают продольную ось ракеты к моменту включения двигательной установки в заданном направлении - например, под углом минус 3 градуса к ЛВЦ в вертикальной плоскости и по линии визирования цели в горизонтальной плоскости.

Сигналы координат отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в вертикальной и горизонтальной плоскостях формируют по следующим зависимостям:

Y_И=-Х_а·sinε_ЛО+Y_a·cosε_ЛО;

Z_И=Z_a,

где

Сигналы , , формируют по следующим зависимостям:

где V_a, φ_а, Ө_а - вычисленные значения скорости ракеты и углов курса и наклона ее траектории, полученные путем интегрирования соответствующих вычисленных первых производных с начальными условиями V_a(t=0)=0, φ_а(t=0)=0, Ө_а(t=0)=Ө₀+ε_ЛО.

Сигналы формируют по следующим зависимостям:

где

где

τ_ЗАП=0.004 с - запаздывание сигналов на выходе ДЛУ,

где a_X1, a_Y1, a_Z1 - измеренные ДЛУ линейные ускорения ракеты по осям связанной с ракетой системы координат,

g - ускорение свободного падения, равное 9,80665 м/с².

Сигналы β_а, α_a, с(γ_ca), s(γ_са) должны формироваться по следующим зависимостям:

С момента включения ДУ в соответствии с вычисленными координатами отклонения ракеты относительно ЛВЦ методом совмещения осуществляется стабилизация траектории ракеты относительно траектории обхода дыма, задаваемой программной командой, плавно изменяющейся от максимального значения, равного координате отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости в момент включения ДУ, до нуля в момент перехода на лучевое управление.

В результате на участке работы ДУ ракета выводится на ЛВЦ в горизонтальной плоскости и совершает противодымный маневр в вертикальной плоскости и к моменту отделения стартовой ступени с незначительными отклонениями находится на оси лазерного луча.

Управление в информационном поле луча лазера начинается с момента начала выделения сигналов координат отклонения ракеты от оси информационного поля.

Таким образом, конструктивные и эксплуатационные особенности ракеты - наличие разгонной двигательной установки, включаемой на траектории и отделяемой после выгорания топлива, наличие дымовых помех на стартовом участке, а также высокая скорость полета ракеты на маршевом участке - предопределили требования к ее системе наведения: система наведения ракеты должна быть комбинированной и включать систему инерциального наведения и систему наведения по лучу лазера, работающих последовательно.

В состав системы комбинированного наведения (фиг. 4) входят прицел-прибор наведения ППН с излучателем (2) в составе наземной аппаратуры управления (в составе пункта управления (1)), а на маршевой ступени ракеты (3) приемник излучения ПИ (4), датчик угла крена ДУК (10), в составе аппаратуры управления блок выделения координат БВК (5), первый и второй корректирующие фильтры КФ1 (6), КФ2 (7), электронные ключи ЭК1 (23), ЭК2 (24), ЭК3 (36), ЭК4 (37), ЭК5 (38) и ЭК6 (39), таймер (22), сумматоры С1 (27), С2 (29), блок формирования программной команды БФПК (26), блок формирования команды компенсации веса БФККВ (28), блоки переменного коэффициента БПК1-БПК4 (30-33), два усилителя-ограничителя У01 (34), У02 (35), вычислительный блок ВБ (25), первый и второй формирователи команд управления ФКУ1 (40) и ФКУ2 (41) соответственно на блок РП аэродинамических рулей и на блок ГДС. В составе же стартовой ступени (13) с разгонной двигательной установкой введены блок газореактивных двигателей склонения ГДС (16), датчик угловых скоростей ДУС (14) и датчик линейных ускорений ДЛУ (15).

По сути система комбинированного наведения состоит из двух систем: системы инерциального наведения на начальном участке (где скорость ракеты мала) с управлением газореактивными двигателями склонения, расположенными на стартовой ступени, и системы наведения в луче лазера с управлением рулевыми приводами с аэродинамическими рулями (скорость ракеты на этом участке уже достаточно велика).

Система инерциального наведения ракеты работает на участке времени от момента старта ракеты и до момента отделения стартовой ступени и начала приема излучения лазера и обеспечивает:

заданную угловую ориентацию продольной оси ракеты относительно линии визирования цели к моменту включения двигательной установки;

формирование траектории противодымного маневра ракеты в вертикальной плоскости, обеспечивающего работоспособность оптических каналов связи (слежения за целью и лучевого управления) в условиях воздействия оптических помех от стартового двигателя;

вывод ракеты в информационное поле лазерного луча на дальности окончания противодымного маневра.

Система наведения по лучу должна начинать работать с момента отделения стартовой ступени с двигательной установкой, закрывающей приемник излучения.

Анализ задач, возлагаемых на систему инерциального наведения, показывает: инерциальная система наведения должна быть построена на основе элементов, несущих информацию об угловых отклонениях продольной оси ракеты и линейных отклонениях ее центра масс.

Исходя из предпосылок эффективного соотношения цены, точности, габаритов, потребляемой мощности и других технических и эксплуатационных характеристик одним из перспективных направлений разработки систем инерциального управления является использование в их структуре твердотельных интегральных микроэлектромеханических датчиков угловых скоростей (ДУС) и линейных ускорений (ДЛУ).

Предлагаемая система комбинированного наведения функционирует следующим образом.

Пусковой контейнер перед пуском ракеты ориентируют по линии визирования цели в горизонтальной плоскости и под заданным углом относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости. Измеряют и передают на борт ракеты угловое положение ЛВЦ в вертикальной плоскости и угол крена пусковой установки. С момента схода ракеты по сигналам с ДУС, ДЛУ и датчика угла крена вычислительный блок рассчитывает углы рыскания и тангажа ракеты, а также координаты отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ.

В соответствии с вычисленными углами тангажа и рыскания ракеты ФКУ формирует команды включения соответствующих импульсных газореактивных двигателей склонения (ГДС). Возникающие при срабатывании ГДС управляющие моменты разворачивают продольную ось ракеты к моменту включения двигательной установки в заданном направлении - например, под углом минус 3 градуса к ЛВЦ в вертикальной плоскости и по линии визирования цели в горизонтальной плоскости.

С момента включения ДУ в соответствии с вычисленными координатами отклонения ракеты относительно ЛВЦ методом совмещения осуществляется стабилизация траектории ракеты относительно траектории обхода дыма, задаваемой программной командой, плавно изменяющейся от максимального значения, равного координате отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости в момент включения ДУ, до нуля в момент перехода на лучевое управление.

В результате на участке работы ДУ ракета выводится на ЛВЦ в горизонтальной плоскости и совершает противодымный маневр в вертикальной плоскости и к моменту отделения стартовой ступени с незначительными отклонениями находится на оси лазерного луча.

Управление в луче лазера начинается с момента начала выделения сигналов координат отклонения ракеты от оси луча.

Прицел-прибор наведения с источником модулированного лазерного излучения выполнен, как в патенте РФ №2326324 от 10.08.2008 г. Как в ближайшем аналоге [1], могут быть выполнены приемник излучения (с. 16-17), аппаратура выделения координат (с. 15-17), датчик угла крена (с. 18, 19, рис. 12, с. 43-46) и блок аэродинамических рулевых приводов (с.19-26). Корректирующие фильтры могут быть реализованы по схеме на рис. 13.11, с. 202, У. Титце, К. Шенк, Полупроводниковая схемотехника, М., Мир, 1982 г. [2].

Вычислительный блок производит выработку команд для управления блоками РП и ГДС на основе информации от ДУС, ДЛУ и ДУК. Вычислительный блок осуществляет операции формирования функций синуса и косинуса углов, суммирования, интегрирования, умножения, деления и может быть выполнен на основе схем усилителей, сумматоров, блоков произведения, интеграторов и функциональных преобразователей. Усилители, сумматоры, блоки вычитания выполнены по схемам рис. 11.1, 11.2, с. 137, 138 [2]). Блоки произведения выполнены по схеме четырехквадратного умножения (рис. 11.41, с. 162, [2]). Двухпозиционные релейные элементы представляют собой усилители-ограничители, отличающиеся большим коэффициентом усиления и выполненные по схеме, представленной на с. 232 (И.М. Тетельбаум, Ю.Р. Шнейдер, Практика аналогового моделирования динамических систем, М., Энергоатомиздат, 1987 г. [3]). Датчик угловой скорости может быть выполнен как микромеханический датчик, объединяющий на одном кремниевом кристалле датчик угловой скорости и электронику («Электронные компоненты», №2, 2003 г., стр. 57-59). Датчик линейных ускорений может быть выполнен, например, так же, как на с. 174, В.В. Малов, Пьезорезонансные датчики, М., Энергоатомиздат, 1989 г. Интегратор может быть выполнен по схеме на рис. 11.9, с. 143 [2].

Формирователь функции косинуса или синуса может быть реализован на основе схемы с. 205, рис. 3.2.8, [3]. Электронные ключи могут быть выполнены на основе схемы мультиплексора, приведенной на рис. 19.14, с. 327 [2]. Электронные ключи ЭК1, ЭК2 на два направления могут быть выполнены на основе схемы мультиплексора, приведенной на рис. 19.14, с. 327 [2]. Замыкающие электронные ключи ЭКЗ и ЭК4 могут быть выполнены на основе схемы 4.2.3, с. 237 [3]. Размыкающие ключи ЭК5, ЭК6 выполнены на основе схемы 4.2.2, с. 237 [3]. Блок формирования программных команд, блок формирования команды компенсации веса можно выполнить, например, на постоянном запоминающем устройстве (ПЗУ) (микросхема 556РТ7). Блоки переменного коэффициента можно реализовать на основе усилителя с переменным коэффициентом передачи. Таймер может быть в виде счетчика импульсов, запускаемого в момент схода ракеты, выполненного на основе схемы на рис. 20.4, с. 346 [2].

Газореактивные двигатели склонения могут быть выполнены по схеме рис. 3.4, с. 63, В.И. Попов, Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов, М., Машиностроение, 1986 г. Формирователь команд управления на блок ГДС включает в своем составе (см. фиг. 5) усилители-ограничители, двухпозиционные релейные элементы, сумматоры, блоки произведения. Реализация таких блоков описана выше.

Формирователь команд управления ФКУ1 на вход блока рулевых приводов аэродинамических рулей может быть выполнен так же, как и ФКУ2.

Проведенное математическое моделирование показало, что предлагаемый способ комбинированного наведения и предлагаемая динамическая структура комбинированной системы наведения на основе ДУС и ДЛУ с газореактивным управлением на начальном участке обеспечивает вывод ракеты на линию визирования цели в условиях воздействия начальных возмущений и бокового ветра практически к моменту отделения стартовой ступени.

Таким образом, решение поставленной задачи в предлагаемом способе наведения ракеты посредством предлагаемой системы комбинированного наведения позволяет предотвратить перекрывание ОЛС "носитель - ракета", "носитель - цель" дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты и предотвратить срыв наведения ракеты.