СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ТЕЛЕУПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ

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

Известен способ наведения ракеты, включающий запуск ракеты, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, определение отклонения ракеты от расчетной траектории полета, формирование команды управления, пропорциональной отклонению ракеты от требуемой траектории, и передачу команды управления на ракету для наведения ее на цель ([1], стр.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, связанным 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 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 с ЛВЦ.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ наведения телеуправляемой ракеты, включающий формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к ЛВЦ с последующим их совмещением, 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 [3].

Наведение ракеты на цель осуществляется по направлению, т.е. в двух взаимно перпендикулярных плоскостях - вертикальной (угломестной) и наклонной (азимутальной). Для измерения координат ракеты формируют энергетическое поле, которое концентрируется в некоторой области пространства, называемой в зависимости от вида реализации пеленгационного устройства “лучом”, “диаграммой направленности” и т.п. Точность измерения координат характеризуется пеленгационной чувствительностью, представляющей собой крутизну пеленгационной характеристики луча вблизи направления на источник излучения (ракету). В связи с этим, чем шире луч, тем ниже точность измерения координат и поэтому угловой размер луча ограничивают.

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, особенно когда поперечное сечение луча превышает размеры источника излучения на ракете. Поэтому угловой размер луча, используемого на этом этапе, уменьшают по отношению к ширине луча, используемого на первом этапе наведения. При этом захват ракеты узким лучом предполагает применение на стартовом участке полета пеленгатора ракеты с более широким полем обзора.

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 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.

Задачей предлагаемого изобретения является предотвращение перекрывания ОЛС “носитель - ракета”, “носитель - цель” дымовым шлейфом от собственного разгонного двигателя ракеты и пыледымовым облаком, образующимся при приземлении отделившегося разгонного двигателя ракеты, и предотвращение срыва наведения телеуправляемой ракеты.

Поставленная задача достигается за счет того, что в способе наведения телеуправляемой ракеты, включающем формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к ЛВЦ с последующим совмещением с ней, 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, наведение ракеты в наклонной плоскости с момента запуска осуществляют с угловым смещением ракеты относительно ЛВЦ, причем величину угла смещения ракеты формируют пропорционально ожидаемому максимальному угловому размеру пыледымового облака, образующегося при приземлении отделившегося разгонного двигателя ракеты, направление угла смещения ракеты и направление угла запуска ракеты в наклонной плоскости относительно ЛВЦ формируют в соответствии со знаком функции

где - угловая скорость ЛВЦ в курсовой плоскости;

Д_р - ожидаемая дальность окончания разгонного участка полета ракеты;

w_z - поперечная составляющая скорости ветра по отношению к ЛВЦ;

sign[] - функция знака,

а совмещение ракеты с ЛВЦ производят с момента начала наведения ракеты в узком поле управления в соответствии с зависимостью

где β₀ - угол смещения ракеты относительно ЛВЦ в наклонной плоскости наведения;

t - текущее время от момента начала совмещения ракеты с ЛВЦ;

τ - предполагаемое время до встречи ракеты с целью от момента начала совмещения ракеты с ЛВЦ;

π - число “пи”, π ≈ 3,14.

Функция знака sign[ ] реализуется схемой компаратора и математически определяется следующим выражением:

В предлагаемом способе наведения телеуправляемой ракеты решение задачи основывается на целенаправленном и взаимосвязанном формировании направлений угла запуска ракеты и углового положения ракеты (ее кинематической траектории) относительно ЛВЦ в процессе наведения, при которых на разгонном участке полета обеспечиваются односторонние (без пересечения ЛВЦ) угловые положения ракеты и ее дымового шлейфа относительно ЛВЦ, а к моменту разделения ракеты обеспечивается такое ее угловое положение относительно ЛВЦ, при котором отделившийся разгонный двигатель в своем дальнейшем движении, а также образуемое им при приземлении пыледымовое облако не экранируют ОЛС “носитель - ракета”, “носитель - цель”, а сама ракета после разделения плавно совмещается с ЛВЦ, обеспечивая точность наведения на цель. Предложенные формирование и коррекция углового положения ракеты относительно ЛВЦ в зависимости от сложившихся реальных условий стрельбы и времени входа ракеты в узкое поле управления (времени разделения ракеты) позволяют исключить перекрывание ОЛС как дымовым шлейфом факела двигателя ракеты на активном участке траектории полета, так и пыледымовым облаком, образующимся при приземлении отделившегося собственного двигателя ракеты, и исключить срыв наведения ракеты.

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".

Схема, поясняющая процесс наведения ракеты в наклонной плоскости, приведена на фиг.1, где обозначено:

О - координата точки запуска ракеты;

ЛВЦ - положение ЛВЦ;

1 - траектория ракеты;

2 - траектория, отделившегося разгонного двигателя ракеты;

β₀ - угол смещения ракеты относительно ЛВЦ (угловое смещение кинематической траектории наведения);

- угловая скорость ЛВЦ;

w_z - поперечная скорость ветра;

t_рд - время отделения разгонного двигателя ракеты;

V_p - вектор скорости ракеты в момент отделения двигателя;

γ_ш - угловой размер широкого поля управления;

γ_у - угловой размер узкого поля управления;

ПДО - пыледымовое облако, образующееся при приземлении разгонного двигателя.

Наведение ракеты осуществляется следующим образом. Угловое смещение ракеты относительно ЛВЦ в наклонной плоскости при наведении в широком поле управления задается углом β₀. Величина угла β₀ выбирается из выполнения условия, чтобы угловые координаты траектории ракеты с учетом ее возможного рассеивания, с одной стороны, к моменту отделения двигателя не превосходили половины углового размера узкого поля управления, а с другой стороны, были бы не меньше половины ожидаемого углового размера пыледымового облака, образующегося при приземлении двигателя, с учетом возможного углового рассеивания координаты точки его приземления, т.е. из следующего соотношения:

где ϕ_обл - ожидаемый максимальный угловой размер пыледымового облака при приземлении двигателя;

Δβ_д - ожидаемое максимальное угловое рассеивание координаты приземления отделившегося двигателя ракеты;

Δβ_р - ожидаемое максимальное угловое рассеивания траектории ракеты в ожидаемый момент времени разделения ракеты;

γ_у - угловой размер узкого поля управления;

Числовые значения параметров ϕ_обл, Δβ_д, Δβ_р определяются расчетным или опытным путем.

Ракета запускается в наклонной плоскости под углом к ЛВЦ. Направления угла запуска ракеты и углового смещения траектории ракеты относительно ЛВЦ задаются в соответствии со знаком функции f соотношения (1). Первый член “w_z” соотношения (1) учитывает воздействие поперечного ветра на снос дымового шлейфа ракеты и формирует направление угла запуска ракеты и направление угла смещения линии наведения ракеты в сторону “куда дует ветер”, обеспечивая освобождение разнесенных в пространстве ЛВЦ и линии визирования ракеты от дыма. Если, например, при направлении поперечной составляющей ветра “справа-налево” w_z>0, то при функция знака f=1>0 и направления угла запуска ракеты и углового смещения траектории ракеты задаются “влево” относительно ЛВЦ (см. фиг.1). Скорость ветра измеряется аппаратными средствами системы наведения, например датчиком ветра. Второй член соотношения (1) учитывает линейное перемещение ЛВЦ к концу разгонного участка полета ракеты относительно дымового шлейфа (линии наведения) и формирует направления угла запуска ракеты и угла смещения линии наведения ракеты в сторону “позади” ЛВЦ, обеспечивая непопадание дыма на ЛВЦ и линию визирования ракеты. Если, например, при движении ЛВЦ “слева-направо” , то при w_z=0 функция знака f=1>0 и направления угла запуска ракеты и углового смещения траектории ракеты задаются “влево” относительно ЛВЦ, Угловая скорость ЛВЦ измеряется аппаратными средствами системы наведения, например пеленгатором цели в процессе ее сопровождения, а ожидаемая дальность окончания разгонного участка полета ракеты Д_р определяется расчетным или опытным путем и хранится в системе наведения, например в памяти счетно-решающего прибора. При наличии совместно воздействующих двух факторов - ветра и движения ЛВЦ - направление углов определяется превалирующим воздействием на их формирование ветра или перемещения ЛВЦ. Направления углов запуска и смещения траектории ракеты при различных сочетаниях направлений скорости поперечного ветра и движения ЛВЦ приведены в таблице.

Предложенный выбор направлений угла запуска и угла смещения траектории ракеты обеспечивает необходимую благоприятную односторонность угловых положений ракеты, дымового шлейфа и отделившегося двигателя относительно ЛВЦ независимо от сочетаний направлений перемещения ЛВЦ, поперечного ветра и скоростей их движений.

Наведение ракеты до времени отделения t_рд двигателя ракеты осуществляется относительно задаваемой углом β₀ с соответствующем знаком f линии наведения в широком поле управления пеленгатора ракеты, измеряющего угловое положение источника теплового излучения на ракете (например, факела разгонного двигателя или элемента корпуса ракеты), и далее посредством формирования и передачи на ракету команды управления, пропорциональной рассогласованию Δ между линией наведения и измеренной координатой ракеты (с учетом смещения), т.е. Δ=β_лвц-fβ₀-β_р, где β_р - измеренная угловая координата ракеты относительно ЛВЦ.

После окончания активного участка полета, входа ракеты в пространственный объем узкого поля управления и последующего отделения от нее разгонного двигателя ракета захватывается в узком поле на сопровождение, и далее наведение ракеты производится в узком поле управления посредством формирования команды управления ракетой, пропорциональной измеренному отклонению источника излучения на ракете от линии наведения и передачи этой команды на ракету. При этом угловое смещение ракеты в наклонной плоскости с момента захвата ракеты узким полем управления в течение времени совмещения τ формируется в соответствии с зависимостью (2), плавно совмещая траекторию наведения ракеты с ЛВЦ в точке встречи. Совмещение ракеты с ЛВЦ по предлагаемому закону “косинуса” обеспечивает плавное сопряжение угла смещения β₀ линии наведения ракеты с угловым положением ЛВЦ. Время совмещения τ определяется предполагаемым полетным временем ракеты до встречи с целью, отсчитываемое с момента начала совмещения ракеты с ЛВЦ, и может быть определено по соотношению

где Д_ц-Д_р - разность дальностей до цели и ракеты в момент начала совмещения ракеты с ЛВЦ;

- относительная скорость сближения ракеты с целью в момент начала совмещения ракеты с ЛВЦ.

Составляющие дальности до ракеты и цели Д_р, Д_ц и их производные , измеряются в системе наведения ракеты, например, лазерными дальномерами.

Так как ракета до разделения наводится под углом fβ₀ к ЛВЦ, то к моменту отделения разгонного двигателя вектор ее линейной скорости V_p также с точностью до рассеивания ориентирован под углом fβ₀ к ЛВЦ и в сторону от нее. Поэтому после разделения ракеты вектор линейной скорости отделившегося двигателя тоже будет направлен в сторону от ЛВЦ под углом, близким к fβ₀, и, следовательно, отделившийся падающий двигатель будет в боковой плоскости в линейной мере также удаляться от ЛВЦ. При этом образующиеся при приземлении двигателя пыледымовое облако в силу выбранной величины и направления угла β₀ не будет перекрывать линии визирования цели и ракеты.

Таким образом, наведение ракеты с учетом выбранных направлений угла запуска ракеты и угла смещения траектории наведения ракеты обеспечивает относительно ЛВЦ плавное одностороннее движение ракеты и отделившегося ее разгонного двигателя, что позволяет обеспечить незатенение ЛВЦ дымовым шлейфом факела собственного разгонного двигателя ракеты на активном участке полета и пыледымовым облаком, образующимся при приземлении двигателя, и предотвратить срывы сопровождения цели и наведения ракеты в условиях реального управляемого полета.

Пример функциональной схемы системы телеуправления, реализующей предлагаемый способ наведения ракеты, приведен на фиг.2.

Система наведения ракеты состоит из пеленгатора цели (ПЦ) 3 и контура управления ракетой, включающего последовательно соединенные пеленгатор ракеты с узким и широким полями управления (ПР) 4, блок формирования команды управления ракетой (БФК) 5, второй вход которого соединен с первым выходом пеленгатора цели 3, и устройство передачи команды управления (УПК) 6 на ракету (Р) 7, а также из последовательно соединенных датчика ветра (ДВ) 8 и блока формирования угла запуска и угла смещения ракеты (БФУ) 9, второй вход которого подключен ко второму выходу пеленгатора цели 3, третий вход - ко второму выходу пеленгатора ракеты 4, первый выход соединен с третьем входом блока формирования команды управления 5, а второй выход - с входом устройства запуска ракеты (УЗР) 10.

Составляющие элементы системы - пеленгатор цели 3, пеленгатор ракеты 4, блок формирования команды управления ракетой 5, устройство передачи команды управления 6, датчик ветра 8 и устройство запуска ракеты - пусковая установка 10 представляют собой известные штатные элементы системы управления ракетой [1, 2]. Блок формирования угла запуска и угла смещения ракеты 9 может быть выполнен в виде счетно-решающей схемы, реализующей соотношения (1), (2), например, на базе операционных усилителей.

Система наведения ракеты работает следующим образом.

Пеленгатор цели 3 осуществляет сопровождение цели, измерение ее угловых координат и угловой скорости ЛВЦ . Датчик ветра 8 измеряет поперечную к ЛВЦ скорость ветра w_z, сигнал, пропорциональный которой, поступает на первый вход блока формирования угла запуска и угла смещения ракеты 9, на второй вход которого со второго выхода пеленгатора цели 3 поступает сигнал, пропорциональный угловой скорости ЛВЦ в наклонной плоскости . В блоке 9 с учетом величины угла смещения линии наведения относительно ЛВЦ β₀ и направления, определяемого по соотношению (1), формируются угол запуска ракеты относительно ЛВЦ, сигнал, пропорциональный которому, с его второго выхода поступает на исполнительный элемент (например, на силовой привод) устройства запуска ракеты 10, и угол смещения ракеты относительно ЛВЦ, сигнал, пропорциональный которому, с его первого выхода поступает на третий вход блока формирования команды управления ракетой 5. Производится запуск ракеты 7 и встреливание ее в широкое поле управления пеленгатора ракеты 4. Далее пеленгатор 4 осуществляет захват ракеты, ее сопровождение и измерение угловых координат по оптическому сигналу, излучаемому факелом разгонного двигателя ракеты или нагретым элементом ее корпуса.

Измеренные угловые координаты ракеты и цели поступают соответственно на первый и второй входы блока формирования команд управления 5, где с учетом углового положения смещенной линии наведения формируется команда управления ракетой. Сформированная команда управления ракетой с выхода блока 5 поступает на вход устройства передачи команд управления 6 и далее передается на ракету 7. Ракета под действием команды управления осуществляет одностороннее движение относительно ЛВЦ, обеспечивая незатенение ОЛС дымовым шлейфом от разгонного двигателя собственной ракеты.

После вхождения ракеты в узкое поле управления пеленгатора 4 ракета по команде разделяется, далее производится ее захват, сопровождение и управление в узком поле управления по измеренным координатам источника излучения ракеты. По сигналу захвата ракеты узким полем управления, поступающим со второго выхода пеленгатора ракеты 4 на третий вход блока формирования угла запуска и угла смещения ракеты 9, производится формирование сигнала совмещения линии наведения ракеты с ЛВЦ в соответствии с соотношением (2). Ракета под действием команды управления, в силу выбранного закона совмещения, плавно выходит на ЛВЦ, обеспечивая необходимую точность наведения на цель. При этом отделившийся разгонный двигатель ракеты в курсовой плоскости будет уходить от ЛВЦ, а образующееся при приземлении двигателя пыледымовое облако не будет перекрывать линии визирования цели и ракеты.

Таким образом, решение поставленной задачи в предлагаемом способе наведения ракеты позволяет предотвратить перекрывание ОЛС "носитель - ракета", “носитель - цель” дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты, а также перекрытие ОЛС пыледымовым облаком, образующимся при приземлении отделившегося собственного разгонного двигателя ракеты, и предотвратить срыв наведения ракеты.

Предлагаемый способ наведения телеуправляемой ракеты позволяет повысить помехоустойчивость системы наведения и эффективность комплексов вооружения телеуправляемых ракет, что выгодно отличает его от известных.

Источники информации

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

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

3. Патент РФ №2122700, способ наведения телеуправляемой ракеты.