Вращающаяся самонаводящаяся ракета

Вращающаяся самонаводящаяся ракета относится к оборонной технике и может быть использована во вращающихся по крену ракетах с одноканальным управлением, запускаемых с плеча, а также с различных носителей, обеспечивающих, в том числе, залповую стрельбу по воздушным целям.

Известна вращающаяся самонаводящаяся ракета (Техническое описание и инструкция по эксплуатации 9К38 ТО. Москва, «Воениздат», 1987, стр. 22-27) [1] в составе ПЗРК «Игла» (9К38). Указанная вращающаяся самонаводящаяся ракета содержит двигатель, крыльевой блок, рулевой отсек, оптическую головку самонаведения (ОГС), включающую первоначально ориентированный под заданным углом пеленга корректируемый гироскоп с катушками пеленга и коррекции, автопилот с формирователем команд для разворота ракеты на начальном участке полета (ФКР) и датчик схода ракеты.

Известна вращающаяся самонаводящаяся ракета (патент на изобретение №2216707 РФ) [2]. Указанная вращающаяся самонаводящаяся ракета содержит двигатель, складывающийся хвостовой стабилизатор, аппаратурный отсек со следящем электроприводом органов управления ракетой, датчик схода ракеты и ОГС, включающую первоначально ориентированный под заданным углом пеленга корректируемый гироскоп с катушками пеленга и коррекции, автопилот, функциональная схема которого содержит последовательно соединенные полосовой фильтр, нелинейное корректирующее устройство, первый сумматор, первый ограничитель зоны нелинейности, фазовый детектор, режекторный фильтр, второй сумматор и второй ограничитель зоны нелинейности, выход которого подключен к следящему электроприводу, ко второму входу первого сумматора подключен ФКР, ко второму входу фазового детектора подключен генератор опорного напряжения, а ко второму входу второго сумматора - датчик угловой скорости ракеты, при этом ФКР выполнен в виде подключенных к катушке пеленга первой последовательной ветви, состоящей из первого и второго управляемых ключей, третьего сумматора, подключенного ко второму входу первого сумматора, и второй последовательной ветви, состоящей из амплитудного детектора, фильтра низких частот, компаратора с заданным пороговым значением и бистабильного элемента с заданным исходным состоянием, при этом к выходу первого ключа подключен третий управляемый ключ, выход которого соединен со вторым входом третьего сумматора, а управляющий вход - с выходом бистабильного элемента, выход компаратора подключен к управляющему входу второго управляемого ключа, а к управляющему входу первого управляемого ключа подключено реле времени, вход которого соединен с датчиком схода ракеты.

ФКР формирует сигнал управления на начальном участке полета, обеспечивающий автоматический разворот вышеупомянутых ракет на требуемые углы упреждения и возвышения, при условии, что "захват" цели и последующий пуск ракеты происходит путем разворота пусковой трубы на цель таким образом, чтобы цель находилась в поле зрения прицельного устройства ПЗРК, визирная ось которого совмещена с осью гироскопа ОГС (в этом случае при наличии цели в поле зрения прицельного устройства ПЗРК цель будет находиться и в поле зрения ОГС).

Вышеупомянутые ракеты имеют следующие недостатки:

- при размещении ракет на различных подвижных носителях для осуществления пуска необходимо разворачивать пусковую установку или носитель на цель, что усложняет конструкцию пусковой установки, затрудняет управление носителем и прицеливание, а также увеличивает время подготовки к пуску ракеты;

- залповый пуск ракет с одного носителя возможно осуществлять только по одной цели, поскольку прицеливание осуществляется только пусковой установкой;

- фильтр фазового детектора, использующийся в автопилоте вышеупомянутых ракет, подчеркивает полезную составляющую выходного сигнала фазового детектора на частоте вращения ракеты, но, в то же время, изменяет его сдвиг фазы при изменении частоты вращения ракеты, что приводит к фазовому перекосу сигнала управления, следствием чего является ухудшение точностных характеристик ракет.

Наиболее близкой по своей технической сущности к предлагаемому изобретению является вращающаяся самонаводящаяся ракета в составе комплекса 9К333 (Руководство по эксплуатации, Часть 1 Техническое описание, Часть 4 9К333.00.00.000РЭ3) [3], выбранная в качестве прототипа. Указанная вращающаяся самонаводящаяся ракета содержит двигатель, крыльевой блок, приборный отсек, включающий датчик положения корпуса ракеты и электропривод органов управления ракетой, ОГС, включающую первоначально ориентированный под заданным углом пеленга корректируемый гироскоп с обмоткой коррекции, обмоткой пеленга, обмоткой датчика положения ротора гироскопа, формирователь опорных сигналов, датчик схода, автопилот, схему разворота ракеты на начальном участке (РНУ).

Функциональная схема автопилота указанной вращающейся самонаводящейся ракеты (патент на изобретение №2400795) [4] содержит последовательно соединенные первый фазовый детектор, первый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала и первый фильтр низких частот, последовательно соединенные второй фазовый детектор, второй фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала и второй фильтр низких частот, при этом, информационные входы первого и второго фазовых детекторов объединены и подключены к обмотке коррекции; первый управляемый ограничитель, первый и второй сумматоры, первые входы которых соединены с первым и вторым выходами первого управляемого ограничителя соответственно, второй управляемый ограничитель, аналогичный первому управляемому ограничителю, первый и второй модуляторы и третий сумматор, а также последовательно соединенные третий фазовый детектор, третий фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала, третий фильтр низких частот и первый функциональный блок, последовательно соединенные четвертый фазовый детектор, четвертый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала, четвертый фильтр низких частот и второй функциональный блок, при этом, информационные входы третьего и четвертого фазовых детекторов объединены и подключены к обмотке пеленга, а выходы первого и второго функциональных блоков соединены со вторыми входами первого и второго сумматоров соответственно.

В ракете, принятой за прототип, используется одноканальная система управления. Для создания управляющей силы в любом направлении пространства с помощью одной пары рулей задается принудительное вращение относительно продольной оси, при этом датчик положения корпуса ракеты вырабатывает сигнал пропорциональный текущему углу поворота корпуса ракеты вокруг продольной оси, который используется в качестве опорной системы координат, связанной с исходным положением ракеты перед пуском. Сигнал с обмотки коррекции на переменном токе, несущий информацию об угловой скорости линии визирования «ракета-цель» во вращающейся на частоте вращения гироскопа системе отсчета координат, поступает в автопилот, где преобразуется в сигналы постоянного тока, отображающие информацию об угловой скорости линии визирования «ракета-цель» в неподвижной декартовой системе координат, связанной с ракетой, фильтруется и после нелинейной обработки преобразуется во входной сигнал на электропривод органов управления ракетой во вращающейся на частоте вращения ракеты системе отсчета координат, обеспечивая управление ракетой в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, чем реализуется выбранный метод наведения - пропорциональное сближение, при котором управляющий сигнал пропорционален абсолютной угловой скорости вращения линии визирования «ракета-цель». Фаза и амплитуда сигнала управления, поступающие на электропривод органов управления ракетой, определяют изменение направления и интенсивность разворота ракеты в полете.

Благодаря применению в одноканальной вращающейся ракете [3], конструктивно связанного с ней датчика положения корпуса ракеты и автопилота [4], изменение частоты вращения ракеты, принятой за прототип, не приводит к изменению амплитуды и фазы сигнала управления.

Вместе с тем, прототип имеет те же недостатки, что и аналоги:

- при размещении ракеты на различных подвижных носителях для осуществления пуска необходимо разворачивать пусковую установку или носитель на цель, что усложняет конструкцию пусковой установки, затрудняет управление носителем и прицеливание, а также увеличивает время подготовки к пуску ракеты.

- залповый пуск ракет с одного носителя возможно осуществлять только по одной цели.

Задачей предлагаемого технического решения является создание ракеты, обеспечивающей возможность ее пуска как с плеча, так и с различных носителей, как в случае, когда "захват" цели и последующий пуск ракеты происходит путем разворота на цель оси гироскопа ОГС относительно продольной оси ракеты по внешнему по отношению к ракете сигналу целеуказания с носителя таким образом, чтобы цель находилась в поле зрения ОГС независимо от положения визирной оси прицельного устройства ПЗРК, так и в случае, когда "захват" цели и последующий пуск ракеты происходит путем разворота пусковой трубы на цель таким образом, чтобы цель находилась в поле зрения прицельного устройства ПЗРК, с автоматическим разворотом ракеты на требуемые углы упреждения и возвышения с минимальной зависимостью влияния различного рода внешних возмущающих воздействий на траекторию ракеты на начальном участке полета.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является облегчение прицеливания и управления носителем при осуществлении пуска ракеты, уменьшение времени на подготовку и проведение пуска ракеты, возможность осуществления залпового пуска по различным целям с одного носителя.

Технический результат достигается тем, что в предлагаемой ракете, как и в наиболее близкой к ней, выбранной в качестве прототипа, содержащей двигатель, крыльевой блок, приборный отсек, включающий датчик положения корпуса ракеты и электропривод органов управления ракетой, оптическую головку самонаведения, включающую корректируемый гироскоп с обмоткой коррекции, обмоткой пеленга, обмоткой датчика положения ротора гироскопа, формирователь опорных сигналов, датчик схода и автопилот со схемой разворота ракеты на начальном участке (РНУ), функциональная схема которого содержит последовательно соединенные первый фазовый детектор, первый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала и первый фильтр низких частот, последовательно соединенные второй фазовый детектор, второй фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала и второй фильтр низких частот, при этом, информационные входы первого и второго фазовых детекторов объединены и подключены к обмотке коррекции; первый управляемый ограничитель, первый и второй сумматоры, при этом первый выход первого управляемого ограничителя соединен с первым входом первого сумматора, а второй выход первого управляемого ограничителя соединен с первым входом второго сумматора, второй управляемый ограничитель, аналогичный первому управляемому ограничителю, первый и второй модуляторы и третий сумматор, при этом, выход первого сумматора соединен с первым входом второго управляемого ограничителя, выход второго сумматора соединен со вторым входом второго управляемого ограничителя, первый выход второго управляемого ограничителя соединен с информационным входом первого модулятора, второй выход второго управляемого ограничителя соединен с информационным входом второго модулятора, выход первого модулятора соединен с первым входом третьего сумматора, а выход второго модулятора - со вторым входом третьего сумматора, выход которого подключен к электроприводу органов управления ракетой; последовательно соединенные третий фазовый детектор, третий фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала, третий фильтр низких частот и первый функциональный блок, последовательно соединенные четвертый фазовый детектор, четвертый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала, четвертый фильтр низких частот и второй функциональный блок, при этом, информационные входы третьего и четвертого фазовых детекторов объединены и подключены к обмотке пеленга, а выходы первого и второго функциональных блоков соединены со вторыми входами первого и второго сумматоров соответственно; управляющие входы первого и третьего, а также второго и четвертого фазовых детекторов соединены между собой и подключены соответственно к первому и второму выходам формирователя опорных сигналов, управляющие входы первого и второго модуляторов подключены соответственно к третьему и четвертому выходам формирователя опорных сигналов, а обмотка датчика положения ротора гироскопа и датчик положения корпуса ракеты подключены соответственно к первому и второму входам формирователя опорных сигналов, схема РНУ выполнена в виде подключенных к выходу первого фильтра низких частот первой последовательной ветви, состоящей из первого управляемого ключа, первого запоминающего устройства, четвертого сумматора, второго управляемого ключа и пятого сумматора, выход которого подключен к первому входу первого управляемого ограничителя, и подключенной к выходу второго фильтра низких частот второй последовательной ветви, состоящей из третьего управляемого ключа, второго запоминающего устройства, шестого сумматора, четвертого управляемого ключа и седьмого сумматора, выход которого подключен ко второму входу первого управляемого ограничителя, причем выход первого управляемого ключа соединен со вторым входом пятого сумматора, а выход третьего управляемого ключа соединен со вторым входом седьмого сумматора; вторые входы четвертого и шестого сумматоров соединены соответственно с выходом первого блока формирования дополнительного сигнала управления и выходом второго блока формирования дополнительного сигнала управления, а третьи входы четвертого и шестого сумматоров соединены соответственно с выходом третьего фильтра низких частот и выходом четвертого фильтра низких частот; а управляющие входы первого, второго, третьего и четвертого управляемых ключей объединены и подключены к выходу таймера, вход которого соединен с датчиком схода.

Сущность предлагаемого технического решения представлена на чертежах, где на фиг. 1 приведена компоновочная схема предлагаемой ракеты, на фиг. 2 приведена структурная схема ОГС.

На фиг. 1 и фиг. 2 приняты следующие обозначения:

1 - двигатель;

2 - крыльевой блок;

3 - датчик положения корпуса ракеты;

4 - электропривод органов управления ракетой;

5 - ОГС;

6 - корректируемый гироскоп;

7 - обмотка коррекции;

8 - обмотка пеленга;

9 - обмотка датчика положения ротора гироскопа;

10 - формирователь опорных сигналов;

11 - датчик схода;

12 - первый фазовый детектор;

13 - первый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;

14 - первый фильтр низких частот;

15 - второй фазовый детектор;

16 - второй фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;

17 - второй фильтр низких частот;

18 - первый управляемый ограничитель;

19 - первый сумматор;

20 - второй сумматор;

21 - второй управляемый ограничитель;

22 - первый модулятор;

23 - второй модулятор;

24 - третий сумматор;

25 - третий фазовый детектор;

26 - третий фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;

27 - третий фильтр низких частот;

28 - первый функциональный блок;

29 - четвертый фазовый детектор;

30 - четвертый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;

31 - четвертый фильтр низких частот;

32 - второй функциональный блок;

33 - первый управляемый ключ;

34 - первое запоминающее устройство;

35 - четвертый сумматор;

36 - второй управляемый ключ;

37 - пятый сумматор;

38 - третий управляемый ключ;

39 - второе запоминающее устройство;

40 - шестой сумматор;

41 - четвертый управляемый ключ;

42 - седьмой сумматор;

43 - первый блок формирования дополнительного сигнала управления;

44 - второй блок формирования дополнительного сигнала управления;

45 - таймер.

Функционирование узлов вращающейся самонаводящейся ракеты производится следующим образом.

В исходном состоянии первый и третий управляемые ключи 33 и 38 замкнуты, а второй и четвертый управляемые ключи 36 и 41 разомкнуты. Сигнал управления ракетой с обмотки коррекции 7 на частоте вращения ротора гироскопа, соответствующий величине и направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель", поступает на информационные входы первого и второго фазовых детекторов 12 и 15:

где U_ск - амплитуда сигнала, соответствующая величине угловой скорости линии визирования "ракета-цель";

ω_гир - частота вращения ротора гироскопа;

t - текущее время;

γ - фаза, соответствующая направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель".

На управляющие входы указанных фазовых детекторов с первого и второго выходов формирователя опорных сигналов 10 соответственно поступают ортогональные опорные сигналы на частоте вращения ротора гироскопа. Указанные опорные сигналы формируются на основе тригонометрических преобразований сигналов, поступающих с обмотки датчика положения ротора гироскопа 9 и с датчика положения корпуса ракеты 3 на первый и второй входы формирователя опорных сигналов 10:

где ω_гир, ω_р, ω_гон - частоты вращения ротора гироскопа и ракеты и их суммарная частота;

θ_дат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты;

t - текущее время.

Выходные сигналы первого и второго фазовых детекторов 12 и 15, отображающие информацию о величине и направлении угловой скорости линии визирования "ракета-цель", содержащуюся в сигнале с обмотки коррекции 7, в неподвижной декартовой системе координат, поступают на первый и второй фильтры выделения среднего за период несущей входного сигнала 13 и 16 соответственно, которые далее не пропускают гармоники сигналов на частотах, кратных частоте вращения ротора гироскопа:

где U_ск - амплитуда сигнала, соответствующая величине угловой скорости линии визирования "ракета-цель";

γ - фаза, соответствующая направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель";

θ_дат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты.

Затем сигналы поступают на первый и второй фильтры низких частот 14 и 17, которые определяют шумовую полосу автопилота ракеты, а затем через первый и третий управляемые ключи 33 и 38 на первое и второе запоминающие устройства 34 и 39 и одновременно через пятый и седьмой сумматоры 37 и 42 - на первый управляемый ограничитель 18, который обеспечивает защиту схемы от перегрузок, в том числе и от импульсных помех.

На первом и втором сумматорах 19 и 20 сигнал управления ракетой, формируемый на обмотке коррекции 7 суммируется с сигналом с выходов первого и второго функциональных блоков 28 и 32 соответственно, предназначенных, при необходимости, для корректировки сигнала управления ракетой по информации об угле пеленга и его производных, содержащейся в сигнале с обмотки пеленга 8, который поступает на информационные входы третьего и четвертого фазовых детекторов 25 и 29 и проходит, соответственно, через третий и четвертый фильтры выделения среднего за период несущей входного сигнала 26 и 30, третий и четвертый фильтры низких частот 27 и 31:

где U_сп - амплитуда сигнала, соответствующая величине угла пеленга;

η - фаза сигнала пеленга;

θ_дат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты.

С выходов первого и второго сумматоров 19 и 20 сигнал управления поступает на второй управляемый ограничитель 21, аналогичный первому управляемому ограничителю 18, а затем на информационные входы первого и второго модуляторов 22 и 23. На управляющие входы указанных модуляторов с третьего и четвертого выходов формирователя опорных сигналов 10 соответственно поступают ортогональные опорные сигналы на частоте вращения ракеты, полученные на основе сигнала, поступающего с датчика положения корпуса ракеты 3 на второй вход формирователя опорных сигналов 10:

где ω_р, - частота вращения ракеты;

θ_дат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты;

t - текущее время.

На выходах первого и второго модуляторов 22 и 23 формируется сигнал управления на частоте вращения ракеты, который поступает на третий сумматор 24, а затем на электропривод органов управления ракетой 4:

где U_ап - амплитуда сигнала управления;

ω_р, - частота вращения ракеты;

t - текущее время;

γ - фаза, соответствующая направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель";

θ_дат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты.

На начальном участке полета управление ракетой осуществляется по сигналам, формируемым схемой РНУ.

В момент схода ракеты датчик схода 11 формирует сигнал запуска таймера 45, настроенного на расчетное время задержки. Одновременно, в момент схода ракеты, первый и третий управляемые ключи 33 и 38 размыкаются, при этом управление ракетой по сигналу с обмотки коррекции 7 выключается, а второй и четвертый управляемые ключи 36 и 41 замыкаются. При этом на первом и втором запоминающих устройствах 34 и 39 запоминаются сигналы, содержащие информацию о величине и направлении угловой скорости линии визирования "ракета-цель" в момент схода ракеты, по которым определяется требуемый угол упреждения. На четвертом и шестом сумматорах 35 и 40 указанные сигналы суммируются с дополнительным сигналом управления поступающим на вторые входы указанных сумматоров с выходов первого и второго блоков формирования дополнительного сигнала управления 43 и 44 соответственно. Дополнительный сигнал управления не зависит от условий стрельбы и необходим для предотвращения контакта ракеты с землей на начальном участке полета. Указанный сигнал, например, может быть пропорционален некоторому заданному конструктивно начальному углу между осью гироскопа ОГС и продольной осью ракеты, который обеспечивает начальный угол возвышения ракеты при пусках по низко летящим целям:

где К₁, К₂ - коэффициенты передачи дополнительного сигнала управления;

U_сп0 - амплитуда сигнала, соответствующая начальному углу возвышения ракеты.

Таким образом, сигналы на первых и вторых входах четвертого и шестого сумматоров 35 и 40 формируют сигнал программного пеленга, который пропорционален требуемым углам упреждения и возвышения ракеты соответственно. На третьи входы четвертого и шестого сумматоров 35 и 40 с выходов третьего и четвертого фильтров низких частот 27 и 31, соответственно, поступает сигнал, пропорциональный текущему углу пеленга в неподвижной декартовой системе координат, формирующийся на основе сигнала с обмотки пеленга 8, который в момент схода ракеты однозначно характеризует положение цели, находящейся в поле зрения ОГС, относительно оси ракеты, в том числе, когда "захват" цели осуществляется по внешнему по отношению к ракете сигналу целеуказания с носителя.

Полярность сигналов поступающих на четвертый и шестой сумматоры 35 и 40 и коэффициенты передачи выбраны таким образом, что на выходах указанных сумматоров формируется сигнал управления, пропорциональный разности между сигналом программного пеленга, пропорционального требуемым углам упреждения и возвышения, и сигналом, пропорциональным текущему углу пеленга, причем последний стремится стать равным углам упреждения и возвышения:

где К₃ - коэффициент передачи четвертого и шестого сумматоров 35 и 40 соответственно;

U_{ск_с} - амплитуда сигнала, соответствующая величине угловой скорости линии визирования "ракета-цель" в момент схода ракеты;

γ - фаза, соответствующая направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель" в момент схода ракеты;

К₁, К₂ - коэффициенты передачи дополнительного сигнала управления;

U_сп0 - амплитуда сигнала, соответствующая начальному углу возвышения ракеты;

U_сп - амплитуда сигнала, соответствующая величине угла пеленга;

η - фаза сигнала пеленга;

θ_дат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты.

Указанный сигнал управления далее по схеме поступает на электропривод органов управления ракетой 4, при этом ось ракеты на начальном участке полета разворачивается в упрежденную точку встречи ракеты с целью.

По истечении заданного на таймере 45 времени второй и четвертый управляемые ключи 36 и 41 размыкаются до конца полета, схема РНУ полностью отключается, а первый и третий управляемые ключи 33 и 38 замыкаются до конца полета, и управление ракетой ведется по сигналу с обмотки коррекции 7, соответствующему величине и направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель".

Таким образом, в предлагаемой ракете, сигнал управления, формируемый схемой РНУ охвачен обратной связью по углу пеленга, что обеспечивает одновременное выполнение двух функций:

- автоматический разворот ракеты на требуемые углы упреждения и возвышения с минимальной зависимостью влияния различного рода внешних возмущающих воздействий на траекторию ракеты на начальном участке полета;

- возможность осуществлять пуск ракеты как с плеча, так и с различных носителей, как в случае, когда "захват" цели и последующий пуск ракеты происходит путем разворота на цель оси гироскопа ОГС относительно продольной оси ракеты по внешнему по отношению к ракете сигналу целеуказания с носителя таким образом, чтобы цель находилась в поле зрения ОГС независимо от положения визирной оси прицельного устройства ПЗРК, так и в случае, когда "захват" цели и последующий пуск ракеты происходит путем разворота пусковой трубы на цель таким образом, чтобы цель находилась в поле зрения прицельного устройства ПЗРК.

В результате предлагаемая вращающаяся самонаводящаяся ракета позволяет проводить пуск как с плеча, так и с различных носителей, в том числе, при наличии сигналов целеуказания с носителя для каждой ракеты, что обеспечивает облегчение прицеливания и управления носителем при осуществлении пуска, уменьшение времени на подготовку и проведение пуска, возможность осуществлять как залповый пуск ракет по одной цели, так и одновременный пуск ракет по двум целям с одного носителя, с автоматическим разворотом ракеты (ракет) на требуемые углы упреждения для каждого конкретного сочетания условий пуска.