Устройство для управления пуском ракет с головками самонаведения

Устройство для управления пуском ракет с головками самонаведения

Реферат

 

Устройство содержит блок получения информации о положении цели, блок выработки управляющих сигналов, обеспечивающих пуск ракет, блоки определения дальностей до центра продольно-площадной (групповой) цели, до ее ближней и дальней границ, блок тактического управления для обеспечения пуска, в состав которого введены задатчики интервалов пуска, регистр назначенных к старту боеприпасов, задатчики количества боеприпасов, направляемых на выбираемые точки прицеливания (до трех точек, расположенных между ближней и дальней границами цели), счетчики выпущенных боеприпасов, схемы синхронизации, схемы формирования дальностей начала снижения боеприпасов. После анализа характера и состава цели командир пусковой установки выбирает соответствующее количество боеприпасов, необходимых для надежного поражения цели, и вносит их в регистр назначенных к пуску боеприпасов. По анализу протяженности продольно-площадной (групповой) цели, дальности до ее центра, а также предполагаемому рассредоточению внутри нее элементов поражения, командир выбирает количество точек прицеливания, назначает количество боеприпасов на каждую из них и вносит их в соответствующие задатчики количества боеприпасов. В процессе залповой стрельбы в устройстве автоматически формируются величины дальностей начала снижения боеприпасов, направляемых на различные точки прицеливания, и вводятся в составе задания в задатчики бортовых систем управления соответствующих боеприпасов. В процессе полета каждый из боеприпасов при достижении заданной ему дальности начала снижения осуществляет это снижение по детерминированной траектории и осуществляет поиск элемента цели и самонаведение на него в заданной ему точке прицеливания. В результате описываемое устройство обеспечивает при залповой стрельбе автоматическое разведение боеприпасов по дальности, обеспечивая тем самым более продолжительный полет на высотном (экономичном) участке траектории тех боеприпасов, которые направлены на более удаленные элементы цели, увеличивая тем самым их досягаемость. 2 ил.

Изобретение относится к технике, занимающейся разработкой систем, обеспечивающих подготовку и проведение залпового пуска самонаводящихся боеприпасов (например, противотанковых ракет) по продольно-площадным (групповым) целям с рассредоточенными внутри них объектами поражения (например, колонна танков, самоходных пусковых установок ракет и др.).

Известно значительное количество систем, обеспечивающих предстартовую подготовку и пуск боеприпасов для поражения точечных и площадных целей (патенты США NN 5096139, 5275354, 4611711, 5042743, патент Германии 4132233, заявка ФРГ 053734758).

Наиболее близким по технической сущности является устройство, используемое для управления пуском ракет (патент США N 5096139, кл. F 41 G 7/22, 7/34), содержащее основной блок для получения информации о положении цели и выработки управляющих сигналов, обеспечивающих проверку ракеты и ее пуск, а также блок для подачи питания на ракету перед пуском и определения ее состояния. В основном блоке используется несколько плат, которые соединяются между собой и подключаются к другим компонентам устройства. В числе этих плат имеется плата тактического управления для обеспечения пуска. Через плату на ракету после пуска поступает информация о цели и информация наведения. Кроме того, устройство имеет платы обеспечения, преобразования аналоговых данных в цифровые сигналы, памяти, передачи тактических команд и сообщений на ракету через пусковой блок, ввода-вывода данных для связи между пусковым блоком и основным блоком, а также плата для связи между основным блоком и передатчиком.

Рассматриваемое устройство не решает задачи эффективного залпового поражения продольно-площадной (групповой) цели, так как для начала поиска и самонаведения на элементы цели, находящиеся в зоне ближней границы продольно-площадной цели, требуется более раннее снижение всех боеприпасов на малую высоту. Однако полет боеприпасов на малой высоте снижает их досягаемую дальность (более высокая плотность воздушной среды), что может привести к невозможности поражения элементов цели, находящихся в зоне дальней границы продольно-площадной (групповой) цели из-за их недосягаемости.

Целью изобретения является повышение эффективности залпового поражения элементов продольно-площадной (групповой) цели путем обеспечения автоматического разведения боеприпасов по дальности начала снижения на малую высоту.

Поставленная цель достигается тем, что в известное устройство для управления пуском ракет с головками самонаведения, содержащее блок получения информации о положении цели, блок выработки управляющих сигналов, обеспечивающих пуск ракет, блок тактического управления для обеспечения пуска, введены последовательно соединенные блок выборки информации, первый вход которого соединен с выходом блока получения информации о положении цели, и регистр хранения информации о дальности до центра цели, регистр хранения информации о продольной полупротяженности цели, блоки разности и суммирования, первые входы которых соединены с выходом регистра хранения информации о дальности до центра цели, а вторые входы - с выходом регистра хранения информации о продольной полупротяженности цели, блок тактического управления для обеспечения пуска ракет содержит последовательно соединенные генератор тактовых импульсов, первую схему И, второй вход которой соединен с системой пуска ракет, первый счетчик импульсов, первый блок сравнения, к второму входу которого подключен задатчик временных интервалов пуска ракет, второй счетчик импульсов, второй блок сравнения, к второму входу которого подключен первый задатчик количества ракет, вторая схема И, к второму входу которой подключен первый блок разности, а выходом подключенная к первому входу схемы ИЛИ, последовательно соединенные третья схема И, первый вход которой соединен с выходом первого блока сравнения, а второй - с выходом второго блока сравнения, третий счетчик импульсов, третий блок сравнения, к второму входу которого подключен второй задатчик количества ракет, первая схема НЕ, выходом подключенная к третьему входу второй схемы И, последовательно соединенные вторая схема НЕ, входом подключенная к выходу второго блока сравнения, четвертая схема И, второй вход которой соединен с выходом второго блока разности, а выходом подключенная к второму входу схемы ИЛИ, пятая схема И, первый вход которой соединен с выходом третьего блока сравнения, второй вход - с выходом третьего блока разности, а выходом подключенная к третьему входу схемы ИЛИ, а также регистр хранения информации о суммарной дальности снижения и самонаведения ракеты, выходом подключенный к вторым входам первого, второго и третьего блоков разности, дешифратор, вход которого соединен с выходом первого счетчика импульсов, первый выход подключен к второму входу блока выборки, второй - к третьим входам блока суммирования и разности, третий выход - к третьим входам первого, второго и третьего блоков разности, регистр назначенных к старту ракет, содержащий n- размерную группу элементов памяти, блок выработки управляющих сигналов, обеспечивающих пуск ракет, содержит первую n-размерную группу элементов И, первые входы которых соединены соответственно с выходами элементов памяти n-размерного регистра назначенных к старту ракет блока тактического управления для обеспечения пуска, n-размерную группу схем задержки, входы которых соединены соответственно с выходами элементов И первой n-размерной группы, а выходы соединены соответственно с исполнительными элементами систем запуска двигателей ракет, вторую n-размерную группу элементов И, первые входы которых соединены соответственно с выходами элементов И первой n-размерной группы, вторые входы - с выходом схемы ИЛИ блока тактического управления для обеспечения пуска ракет, а выходы которых соединены с задатчиками дальности пикирования систем управления ракет, (1+n)- размерный сдвиговый регистр, выходы элементов памяти которого соединены соответственно с вторыми входами элементов И первой n-размерной группы, а управляющий вход сдвигового регистра соединен с выходом первого блока сравнения блока тактического управления для обеспечения пуска ракет, при этом первые входы первого, второго и третьего блоков разности блока тактического управления для обеспечения пуска ракет соединены соответственно с выходами регистра хранения информации о дальности до центра цели, блока разности и блока суммирования, а в (1+n)-размерный сдвиговый регистр занесен код "10... 0".

На фиг.1 представлена схема разведения боеприпасов по дальности; на фиг. 2 - блок-схема устройства для управления пуском ракет с головками самонаведения.

Устройство для управления пуском ракет с головками самонаведения содержит блок 1 получения информации о положении цели, блок 2 выборки информации, регистр 3 хранения информации о дальности до центра цели, регистр 4 хранения информации о продольной полупротяженности цели, блок 5 разности, блок 6 суммирования; блок 7 тактического управления для обеспечения пуска ракет, включающий в себя генератор 8 тактовых импульсов, первую схему И 9, первый счетчик 10 импульсов, первый блок 11 сравнения, задатчик 12 временных интервалов пуска ракет, второй счетчик 13 импульсов, второй блок 14 сравнения, первый задатчик 15 количества ракет, вторую схему И 16, первый блок 17 разности, схему ИЛИ 18, третью схему И 19, третий счетчик 20 импульсов, третий блок 21 сравнения, второй задатчик 22 количества ракет, первую схему НЕ 23, вторую схему НЕ 24, четвертую схему И 25, второй блок 26 разности, пятую схему И 27, третий блок 28 разности, регистр 29 хранения информации о суммарной дальности снижения и самонаведения ракеты, дешифратор 30, регистр 31 назначенных к старту ракет, содержащий n-размерную группу элементов памяти: 32₁...32_n блок 33 выработки управляющих сигналов, обеспечивающих пуск ракет, содержащий n-размерную группу элементов И: 34₁...34_n; n-размерную группу элементов задержки: 35₁...35_n; исполнительные элементы систем запуска двигателей ракет: 36₁...36_n, вторую n-размерную группу элементов И: 37₁... 37_n, (1+n)-размерный сдвиговый регистр: 38₀...38_n, задатчики дальности начала пикирования систем управления ракет: 39₁...39_n, входы устройства: 40-47.

Устройство работает следующим образом. Предположим, что пусковая установка ракет, оснащенная ракетами с головками самонаведения (в общем случае подвижного базирования), находится на боевом дежурстве в заданном районе. В какой-то момент времени командир пусковой установки получает боевой приказ из вышестоящего командного пункта или боевой информационно-управляющей системы на поражение цели, которая, в общем случае, может находиться вне зоны видимости и перемещаться. Одновременно командиру выдается целеуказание, которое (например, по радиоканалу) поступает на пусковую установку от боевой информационно-управляющей системы и заносится в блок 1 получения информации о положении цели по входу 40 устройства. Возможны и другие каналы поступления целеуказания (речевой канал, оптический или тепловой снимок местности, доставленный командиру и др.). В общем случае может быть только разовое поступление целеуказания, без последующего слежения за текущим положением цели. В состав информации о положении цели входят координаты центра площадной (групповой) цели, ее геометрические размеры (например, радиус ядра), состав групповой цели и характеристики расположенных внутри нее объектов поражения (танки, пусковые установки), элементы движения цели (скорость, азимут) и др. Командир по получении отмеченной информации делает топографическую привязку к местности своего текущего места, положения, прогнозирует место положения центра цели на момент начала стрельбы 48 (см. фиг.1) и определяет направление (плоскость) стрельбы 49. Далее отдает приказ экипажу на проведение подготовки к стрельбе (подъем пусковой установки, ее разворот, горизонтирование, задействование наземного электропитания, открытия крышек пусковых установок, предстартовую подготовку и проверку ракет и т.д.). Из анализа состава групповой цели командир выбирает нужное количество ракет, необходимых для надежного поражения цели, и назначает их к старту, записывая по входу 42 "единички" в соответствующие элементы памяти 32₁...32_к регистра 31 назначенных к старту ракет (где к - количество выбранных для поражения цели ракет; n - максимальное количество ракет, размещаемых на пусковой установке: кn). Из анализа соотношений геометрических размеров цели на момент пуска с учетом статистических элементов движения цели (курс, скорость), а также стиля и тактики действия противника прогнозируется положение ближней 50 и дальней 51 границ площадной цели. При небольшой разнице между этими границами, а также при дальности до дальней границы, гарантирующей досягаемость элементов цели, расположенных в ее зоне, командир может построить следующую стратегию поражения: всем ракетам назначается дальность начала снижения L_сн, обеспечивающая их выход на малую высоту перед ближней границей цели с последующим поиском ими элементов цели и самонаведением на них. При выявлении продольной протяженности продольно-площадной (групповой) цели (например, большая колонна танков, движущаяся от пусковой установки) командир строит стратегию поражения с учетом разведения точек начала снижения ракет по дальности с целью увеличения вероятности досягаемости элементов групповой цели, находящихся в зоне ее дальней границы, путем увеличения протяженности высотного участка траектории полета, являющегося более экономичным (меньше плотность среды, меньше удельный расход топлива и др.). В этом случае командир выбирает величину продольной полупротяженности цели а/2 и по входу 46 заносит ее в регистр 4. Могут быть использованы различные соображения при вычислении этой величины; например, как полуразность дальностей до дальней и ближней границ цели. Исходя из прогноза распределения поражаемых элементов внутри продольно-площадной (групповой) цели, а также из тактических соображений с учетом стиля действия противника, командир выбирает количество ракет, направляемых на ближнюю границу и в центр и вносит их в первый 15 и второй 22 задатчики количества ракет по входам 42 и 43 соответственно. При этом остальные назначенные к старту ракеты пойдут на дальнюю границу. По входу 44 в регистр 29 вносится информация о суммарной дальности снижения и самонаведения ракеты, которые зависят от типа ракеты и выбранной траектории полета. В (1+n)-размерный регистр 30₀...38_n - вносится код: " 1,0,0...0" ("1" - в нулевой разряд и "0" - во все остальные n разрядов). При этом ввод всей отмеченной выше информации может производиться с клавиатуры управления ракетным оружием. После описанных последовательных операций осуществляется залповый пуск ракет. Из системы запуска по входу 45 подается разрешающий сигнал на второй вход схемы И 9, и тактовые импульсы из генератора тактовых импульсов 8 начинают поступать на вход первого счетчика 10 импульсов, текущее состояние которого N поступает на вход первого блока 11 сравнения и на вход дешифратора 30. После прихода первого импульса возбуждается первая шина дешифратора 30 и сигнал с нее поступает на второй вход блока 2 выборки. Последний из состава информации о положении цели, расположенный в блоке 1, выбирает величину дальности до центра цели L_цц и записывает ее в регистр 3. После прихода второго импульса из генератора 8 возбуждается вторая шина дешифратора 30 и сигнал с нее поступает на третьи входы блоков разности 5 и суммирования 6. Эти блоки считывают информацию о дальности до центра цели L_цц из блока 3 и информацию о продольной полупротяженности цели а/2 из блока 4, производят соответствующие вычисления. В результате на выходном регистре блока 6 суммирования будет находиться величина дальности до дальней границы цели: L_дг= L_цц+а/2, а на выходном регистре блока 5 разности - величина дальности до ближней границы: L_бг=L_цц-а/2. Отмеченные дальности (L_цц, L_бг, L_дг) поступают на первые входы первого 17, второго 26 и третьего 28 блоков разности. После прихода сигнала с третьего выхода дешифратора 30 на третьи входы перечисленных блоков разности в них происходит вычитание из входной информации величины суммарной дальности снижения и самонаведения L, располагаемой в регистре 29. Следовательно, на выходных регистрах блоков разности будет находиться следующая информация: в блоке 17: L_цц-L, в блоке 26: L_бг-L, в блоке 28: L_дг-L. Первый счетчик 10 продолжает подсчет импульсов, текущее состояние которого N поступает на вход первого блока 11 сравнения. На второй вход этого блока поступает информация с задатчика 12 временных интервалов пуска ракет, выраженная в эквивалентном количестве импульсов N₃. При их сравнении (т.е. при выполнении условия NN₃) на выходе первого блока 11 сравнения появляется сигнал, который поступает на вход второго счетчика 13 импульсов (перед пуском его содержимое обнулено) и на управляющий вход (1+n)-размерного сдвигового регистра 38₀...38_n. Последнее событие переместит "1", ранее записанную в нулевой элемент памяти 38₀ сдвигового регистра, в первый элемент 38₁, и информация с него поступит на второй вход элемента 34₁ первой n-размерной группы. Так как на первом входе этого элемента присутствует сигнал с элемента памяти 32₁ регистра назначенных к старту ракет, то на его выходе появится сигнал, который поступает на первый вход элемента И 37₁. Вследствие этого в задатчик 39₁ дальности начала пикирования системы управления первой ракеты запишется через схему ИЛИ 18 содержимое выходного регистра второго блока 26 разности, так как на первом входе схемы И 25 присутствует разрешающий сигнал с выхода второй схемы НЕ 24 (второй блок 14 сравнения еще не сработал, так как еще не отстрелено количество ракет, заданное в первом задатчике 15; отметим, что блок 14 обладает известной инерционностью). Блок 35₁ задержки, на вход которого поступил сигнал с выхода элемента И 34₁, через заданное время сформирует сигнал, который поступит на вход 36₁ исполнительного элемента системы запуска двигателя первой ракеты, которая по определенной циклограмме осуществит запуск двигателя первой ракеты и ее старт. После переполнения первого счетчика 10 импульсов (в общем случае настраиваемого) он сбрасывается и начинает новый отсчет импульсов из генератора 8 и при выполнении условия NN₃ из блока 11 поступает второй импульс на вход второго счетчика 13 и управляющий вход сдвигового регистра. При этом "1" перемещается во второй элемент 38₂ и по описанной выше схеме в задатчик дальности 39₂ начала пикирования запишется информация. При этом, до тех пор пока количество выпущенных ракет не сравняется с количеством ракет, назначенных на ближнюю границу цели, информация о которых записана в первый задатчик 15 количества ракет, в задатчики 39_i (где i - текущий номер ракеты) дальности начала пикирования будет заноситься информация с выходного регистра второго блока разности 26: L_бг-L. После того, как количество пущенных ракет, фиксируемых вторым счетчиком 13 импульсов, сравняется с количеством ракет, записанным в первый задатчик 15, на выходе второго блока 14 сравнения появится сигнал, который через вторую схему НЕ 24 снимет разрешающий сигнал со схемы И 25, сформирует разрешающие сигналы на первом входе второй схемы И 16 и на втором входе третьей схемы И 19, обеспечив тем самым возможность поступления импульсов на вход третьего счетчика 20 с выхода первого блока 11 сравнения и подготовку к стрельбе по следующим по дальности элементам продольно-площадной (групповой) цели (вторая точка прицеливания). Теперь для группы ракет, назначенных на эту точку прицеливания, информация о количестве которых хранится во втором задатчике 22, в их задатчики дальности начала пикирования 39_i будет заноситься информация с выходного регистра первого блока 17 разности: L_цц-L (третья точка прицеливания). По мере стрельбы импульсы с выхода блока 11 продвигают "1" в сторону старших разрядов (в данном случае вправо) сдвигового регистра: 38₀...38_n и накапливаются в счетчике 20, текущее состояние которого подается на вход третьего блока 21 сравнения. На второй вход этого блока подается содержимое второго задатчика 22 количества ракет, назначенных на вторую точку прицеливания. При сравнении значений на входах блока 22 сравнения на его выходе появляется сигнал, который через схему НЕ 23 снимает разрешение со схемы И 16 и формирует разрешение на первом входе схемы И 27. Теперь для оставшейся группы ракет, назначенных к старту в регистре 31, в задатчики дальности начала пикирования 39_i будет заноситься информация с выходного регистра третьего блока 28 разности: L_дг-L. В процессе полета системы управления ракет по информации бортовых навигационных систем (например, инерциальных) обеспечат снижение по детерминированным траекториям (пикирование с заданным углом) каждой группы ракет в заданные по дальности области поражения элементов продольно-площадной (групповой) цели с последующим самонаведением и их поражением.

Применение описанного устройства для управления залповым пуском ракет для поражения боевых элементов продольно-площадной (групповой) цели повысит эффективность поражения путем автоматического разведения ракет по дальности начала снижения на малую (боевую) высоту групп ракет, увеличивая досягаемость удаленных элементов цели за счет более длительного пребывания на большой (экономичной по расходу топлива) высоте групп ракет, назначенных для их поражения.

Формула изобретения

Устройство для управления пуском ракет с головками самонаведения, содержащее блок получения информации о положении цели, блок выработки управляющих сигналов, обеспечивающих пуск ракет, блок тактического управления для обеспечения пуска, отличающееся тем, что в него введены последовательно соединенные блок выборки информации, первый вход которого соединен с выходом блока получения информации о положении цели, и регистр хранения информации о дальности до центра цели, регистр хранения информации о продольной полупротяженности цели, блоки разности и суммирования, первые входы которых соединены с выходом регистра хранения информации о дальности до центра цели, а вторые входы - с выходом регистра хранения информации о продольной полупротяженности цели, блок тактического управления для обеспечения пуска ракет содержит последовательно соединенные генератор тактовых импульсов, первую схему И, второй вход которой соединен с системой пуска ракет, первый счетчик импульсов, первый блок сравнения, к второму входу которого подключен задатчик временных интервалов пуска ракет, второй счетчик импульсов, второй блок сравнения, к второму входу которого подключен первый задатчик количества ракет, вторая схема И, к второму входу которой подключен первый блок разности, а выходом подключенная к первому входу схемы ИЛИ, последовательно соединенные третья схема И, первый вход которой соединен с выходом первого блока сравнения, а второй - с выходом второго блока сравнения, третий счетчик импульсов, третий блок сравнения, к второму входу которого подключен второй задатчик количества ракет, первая схема НЕ, выходом подключенная к третьему входу второй схемы И, последовательно соединенные вторая схема НЕ, входом подключенная к выходу второго блока сравнения, четвертая схема И, второй вход которой соединен с выходом второго блока разности, а выходом подключенная ко второму входу схемы ИЛИ, пятая схема И, первый вход которой соединен с выходом третьего блока сравнения, второй вход - с выходом третьего блока разности, а выходом подключенная к третьему входу схемы ИЛИ, а также регистр хранения информации о суммарной дальности снижения и самонаведения ракеты, выходом подключенный к вторым входам первого, второго и третьего блоков разности, дешифратор, вход которого соединен с выходом первого счетчика импульсов, первый выход подключен ко второму входу блока выборки, второй - к третьим входам блока суммирования и разности, третий выход - к третьим входам первого, второго и третьего блоков разности, регистр назначенных к старту ракет, содержащий n-размерную группу элементов памяти, блок выработки управляющих сигналов, обеспечивающих пуск ракет, содержит первую n-размерную группу элементов И, первые входы которых соединены соответственно с выходами элементов памяти n-размерного регистра назначенных к старту ракет блока тактического управления для обеспечения пуска, n-размерную группу схем задержки, входы которых соединены соответственно с выходами элементов И первой n-размерной группы, а выходы соединены соответственно с исполнительными элементами систем запуска двигателей ракет, вторую n-размерную группу элементов И, первые входы которых соединены соответственно с выходами элементов И первой n-размерной группы, вторые входы - с выходом схемы ИЛИ блока тактического управления для обеспечения пуска ракет, а выходы которых соединены с задатчиками дальности начала пикирования систем управления ракет, (1 + n)-размерный сдвиговый регистр, выходы элементов памяти которого соединены соответственно с вторыми входами элементов И первой n-размерной группы, а управляющий вход сдвигового регистра соединен с выходом первого блока сравнения блока тактического управления для обеспечения пуска ракет, при этом первые входы первого, второго и третьего блоков разности блока тактического управления для обеспечения пуска ракет соединены соответственно с выходами регистра хранения информации о дальности до центра цели, блока разности и блока суммирования, а в (1 + n)-размерный сдвиговый регистр занесен код "10. ..0".

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2