Способ наведения ракет по лучу и система для его осуществления

Способ наведения ракет по лучу и система для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР.

Одной из задач, решаемых при разработке СН ракет по лучу, является повышение эффективности поражения цели.

Известен способ наведения ракеты по лучу /1/, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения и преобразовании его в электрический сигнал управления рулями.

СН, реализующая этот способ, включает прицел с источником модулированного лазерного излучения, оптически связанный с управляемой ракетой. После выстрела ракеты прицел наводится на цель оператором или автоматом сопровождения цели. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное лазерное излучение, вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча), и формирует команды управления рулями, отклонение которых возвращает ракету к оси луча.

Такой способ наведения позволяет поражать цель последовательными одиночными выстрелами ракет. При необходимости поражения одной цели двумя ракетами между их пусками проходит время, в 1,5-2,0 раза большее полетного времени до цели (включая время на подготовку выстрела второй ракетой). Недостатком данного способа наведения является отсутствие возможности одновременного наведения двух ракет в одном луче.

Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения /2/, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения с изменением углового размера луча по программе, встреливании ракеты в луч, приеме аппаратурой управления ракеты излучения и преобразовании его в электрический сигнал управления рулями.

СН, реализующая этот способ /2/, включает прицел, состоящий из последовательно соединенных источника модулированного лазерного излучения и оптической системы с переменным фокусным расстоянием, и систему запуска ракет, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления ракеты (приемником излучения), а выход системы запуска соединен со вторым входом аппаратуры управления ракеты и вторым входом оптической системы с переменным фокусным расстоянием. Такая СН работает аналогично описанной выше. Одновременный с пуском ракеты запуск программы изменения фокусного расстояния в оптической системе обеспечивает постоянство размера сечения луча на всех дальностях ракеты (расстояние от прицела до ракеты) за счет изменения (уменьшения) его углового размера обратно пропорционально дальности. Тем самым достигается постоянство энергетического потенциала в луче и точности работы канала наведения на протяжении всего полета ракеты.

Данный способ также обладает указанным выше недостатком - невозможностью одновременного наведения двух ракет в одном луче.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение возможности стрельбы двумя ракетами в одном луче для повышения эффективности комплекса. Для поражения особо важных или усиленно бронированных объектов необходимо производить выстрелы двух ракет практически одновременно с интервалом между пусками первой и второй ракет, значительно меньшим полетного времени ракеты до цели.

Поставленная задача - наведение двух ракет в одном луче - решается за счет того, что в известный способ наведения, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения с изменением углового размера луча по программе, встреливании ракеты в луч, приеме аппаратурой управления ракеты излучения и преобразовании его в электрический сигнал управления рулями, вводятся дополнительные операции: через определенный интервал времени в луч встреливают вторую ракету, причем запуск программы изменения углового размера луча производят в момент пуска второй ракеты, а интервал времени τ между пусками ракет определяют из условия

где - коэффициент, характеризующий максимально возможный разброс средней скорости полета ракеты;

- соответственно максимальное и минимальное значения средней скорости ракеты;

t_mах - максимальное полетное время ракеты до цели;

Т - время начала изменения углового размера луча, отсчитываемое от пуска второй ракеты;

- допустимый коэффициент отношения потока излучения Ф на входе приемника ракеты к пороговому значению потока излучения Ф_п в момент времени Т.

Разновременность запуска ракет вызывает отличие размера луча от номинального (соответствующего режиму одиночного запуска) на реальной дальности для одной из ракет - той, которая запускается не одновременно с моментом запуска программы изменения (уменьшения) углового размера луча. Например, если программа изменения углового размера луча запускается по пуску первой ракеты, то вторая ракета летит в более узком луче по сравнению с номинальным. Если программа изменения углового размера луча запускается по пуску второй ракеты, то первая ракета летит в более широком луче по сравнению с номинальным.

Поскольку полет ракеты в более узком луче приводит к появлению вероятной возможности выхода ее из луча при воздействии внешних возмущающих факторов, например, бокового ветра, в предлагаемом изобретении устанавливается запуск программы изменения углового размера луча по пуску второй ракеты.

Интервал времени τ между пусками ракет должен быть больше некоего минимального значения τ₁ во избежание столкновения ракет в полете в случае, если скорость второй ракеты окажется несколько больше скорости первой, и меньше максимального значения τ₂, при котором для первой ракеты, летящей в расширенном луче, прекращается нормальное выделение координат ее приемником излучения.

Допустимые границы интервала времени τ между пусками ракет в неравенстве (1) устанавливаются следующим образом.

Минимальное допустимое время τ₁ определяется из условия того, что вторая ракета не догонит первую даже в случае, если средняя скорость V^ср полета первой ракеты до цели - минимально возможная , а средняя скорость второй ракеты - максимально возможная . Условием того, что вторая ракета догонит первую, является совпадение их дальностей:

.

Учитывая, что , получаем:

откуда

Поскольку полет ракет проходит в одинаковых климатических условиях, разброс скоростей, характеризуемый коэффициентом К_V, вызван преимущественно возможным отличием тяги двигателя ракет и обычно этот коэффициент составляет 1,01...1,05.

Например, для определенного класса ракет К_V=1,03, полетное время на максимальную дальность t_max=28,0 с. по зависимости (2) получаем τ₁=0,81 c.

Максимальное допустимое время τ₂ определяется из условия того, что для первой ракеты, которая летит в более широком луче, существует заранее известный допустимый коэффициент К_Т=Ф/Ф_п отношения потока излучения Ф на входе приемника ракеты к пороговому значению потока излучения Ф_п, при котором прекращается нормальное выделение приемником координат ракеты. Наиболее критичной точкой для первой ракеты является момент времени, в который луч имеет наибольшие размеры, то есть момент начала сужения луча Т (при отсчете его от момента пуска ракеты в режиме одиночного запуска). Относительно пуска первой ракеты это время составляет τ+Т; относительно пуска второй ракеты, которая управляется так же, как и при наведении в режиме одиночного запуска, это время составляет Т.

Коэффициент К_т пропорционален площади сечения луча и, соответственно, квадрату его линейного размера. Значение допустимого снижения этого коэффициента К_т будет определяться отношением квадратов дальностей первой и второй ракет в момент времени Т. Принимая, что на малом временном интервале скорости ракет практически равны, получаем:

откуда

Например, при Т=1,0 с, К_т=16 по зависимости (3) получаем τ₂=3,0 с.

При объединении условий (2) и (3) выражение для необходимого значения интервала времени τ между пусками ракет имеет вид (1).

СН, реализующая этот способ, отличается от известной СН, содержащей прицел, состоящий из последовательно соединенных источника модулированного лазерного излучения и оптической системы с переменным фокусным расстоянием, систему запуска ракет, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления первой ракеты, выход системы запуска ракет соединен со вторым входом аппаратуры управления первой ракеты, тем, что она снабжена блоком задержки, вход которого соединен с выходом системы запуска ракет, а выход соединен со вторым входом системы управления второй управляемой ракеты и со вторым входом оптической системы с переменным фокусным расстоянием, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления второй ракеты.

Преимуществом предлагаемой СН является возможность запуска и одновременного наведения двух ракет в одном луче.

Структура предлагаемой СН пояснена на чертеже, где представлены последовательно соединенные источник модулированного лазерного излучения 1, оптическая система с переменным фокусным расстоянием 2 и аппаратура управления первой ракеты 3, а также аппаратура управления второй ракеты 4, вход которой соединен с выходом оптической системы с переменным фокусным расстоянием 2, и система запуска ракет 5, выход которой соединен со вторым входом аппаратуры управления первой ракеты 3 и со входом блока задержки 6, выход которого соединен со вторым входом оптической системы с переменным фокусным расстоянием 2 и со вторым входом аппаратуры управления второй ракеты 4. Источник модулированного лазерного излучения 1 и оптическая система с переменным фокусным расстоянием 2 входят в состав прицела 7.

СН работает следующим образом.

Источник модулированного лазерного излучения 1 формирует луч, который, проходя через оптическую систему с переменным фокусным расстоянием 2, уменьшает в процессе полета ракет угловой размер по заданной программе, реализованной законом изменения фокусного расстояния.

Система запуска ракет 5 выдает электрический сигнал в аппаратуру управления первой ракеты 3 на ее запуск, а также на блок задержки 6. По истечении времени τ, реализуемого в блоке задержки 6, с него поступает электрический сигнал в аппаратуру управления второй ракеты 4 на ее запуск и одновременно на запуск программы изменения углового размера луча в оптической системе с переменным фокусным расстоянием 2.

Аппаратура управления каждой из ракет принимает модулированное лазерное излучение по своему первому (оптическому) входу и формирует команды управления рулями.

В качестве блока задержки может быть использован сдвиговый регистр, представленный в /3/ на с.73, 74.

В качестве остальных элементов, входящих в состав СН, могут быть использованы устройства, представленные в /2/.

Применение предлагаемого способа и реализующей его СН позволяет осуществлять стрельбу двумя ракетами в одном луче и, тем самым, поражать двумя ракетами особо важную цель за время, меньшее времени полета до цели двух последовательно запускаемых ракет.

Сравнение заявляемого технического решения с прототипом позволило установить соответствие его критерию “новизна”. При изучении других известных технических решений в данной области признаки, отличающие заявляемое изобретение от прототипа, не были выявлены, и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию “изобретательский уровень”.

Источники информации

1. Патент №2107879, МПК⁶ F 41 G 7/00, 7/24, 07.12.94.

2. Патент №2126522, МПК⁶ F 41 G 7/26, F 42 В 15/00, 25.11.97.

3. Э.Клингман. Проектирование микропроцессорных систем. - М.: Мир, 1980.

1. Способ наведения ракет по лучу, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения с изменением углового размера луча по программе, встреливании ракеты в луч, приеме аппаратурой управления ракеты излучения и преобразовании его в электрический сигнал управления рулями, отличающийся тем, что через определенный интервал времени в тот же луч встреливают вторую ракету, причем запуск программы изменения углового размера луча производят в момент пуска второй ракеты, а интервал времени τ между пусками ракет определяют из условия

где - коэффициент, характеризующий максимально возможный разброс средней скорости полета ракеты;

соответственно максимальное и минимальное значение средней скорости ракеты;

t_max - максимальное полетное время ракеты до цели;

Т - время начала изменения углового размера луча, отсчитываемое от пуска второй ракеты;

К_Т=Ф/Ф_п - допустимый коэффициент отношения потока излучения Ф на входе приемника ракеты к пороговому значению потока излучения Ф_п в момент времени Т.

2. Система наведения ракет по лучу, содержащая прицел, состоящий из последовательно соединенных источника модулированного лазерного излучения и оптической системы с переменным фокусным расстоянием, систему запуска ракет, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления первой ракеты, выход системы запуска ракет соединен со вторым входом аппаратуры управления первой ракеты, отличающаяся тем, что она снабжена блоком задержки, вход которого соединен с выходом системы запуска ракет, а выход соединен со вторым входом системы управления второй управляемой ракеты и со вторым входом оптической системы с переменным фокусным расстоянием, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления второй ракеты.