Способ наведения управляемой ракеты

Способ наведения управляемой ракеты

Реферат

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно, к способам наведения управляемых ракет, в частности, устанавливаемых в составе комплексов управляемого ракетного вооружения как на наземных установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, пусковые установки, вертолеты и др.

Наведение снарядов и управляемых ракет в процессе их полета позволяет существенно повысить точность комплексов вооружения, устанавливаемых как на земле, так и на различных подвижных носителях. Существенно возрастает огневая мощь таких машин и за счет дополнения обычного вооружения (артиллерийского или стрелкового) управляемым ракетным вооружением.

В настоящее время известны различные способы наведения управляемых ракет и снарядов. От эффективности способа наведения зависит и эффективность комплекса вооружения боевой машины в целом.

Известен способ наведения управляемых ракет первого поколения, заключающийся в наведении наводчиком (оператором) на цель линии прицеливания, глазомерном измерении отклонения от нее управляемой ракеты, воздействии на органы управления ракетой в соответствии с этими отклонениями до совмещения управляемой ракеты с целью (см., например, А.Н.Латухин «Противотанковое вооружение», М., Воениздат, 1974, С.192-236). К первому поколению относятся управляемые (противотанковые) ракеты с ручными системами наведения. ПТУР первого поколения и способы их наведения имеют очевидные недостатки: невысокая скорость движения ракеты, реализуемая в них, а следовательно, и очень большое время полета (20-25 с), наличие не поражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м, малая скорострельность по сравнению с другими противотанковыми средствами и др. Обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам очень дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов. Низкая скорость полета ракеты требует от оператора непрерывного визуального слежения за ракетой и целью и управления ракетой на всей траектории. Поэтому к наводчикам (операторам) ПТУР предъявляются строгие требования. Для обучения и периодических тренировок наводчиков управляемых ракет с ручной системой наведения требуются сложные электронно-оптические тренажеры. Кроме того, при таком способе управления практически невозможно устранить один из основных недостатков: низкую скорость полета управляемой ракеты. Дело в том, что при увеличении скорости полета ракеты работа наводчика сильно усложняется, поскольку управление обычно осуществляется с помощью команд, основанных на учете взаимного положения ракеты и цели. Наводчик физически не успевает своевременно реагировать на изменения направления полета скоростной ракеты. Он также испытывает значительные трудности при выводе ракеты на линию прицеливания. Во избежание клевка ракеты о землю вблизи пусковой установки (стреляющего объекта) последней придают значительный угол возвышения. В результате и образуется (см. выше) необстреливаемая зона, размером в 300-600 м. Кроме того, в этих условиях практически исключается стрельба с подвижных носителей, особенно при их маневрировании.

Известен также способ наведения управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 «Кобра» (см., например, «Танк - Т-80Б. ТО и ИЭ», М., Воениздат, 1984, С.95-132), являющийся наиболее близким по технической сути к заявляемому и принимаемый за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом.

Способ наведения управляемой ракеты комплекса 9К112-1 «Кобра» заключается в формировании стабилизированной линии прицеливания и совмещении ее с целью, формировании информационного поля зрения координатора и юстировании его с линией прицеливания, захвате системой наведения управляемой ракеты при ее появлении после пуска в информационном поле зрения координатора, измерении ее отклонения от линии прицеливания, автоматическом формировании и передаче на ракету посредством линии связи команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде.

Этот способ от предшествующего отличается тем, что непрерывное слежение за целью, совмещая с нею линию прицеливания, ведет наводчик (оператор), а слежение за ракетой, ее захват и измерение ее отклонений от линии прицеливания, выработка и передача команд на борт летящей ракеты, а затем на ее органы управления производятся системой наведения автоматически. Этот способ по сравнению с предшествующим обеспечивает (см. там же):

увеличение скорости полета ракеты до 220-500 м/с;

уменьшение времени полета ракеты на предельную дальность;

уменьшение «мертвой зоны» до 75 м и менее от огневой позиции;

более высокую эффективность и стабильность результатов стрельбы в разнообразных ситуациях противотанкового боя;

упрощение работы оператора (его функции сводятся лишь к совмещению линии прицеливания с целью, а команды управления вырабатываются и передаются на ракету автоматически), что повышает точность стрельбы и сводит к минимуму влияние на ее результаты индивидуальных данных оператора, а также обеспечивает стрельбу с подвижных носителей;

облегчение отбора операторов, упрощение процесса и уменьшение стоимости обучения.

Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость продолжительного по времени удержания линии прицеливания на цели приводит к возникновению опасности ее потери при появлении в поле зрения наводчика световых или пыледымовых помех. Наличие на борту ракеты мощного источника света, необходимого для образования световой обратной связи и замкнутого контура управления, затрудняет наводчику слежение за целью, усугубляя действие световых помех. Все это, даже в случае сохранения ракеты и ее долета до цели, приводит к существенному увеличению ошибок слежения за целью из-за трудностей компенсации наводчиком отклонений линии прицеливания (прицельной марки) от цели, вызванных маневрированием подвижного носителя (особенно в случаях появления помех). Это объясняется тем, что система стабилизации линии прицеливания в прототипе измеряет и компенсирует только угловые отклонения линии прицеливания от заданного гироскопическим датчиком углового направления на цель и не реагирует на линейные перемещения линии прицеливания вместе с носителем (танком). Оператор же не в состоянии своевременно их компенсировать, особенно в условиях помех и перерывах в видимости цели.

Кроме того, после пуска управляемой ракеты возможно резкое изменение (приращение) линейной поперечной скорости линии прицеливания из-за резкого маневра носителя, вызванного необходимостью его укрытия после пуска управляемой ракеты и другими соображениями тактического характера. Эти изменения после пуска управляемой ракеты не могут быть учтены штатной системой управления огнем (из-за прекращения механической связи: «орудие-пусковая установка - управляемая ракета») во взаимном положении управляемой ракеты и информационного поля зрения координатора на момент захвата. Поэтому возникает опасность непопадания управляемой ракеты в информационное поле зрения координатора из-за его ухода от первоначально заданного положения, вызванного приращением линейной поперечной скорости линии прицеливания. Это может вызвать потерю управляемой ракеты системой наведения.

Предлагаемый способ позволяет практически исключить присущие прототипу недостатки.

Целью настоящего изобретения является повышение эффективности наведения управляемой ракеты путем повышения точности стабилизации линии прицеливания за счет компенсации погрешностей, вызванных линейными перемещениями линии прицеливания (прицельной марки) в картинной плоскости стрельбы (в плоскости, перпендикулярной плоскости стрельбы, то есть линии прицеливания) и повышение надежности (вероятности) ее захвата системой наведения после пуска.

Указанная цель достигается тем, что в способе наведения управляемой ракеты на цель, заключающемся в формировании стабилизированной линии прицеливания и совмещении ее с целью, формировании информационного поля зрения координатора и юстировании его с линией прицеливания, захвате системой наведения управляемой ракеты при ее появлении после пуска в информационном поле зрения координатора, измерении ее отклонения от линии прицеливания, автоматическом формировании и передаче на ракету посредством линии связи команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде, дополнительно определяют направление и величину линейной поперечной скорости отклонения линии прицеливания, вызванного маневрированием носителя, измеряют дальность до цели и перемещают линию прицеливания в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, соответствующей выражению

,

где ω - угловая скорость перемещения линии прицеливания,

V_лп - линейная поперечная скорость перемещения линии прицеливания,

Д_ц - дальность до цели,

а после пуска управляемой ракеты на время ее захвата измеряют приращение линейной поперечной скорости линии прицеливания и отклоняют информационное поле зрения координатора от линии прицеливания в сторону, противоположную приращению, на угол, соответствующий выражению

,

где ψ - угол рассогласования между линией прицеливания и продольной осью информационного поля зрения координатора,

ΔV_лп - приращение линейной поперечной скорости линии

прицеливания после пуска управляемой ракеты, вызванное маневром носителя,

t_з и Д_з - соответственно время и дальность захвата.

Реализация (работа) предлагаемого способа происходит следующим образом. При стрельбе из движущегося носителя (танка) линейные скорости линии прицеливания в поперечной плоскости могут быть измерены различными способами. Например, с использованием датчиков линейного ускорения носителя (танка) в соответствующих направлениях. Для уменьшения погрешностей, обусловленных угловыми ускорениями носителя, датчики линейных ускорений должны давать информацию об ускорениях, действующих в районе прицельной марки, а поэтому и устанавливаться должны в непосредственной близости к головной части прицела. Для получения информации о линейной скорости сигналы, снимаемые с выходов датчиков линейных ускорений, интегрируются. Делением величины этих сигналов на величину измеренной дальности до цели (после ее измерения) получают сигналы, величина которых соответствует угловой скорости отклонения прицельной марки от цели. Подавая этот сигнал на вход гироскопического привода стабилизатора линии прицеливания с противоположным знаком, перемещают линию прицеливания в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, соответствующей выражению

,

где ω - угловая скорость перемещения линии прицеливания,

V_лп - линейная поперечная скорость перемещения линии прицеливания,

Д_ц - дальность до цели.

Попадая на вход гироскопического привода наведения стабилизатора линии прицеливания, компенсирующий сигнал вызывает отклонение линии прицеливания на угол, компенсирующий линейное перемещение прицельной марки относительно цели на этой (измеренной) дальности. Поэтому в поле зрения наводчика прицельная марка будет продолжать находиться совмещенной с точкой прицеливания. Если после пуска управляемой ракеты поперечная линейная скорость перемещения линии прицеливания остается неизменной, то системой наведения обеспечивается необходимое для надежного захвата положение информационного поля зрения координатора. Если же после пуска управляемой ракеты линейная скорость перемещения линии прицеливания изменяется, то соответственно меняется и положение информационного поля координатора по отношению к заданному положению на момент захвата. Поскольку ракета уже вне ствола и ее траекторию до захвата изменить нельзя, то корректируют положение информационного поля координатора. Для этого после пуска управляемой ракеты на время ее захвата измеряют приращение линейной поперечной скорости перемещения линии прицеливания и отклоняют информационное поле зрения координатора от линии прицеливания в сторону, противоположную приращению скорости, на угол, соответствующий выражению

,

где ψ - угол рассогласования между линией прицеливания и продольной осью информационного поля зрения координатора,

ΔV_лп - приращение линейной поперечной скорости перемещения линии прицеливания после пуска управляемой ракеты, вызванное маневром носителя,

t_з и Д_з - соответственно время и дальность захвата.

Техническая реализация приведенных выше выражений не вызывает затруднений. Для измерения приращения линейной поперечной скорости перемещения могут быть дополнительно использованы запоминающие устройства в сочетании с суммирующими устройствами, а для отклонения информационного поля зрения координатора может быть использована система призм и зеркал, дефлекторы и др.

Предлагаемый способ содержит признаки, отличные от прототипа, приведенные в отличительной части формулы изобретения.

В связи с этим предлагаемый способ обладает новизной.

В предлагаемом способе, как и в прототипе, осуществляется угловая стабилизация линии прицеливания посредством стабилизатора линии прицеливания, однако, кроме этого, способ предусматривает введение дополнительного управления прицельной линией (прицельной маркой) по сигналам, например, датчиков линейных ускорений носителя через привод стабилизатора линии прицеливания, что позволяет компенсировать составляющую погрешности от линейных перемещений прицельной марки относительно цели на соответствующей (измеренной) дальности. Измерение приращения линейной поперечной скорости после пуска управляемой ракеты на время ее захвата, определение необходимой угловой поправки и отклонение информационного поля зрения координатора от линии прицеливания на величину этой поправки позволяет сохранить вероятность захвата управляемой ракеты на исходном уровне. Перечисленная совокупность признаков отсутствует в аналогах и позволяет получить новое качество, не совпадающее с известным решением. На основании этого можно сделать заключение о том, что предлагаемый способ обладает существенными отличиями от прототипа. Возможность реализации предлагаемого способа не вызывает сомнений и может быть осуществлена при плановых модернизациях прототипа на предприятиях-изготовителях и ремонтных предприятиях серийной продукции.

Эффективность предлагаемого способа оценивалась по результатам испытаний серийного танка. При его движении со скоростью 25-30 км/ч среднеквадратическое значение вертикальных линейных перемещений линии прицеливания составило 0,15 м, что для дальности до цели 1500 м соответствует угловой погрешности прицельной марки, равной 0,1 мрад. При среднеквадратическом значении суммарной погрешности, равной 0,15 мрад, реализация предложенного способа позволит получить: √0.15²-0,1²=0,11 мрад, то есть уменьшить погрешность стабилизации линии прицеливания на 25-30%. Учет приращения линейной поперечной скорости на время захвата позволяет с вероятностью 87% исключить возможность срыва захвата.

Использование предлагаемого способа наведения управляемой ракеты позволяет получить и ряд других положительных результатов. Наведение управляемой ракеты в этом случае при возникновении помех повышает надежность захвата и наведения ракеты, а также повышает помехоустойчивость системы, так как при кратковременной потере видимости цели из-за световых или пыледымовых помех стабилизация линии прицеливания, а вместе с этим и вероятность попадания ракетой как в цель, так и в информационное поле зрения координатора, остаются высокими.

Способ наведения управляемой ракеты на цель, включающий формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, формирование информационного поля зрения координатора и юстирование его с линией прицеливания, захват системой наведения управляемой ракеты при ее появлении после пуска в информационном поле зрения координатора, измерение ее отклонения от линии прицеливания, автоматическое формирование и передачу на ракету посредством линии связи команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде, отличающийся тем, что определяют направление и величину линейной поперечной скорости отклонения линии прицеливания, вызванного маневрированием носителя ракеты, измеряют дальность до цели и перемещают линию прицеливания в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, соответствующей выражению

ω=V_лп/Д_ц,

где ω - угловая скорость перемещения линии прицеливания,

V_лп - линейная поперечная скорость перемещения линии прицеливания,

Д_ц - дальность до цели,

а после пуска управляемой ракеты на время ее захвата измеряют приращение линейной поперечной скорости линии прицеливания и отклоняют информационное поле зрения координатора от линии прицеливания в сторону, противоположную приращению, на угол, соответствующий выражению

ψ=ΔV_лп·t_з/Д_з,

где ψ - угол рассогласования между линией прицеливания и продольной осью информационного поля зрения координатора,

ΔV_дл - приращение линейной поперечной скорости перемещения линии прицеливания после пуска управляемой ракеты, вызванное маневром носителя,

t_з и Д_з - соответственно время и дальность захвата.