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, самоходные 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 600-700 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, Комплекс вооружения танка - Т-64Б. Материалы учебного пособия, М., ВАБТВ, 1977, с.8-51), являющийся наиболее близким по технической сути к заявляемому и принимаемый за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом предлагаемого способа.

Способ наведения управляемой ракеты комплекса 9К112-1 «Кобра» заключается в формировании стабилизированной линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой наведения отклонения управляемой ракеты в процессе ее полета от линии прицеливания, автоматическом формировании и передаче на ракету 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, 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. 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.

Предлагаемый способ позволяет практически исключить присущий прототипу недостаток.

Задачей 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).

Указанная задача достигается тем, что в способе наведения управляемой ракеты на цель, заключающемся в формировании стабилизированной линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой наведения отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета, автоматическом формировании и передаче на ракету команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде, дополнительно измеряют дальность до цели, определяют вызванные маневрированием носителя его курсовые углы движения относительно цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях, направление и величину линейной поперечной скорости отклонения линии прицеливания, изменение дальности до цели с учетом ошибок аппаратуры и времени с момента измерения дальности, перемещают линию прицеливания в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, соответствующей выражению

где ω - угловая скорость перемещения линии прицеливания,

К_п - коэффициент пропорциональности,

V_лп ^- линейная поперечная скорость линии прицеливания,

Д_о - начальная дальность до цели,

К_к - коэффициент компенсации ошибок аппаратуры,

«+» - при увеличении расстояния между носителем и целью,

«-» - при уменьшении расстояния между носителем и целью,

V_н - линейная скорость носителя,

Δt_н - изменение времени движения носителя, измеряемое от ввода Д_о до достижения управляемой ракетой цели,

g_г - курсовой угол носителя в горизонтальной плоскости,

g_в - курсовой угол носителя в вертикальной плоскости.

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. Если после измерения дальности и до достижения управляемой ракетой цели носитель совершает маневрирование в течение продолжительного времени, то значение введенной дальности Д_о необходимо корректировать. Для этого необходимо измерять скорость носителя и его курсовые углы движения в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Это может быть достигнуто за счет использования штатного датчика скорости носителя (спидометра) и установки датчиков углов в соответствующих плоскостях. Изменение дальности ΔД в этом случае будет определяться выражением ΔД=V_нΔt_нcosg_гcosg_в, а скорректированная дальность (действительная) Д_д - выражением Д_д=Д_о±К_кV_нΔt_нcosg_rcosg_в. Следует также отметить, что с увеличением времени маневрирования носителя от измерения и ввода дальности Д_о до достижения управляемой ракетой цели Δt_н увеличиваются ошибки аппаратуры, реализующей определение и ввод в систему наведения значения ΔД. С целью компенсации этих ошибок для каждой системы наведения экспериментально определяется и вводится в аппаратуру коэффициент компенсации К_к (см. выражение 1).

Делением величины сигналов, соответствующих линейной скорости V_лп, на величину скорректированной (действительной) дальности до цели 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 (1).

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 и уточненной) дальности.

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. 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: , то есть уменьшить погрешность стабилизации линии прицеливания на 25-30%.

Использование предлагаемого способа наведения управляемой ракеты позволяет получить и ряд других положительных результатов. Наведение управляемой ракеты в этом случае 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, продолжают оставаться достаточно высокими.

Способ наведения управляемой ракеты на цель, включающий формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, измерение системой наведения отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета, автоматическое формирование и передачу на ракету команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде, отличающийся тем, что измеряют дальность до цели, определяют вызванные маневрированием носителя его курсовые углы движения относительно цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях, направление и величину линейной поперечной скорости отклонения линии прицеливания, измеряют дальность до цели с учетом ошибок измерения и времени с момента измерения дальности, перемещают линию прицеливания в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, прямо пропорциональной линейной поперечной скорости отклонения линии прицеливания и обратно пропорциональной сумме или разности, соответствующих увеличению или уменьшению расстояния между носителем и целью, начальной дальности до цели и ее приращения.