Система наведения высокоточного оружия

Система наведения высокоточного оружия

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия, и может быть использовано в комплексах для поражения одиночных и групповых целей.

Известна «Самонаводящаяся авиационная бомба, стабилизированная по крену, с инерциально-спутниковой системой наведения» по патенту RU 2339905 от 22.12.2006 г. Она содержит последовательно соединенные головной отсек с тепловизионной головкой самонаведения (ГСН), бесплатформенной инерциальной системой управления и прибором спутниковой навигации, передняя оконечность которого выполнена оптически прозрачной со спектральной полосой прозрачности в дальнем ИК-диапазоне, переходный отсек с двумя антеннами глобальной спутниковой навигации, отсек боевой нагрузки с взрывателем на его переднем торце, хвостовой отсек, содержащий блок бортовой автоматики, блок питания и воздушно-динамический рулевой привод.

Рассматриваемая авиационная бомба работает следующим образом. В результате подключения к электропитанию самолета-носителя ее блок инерциальной навигационной системы (БИНС), находящийся в головном отсеке авиабомбы, принимает от самолетной системы информацию о координатах цели, сформированную в прицельно-навигационном комплексе (ПРНК) самолета-носителя. Одновременно по каналам связи от самолета носителя к авиабомбе поступает информация о собственных текущих координатах и скорости самолета-носителя. Информацию о координатах цели получают от навигационных спутников через антенны посредством СВЧ-сигналов. Самолетный ПРНК, в зависимости от условий полета, вычисляет зону возможных сбросов бомбы и вносит в память ГСН «эталонное» изображение цели. При входе самолета-носителя в зону сброса, самонаводящаяся авиационная бомба отделяется от самолета. Блок бортовой автоматики (ББА) бомбы задействует все исполнительные механизмы, снимает блокировки функциональных связей. После получения первых сигналов информации от ПСН начинается наведение авиабомбы на цель. Антенны глобальной спутниковой связи бомбы на протяжении всего полета принимают информационные сигналы от спутников орбитальной группировки. При уменьшении дальности до цели до 2…3 км БИНС передает команду на автоматический захват цели. Разработанные для авиабомбы законы управления выбраны так, чтобы обеспечить наиболее крутые траектории подхода авиабомбы к цели, что повышает точность и эффективность боевой нагрузки. Предлагаемая авиационная бомба не ограничивает возможности самолета-носителя и реализует принцип «сбросил - забыл».

Недостатком бомбы является активное использование информационных сигналов от спутников орбитальной группировки при решении задач стабилизации и формирования траектории сближения с целью на протяжении всего полета.

Известны «Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции и устройство для его осуществления» по патенту RU 2460963 от 29.11.2010 г. Они включают радиолокационную станцию (РЛС) для передачи команд управления на радиоприемник ракеты, вывод ракеты в зону захвата ГСН, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, при этом для обеспечения бесперебойной связи РЛС с ракетой необходимым условием является принудительное вращение ракеты по крену, реализуемое узлом принудительного вращения по крену, установленным на планере ракеты. Обновление команд управления осуществляется на частоте вращения, которая выбирается из условий устойчивого управления ракетой.

В системе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, на командном пункте имеются РЛС и наземная аппаратура управления. Для обеспечения бесперебойной связи РЛС с ракетой используют привод управления по крену на планере ракеты. При поступлении информации о координатах цели наземная аппаратура командного пункта вычисляет углы азимута, места и дальности до цели, на основании которой в момент старта ракеты формируют луч РЛС, направленный в сторону цели, и команды его управления. Управление ракетой осуществляют относительно оси луча РЛС по данным целеуказания и по предполетной программе, заложенной в наземной аппаратуре командного пункта.

Недостатком способа наведения ракеты и системы наведения ракеты является согласование частоты принудительного вращения по крену с условиями бесперебойной радиосвязи, оставившее без внимания обеспечение вывода ракеты в точку максимальной эффективности поражения цели.

Прототипом предлагаемого изобретения является «Система наведения высокоточного оружия дольней зоны по патенту RU 2284444 от 24.06.2003 г.».

В системе наведения реализовано комбинированное управление ракетами в залпе: радиокомандное телеуправление на начальном и среднем участках траектории полета и автономное самонаведение на участке подлета ракет к целям.

Система наведения высокоточного оружия дальней зоны содержит на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен с входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен с входом блока управления лучом, а третий выход соединен с входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - с входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - с вторыми входами каналов пеленгации ракет. На ракете установлены тепловизионная головка самонаведения, аппаратура управления, первый выход которой соединен с входом рулевого привода, радиоответчик, радиоприемник, дешифратор команд управления и переключатель команд. При этом второй выход аппаратуры управления соединен с входом радиоответчика, а вход - с выходом переключателя команд, первый вход которого соединен с выходом тепловизионной головки самонаведения, второй вход - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом радиоприемника.

Поиск, распознавание и определение координат неподвижных целей, расположенных за горизонтом или складками местности, осуществляется системой воздушного целеуказания. Информация о координатах целей и соответствующая электронная карта местности в зашифрованном виде передается по радиолинии в блок приема данных целеуказания командного пункта, а затем в вычислитель. Одновременно в вычислитель поступает информация о координатах командного пункта с системы топопривязки.

Недостатком системы наведения высокоточного оружия дальней зоны является разобщенность процедур подготовки управляющих команд в различных специализированных блоках, что в оперативных условиях исключает возможность быстрой смены кодировок и особенно на участке подлета ракеты к цели. Введенное автономное целенаведение за счет использования тепловизионной ГСН подвержено воздействию активных помех.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в создании автоматизированной системы оптимизации процедур подготовки ракеты к старту и повышение ее помехозащищенности на участке подлета к цели.

Сущность изобретения

В систему наведения, включающую дешифратор команд управления, переключатель команд, аппаратуру управления, рулевой привод, радиоответчик и радиоприемник, дополнительно введены на ракете симулятор высоты, генератор автономного времени, нониусный симулятор, контроллер траектории движения. На наземном командном пункте введен микропроцессорный оптимизатор ситуаций, принимающий сигналы по радиоканалу от системы целеуказания. До старта он связан по прямой линии с дешифратором команд управления, а после старта по радиоканалу связан с ракетой.

Перечень фигур

Фиг. 1. Блок-схема предлагаемой системы наведения: 1 - микропроцессорный оптимизатор ситуаций, 2 - дешифратор команд управления, 3 - переключатель команд, 4 - аппаратура управления, 5 - рулевой привод, 6 - радиоответчик, 7 - радиоприемник, 8 - генератор автономного времени, 9 - симулятор высоты, 10 - нониусный симулятор, 11 - контроллер траектории движения.

Описание конструктивных связей системы наведения

В предлагаемую автоматизированную систему оптимизации процедур подготовки ракеты к старту и повышении ее помехозащищенности в автономном режиме, представленную на фиг. 1, введен микропроцессорный оптимизатор ситуаций 1, который имеет два входа и два выхода. Вход 1 - предназначен для приема сигналов по радиоканалу от системы целеуказания (на фиг. 1 не показана) и вход 2 - для приема сигналов пеленгации положения ракеты по радиоканалу. Микропроцессорный оптимизатор ситуаций 1 имеет выход 1 для связи с ракетой до старта и выход 2 для связи с ракетой после старта. Дешифратор команд управления 2 имеет два входа и два выхода: первый вход соединен с первым выходом микропроцессорного оптимизатора ситуаций 1, вход 2 соединен с выходом радиоприемника 7. Первый выход дешифратора команд управления 2 соединен с входом 1 переключателя команд 3, а второй выход соединен с входом генератора автономного времени 8, выход которого подключен к входу симулятора высоты 9 и к входу 3 переключателя команд 3. Кроме того, переключатель команд 3 имеет вход 2, соединенный с выходом контроллера траектории движения 11. 3-й вход переключателя команд 3 соединен с выходом генератора автономного времени 8. Выход переключателя команд 3 соединен с входом аппаратуры управления 4, которая имеет два выхода, первый из них соединен с входом рулевого привода 5, а второй - с входом радиоответчика 6. Выход симулятора высоты 9 соединен с входом нониусного симулятора 10. Выход нониусного симулятора 10 соединен с первым входом контроллера траектории движения 11. Второй вход контроллера траектории движения 11 соединен с выходом генератора автономного времени 8.

Описание принципа действия системы

При включении аппаратуры по радиолинии через вход 1 микропроцессорного оптимизатора ситуаций 1 осуществляется прием данных целеуказания и по заданной программе выполняют процедуры распознавания целей, формирование электронной карты местности в координатах пускового комплекса системы топопривязки, а также оптимизируют распределение ракет в залпе по целям и для каждой из них вычисляют траекторию движения в связанной системе координат - угол азимута и угол места, а также дальность цели и ее координаты.

До старта вычисленные траектории движения размещают в памяти микропроцессорного оптимизатора ситуаций 1 в двух базах данных ассоциативного доступа по ключу - «код адреса ракеты». Первая база данных до старта содержит параметры расчетной траектории - угол азимута, угол места, дальность и константу дальности, т.е. команду «перехода на автономное управление» при достижении «зоны» координат цели. В этой же базе данных имеются аналогичные поля для записи параметров реальной траектории движения, за исключением команды «перехода на автономное управление». Вторая база данных, содержащая разности расчетных и реальных значений траектории движения - по углу азимута, по углу места и по дальности положения ракеты, формирует команды управления движением ракеты. Поля первой базы данных, содержащие параметры реальной траектории и поля второй базы данных, касающихся разностей расчетных и реальных значений траектории, заполняют после старта ракеты.

В момент пуска ракет с выхода 1 микропроцессорного оптимизатора ситуаций 1 по прямой линии связи с ракетой записывают в дешифратор команд управления 2 кодированную информацию «код адреса ракеты». Полученный код является «электронным ключом» к последующей расшифровке передаваемой информации, а радиоответчик 6 ракеты отвечает только на «свой» запрос.

Во время движения ракеты с помощью микропроцессорного оптимизатора ситуаций 1 производят сравнение сигналов, поступающих на его вход 2 по радиоканалу реальных сигналов пеленгации ракеты. Команды управления, сформированные в микропроцессорном оптимизаторе ситуаций 1, передают по радиоканалу на радиоприемник 7, находящийся на ракете. Команды передают на протяжении всей траектории радиотелеметрического управления. С выхода радиоприемника 7 команды поступают на вход 2 дешифратора команд управления 2, через переключатель команд 3 - в аппаратуру управления 4, где преобразуют его в сигналы управления аэродинамическим рулевым приводом 5. В результате управляющего воздействия формируются перегрузки, парирующие отклонение ракеты от заданной траектории.

При достижении равенства значений реальной дальности и значения расчетной константы дальности «перехода на автономное управление» в «зоне» координат цели уточняют положение ракеты по отношению к цели, т.е. значение высоты, величину и направление вектора движения ракеты в соответствии с данными в микропроцессорном оптимизаторе ситуаций 1, уточняют значение тактовой частоты генератора автономного времени 8. Полученные уточненные значения параметров движения и команду перехода на автономное управление передают по радиоканалу на радиоприемник 7. С выхода радиоприемника 7 команда перехода поступает на вход 2 дешифратора команд управления 2. С выхода 2 дешифратора команд управления 2 - на вход генератора автономного времени 8, одновременно включая его в рабочий режим. Импульсные сигналы с выхода генератора автономного времени 8 поступают на вход симулятора высоты 9, что означает начало реализации автономного трека подлета.

Одновременно, с выхода генератора автономного времени 8 первый сигнал тактовой частоты в качестве синхронизирующего поступает на третий вход переключателя команд 3, с выхода которого сигнал поступает в аппаратуру управления 4. С выхода 2 аппаратуры управления 4 сигнал поступает на радиоответчик 6 и по радиолинии приема сигналов пеленгации ракеты поступает на вход 2 микропроцессорного оптимизатора ситуаций 1, оповещая переход ракеты в режим автономного управления. Синхронно, с выхода 1 аппаратуры управления 4 на вход рулевого привода 5 подается команда перевода ракеты в спиральное движение. Ракета и цель снимаются с контроля в обеих базах данных микропроцессорного оптимизатора ситуаций 1.

Движение по сходящейся спирали траектории автономного управления осуществляется командами, поступающими на рулевой привод 5 путем изменения углов атаки рулей для реализации увеличивающейся крутизны виража до завершения движения в точке цели. Логическая схема симулятора высоты 9 выполнена в виде многоразрядного двоичного счетчика последовательного двоичного вычитания с параллельным десятичным выходом. Емкость счетчика численно равна значению уточненной высоты в «зоне» координат цели и тем самым «симулирует значение высоты» и количество витков спирали. Вход логической схемы является входом симулятора высоты 9, а параллельный десятичный выход логической схемы является выходом симулятора высоты 9. Поступающие импульсы с генератора автономного времени 8 на вход симулятора высоты 9 уменьшают «значение высоты» и количество витков спирали.

В логической схеме нониусного симулятора 10, соединенной с выходом симулятора высоты 9, по мере уменьшения значения высоты формируются сигналы синхронизации времени начала витка и управления крутизной спуска, которые поступают на вход 1 контроллера траектории движения 11. В контроллере 11 сигналы синхронизации времени начала витка перекодируются в команды воздействия на положения рулей. С выхода контроллера 11 через вход 2 переключателя команд 3 команды поступают на вход аппаратуры управления 4, где в соответствии с принятыми сигналами рули привода 5 синхронно увеличивают крутизну виража витков спирального движения, обеспечивая своими действиями попадание ракеты в цель.

Подтверждение достижения технического результата

Предложенное техническое решение позволяет существенно усилить объективную оценку состояния сложившейся ситуации и исключить влияние человеческого фактора в управлении сложным динамическим процессом. Использование микропроцессорного оптимизатора ситуаций 1 обеспечивает быстрое перекодирование в связанной системе координат пускового комплекса, используя комбинаторную оптимизацию и принцип «выстрелил и забыл». Предложенная система повышает мобильность наземного комплекса и по сравнению с известными обладает следующими преимуществами:

- исключена возможность воздействия активных помех на этапе перехода ракеты в автономный режим достижения цели;

- автономный симулятор линейки не связан с условиями по месту его размещения в объекте применения;

- «время подлета» - «выстрелил и забыл», повышает эффективность наземной аппаратуры радиотелеметрического управления.

- схемотехническое решение микропроцессорного оптимизатора ситуаций, используемое в задачах управления на основе комбинаторной оптимизации, повышает мобильность наземной аппаратуры радиотелеметрического управления.

Система наведения высокоточного оружия, включающая дешифратор команд управления, переключатель команд, аппаратуру управления, рулевой привод, радиоответчик и радиоприемник, отличающаяся тем, что в нее введен микропроцессорный оптимизатор ситуаций, принимающий сигналы по радиоканалу от целеуказателя и радиоответчика, на ракете установлены генератор автономного времени, симулятор высоты, нониусный симулятор и контроллер траектории движения, при этом микропроцессорный оптимизатор ситуаций имеет два входа и два выхода: вход один - для приема сигналов по радиоканалу от целеуказателя, вход два - для приема сигналов пеленгации ракеты по радиоканалу, выход один - для связи с ракетой до старта, выход два - для связи с ракетой после старта, дешифратор команд управления имеет два входа и два выхода: первый вход соединен с первым выходом микропроцессорного оптимизатора ситуаций, вход два соединен с выходом радиоприемника, первый выход дешифратора команд управления соединен с входом переключателя команд, а второй выход соединен с входом генератора автономного времени, переключатель команд имеет два дополнительных входа: второй вход соединен с выходом контроллера траектории движения, третий вход соединен с выходом генератора автономного времени, выход переключателя команд соединен с входом аппаратуры управления, которая имеет два выхода, первый из них соединен с рулевым приводом, а второй - с входом радиоответчика, вход симулятора высоты соединен с выходом генератора автономного времени, а выход симулятора высоты соединен с входом нониусного симулятора, а выход нониусного симулятора соединен с первым входом контроллера траектории движения, второй вход контроллера траектории движения соединен с выходом генератора автономного времени.