Способ наведения телеуправляемой ракеты

 

Изобретение относится к оборонной технике и может быть использовано в ракетных комплексах. Способ наведения телеуправляемой ракеты включает формирование широкого и узкого поля управления. Ракету запускают под углом к линии визирования цели и разгоняют в течение времени t_p с помощью двигателя. Наведение ракеты в течение времени t_p осуществляют в широком поле управления в соответствии с угловым положением факела двигателя ракеты относительно линии визирования цели, а наведение в узком поле управления в соответствии с угловым положением источника излучения ракеты. В течение времени t_p производят нагрев элемента корпуса ракеты, затем осуществляют наведение ракеты в широком поле управления в соответствие с угловым положением нагретого элемента относительно линии визирования цели. Отделение двигателя производят при уменьшении угла между линией визирования цели и положением нагретого элемента до значения, меньшего половины телесного угла узкого поля управления. Использование изобретения обеспечивает помехоустойчивое наведение ракет при широком диапазоне разбросов времени работы двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к оборонной технике и может быть использовано в танковых, противотанковых и в зенитных ракетных комплексах.

Наведение управляемых ракет указанных комплексов сопровождается дымообразованием двигателей на разгонном участке. Дым затрудняет слежение за целью и существенно ослабляет оптические сигналы по линии носитель - ракета.

Для наведения ракет в условиях значительного дымообразования двигателей как дозвуковых, так и сверх- и гиперзвуковых ракет и с целью повышения помехоустойчивости оптической линии связи (ОЛС) применяют различные способы наведения. Один из них - стрельба под углом к линии визирования цели (ЛВЦ) с формированием программной команды управления на участке траектории полета с работающим двигателем и передачей команды по проводной линии связи для автоматического вывода ракеты на ЛВЦ и дальнейшей коррекции полетом ракеты с помощью дистанционного управления при нахождении ракеты на ЛВЦ, реализованный в противотанковом ракетном комплексе Swingfire [1-3].

В данном комплексе поражение цели зависит от таких факторов, как разброс времени работы двигателя на разгонном участке, наличие бокового ветра, скорость цели, правильность запрограммированной команды управления, которая должна учитывать разброс скорости ракеты в интервале температур боевого применения, а также уход параметров за время хранения ракет в условиях войсковой эксплуатации.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является способ наведения, реализованный в зенитном ракетном комплексе "ADATS" [4], включающий формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты в течение времени t_р с помощью двигателя, наведение ракеты в течение времени tp в широком поле управления в соответствии с угловым положением факела двигателя ракеты относительно ЛВЦ и наведение ракеты в узком поле управления.

В данном способе на участке наведения с работающим двигателем реализуется командная система телеуправления. Пеленгатор определяет угловое отклонение ракеты относительно ЛВЦ по факелу работающего двигателя и на основе этого рассогласования наземная аппаратура комплекса формирует команды, которые с помощью временной модуляции луча передаются на борт ракеты.

При передаче команд энергия лазерного луча концентрируется в узком луче, обеспечивающем передачу информации сквозь факел двигателя и прием излучения детекторами, размещенными на концах крыльев ракеты. После выгорания топлива реализуется система телеориентирования ракеты в прямом лазерном луче. Два детектора, расположенных в хвостовой части ракеты, принимают лазерное излучение. Бортовая аппаратура преобразует эти сигналы в команды управления рулями, которые удерживают ее в центре луча до встречи с целью. Недостатками описанной системы наведения является необходимость синхронизации момента выгорания топлива двигателя с моментом входа ракеты в луч: при выгорании топлива до этого момента происходит прекращение командного телеуправления, но при этом еще не началось телеориентирование в луче, т.е. происходит срыв наведения; при выгорании топлива после этого момента дым двигателя прерывает поступление информации на детекторы, расположенные в хвостовой части ракеты, что также приводит к срыву наведения. Как показал опыт разработки известных систем наведения, надежное (без прерываний) функционирование ОЛС во всех условиях эксплуатации возможно при достаточном малом значении разброса времени работы двигателя (не более ± 0,2-0,3 с). Такой разброс по времени является удовлетворительным в случае формирования программной траектории ввода ракеты в узкое поле управления с учетом индивидуального времени работы конкретного двигателя в зависимости от партий используемого заряда и температуры эксплуатации. Однако до настоящего времени не решены задачи, связанные с получением достоверной априорной информации о времени работы двигателя во всех условиях эксплуатации и введением ее в систему управления в процессе подготовки стрельбы. В то же время суммарный неучитываемый межпартионный и внутрипартионный разброс времен работы двигателей ракет рассматриваемых комплексов вооружения превышает допустимое системой наведения значение и достигает 0,8 - 1,0 с. Вторым существенным недостатком является то, что при управлении ракетой с выгоревшим двигателем наличие последнего не позволяет получить минимальное значение коэффициента лобового сопротивления и, следовательно, имеет место потеря скорости ракет.

Целью предлагаемого изобретения является предотвращение срыва наведения ракет при разбросе времени работы двигателя в широком диапазоне.

Поставленная цель достигается за счет того, что в способе наведения телеуправляемой ракеты, включающем формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью двигателя в течение времени t_p, наведение ракеты в течение времени t_p в широком поле управления в соответствии с угловым положением факела двигателя ракеты относительно ЛВЦ, наведение ракеты в узком поле управления в соответствии с угловым положением источника излучения, - в течение времени t_p производят нагрев элемента корпуса ракеты, по истечении времени t_p осуществляют наведение ракеты в широком поле управления в соответствии с угловым положением нагретого элемента относительно ЛВЦ, производят отделение двигателя при уменьшении угла между ЛВЦ и положением нагретого элемента до значения, меньшего половины телесного угла узкого поля управления. В данном способе наведения решение задачи основывается не на учете диапазона возможных времен горения двигателя ракеты, определяемого партиями используемого заряда, температурой его эксплуатации, а на возможности управления временем отделения двигателя при вхождении ракеты в узкое поле управления при неработающем двигателе. Операция отделения двигателя в свою очередь позволяет обеспечить малое лобовое сопротивление ракеты, высокую скорость полета и высокую собственную частоту ракеты, что существенно улучшает характеристики системы наведения и комплекса в целом.

Суть способа заключается в следующем. Oтделение двигателя от ракеты осуществляется по команде, формируемой на пункте управления после входа ракеты в узкое поле управления (точный канал) пеленгатора. При этом в системе управления реализуется единая, не зависящая от времени работы двигателя данной ракеты программная траектория вывода ракеты для максимально возможного времени работы двигателя во всех условиях эксплуатации. Пеленгация ракеты до отделения двигателя осуществляется широким каналом пеленгатора. При отклонении времени работы двигателя от принятого в меньшую сторону (на неучитываемый суммарный межпартионный и внутрипартионный разброс времени работы двигателя, составляющего, как было приведено выше, 0,8-1,0 с) пеленгация ракеты осуществляется также широким каналом пеленгатора до момента времени управляемого отделения, но уже по нагретому элементу, например, по соплу отработавшего двигателя ракеты (фиг. 1). Таким образом, решение поставленной задачи в предлагаемом способе наведения позволяет обеспечить помехоустойчивое наведение ракет при разбросах времени работы двигателя в широком диапазоне.

Источники информации 1. International Defense Review, 1972, v.5,015, p. 509-513.

2. Aircraft, 1972, v. 5, N 12, p. 28-29.

3. Ivteravia Air Letter, 1970, N 7144, p. 4,7-8.

4. Неупокоев Ф. К. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Военное издательство, 1991, с. 29-33, 62-64.

Формула изобретения

Способ наведения телеуправляемой ракеты, включающий формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели, разгон ракеты с помощью двигателя в течение времени t_р, наведение ракеты в течение времени t_р в широком поле управления в соответствие с угловым положением факела двигателя ракеты относительно линии визирования цели, наведение ракеты в узком поле управления в соответствие с угловым положением источника излучения ракеты, отличающийся тем, что в течение времени t_р производят нагрев элемента корпуса ракеты, спустя t_р осуществляют наведение ракеты в широком поле управления в соответствие с угловым положением нагретого элемента относительно линии визирования цели, производят отделение двигателя при уменьшении угла между линией визирования цели и положением нагретого элемента до значения, меньшего половины телесного угла узкого поля управления.

РИСУНКИ

Рисунок 1