Способ ориентирования по крену летательного аппарата с оптической головкой самонаведения

Изобретение относится к бортовым комплексам управления летательных аппаратов, главным образом скоростных самонаводящихся реактивных снарядов. Предлагаемый способ включает плановое или планово-перспективное визирование ориентиров подстилающей поверхности головкой самонаведения, в матричном приемнике которой столбцы располагают вдоль связанной продольной оси летательного аппарата, а строки поперек данной оси. Модуль и знак изменения угла крена определяют по направлению прямого или обратного последовательного по номерам столбцов перемещения изображения ориентира, фиксируемого приемником в последовательные моменты времени тактового интервала. При этом используют данные об угле обзора матричного приемника и количестве его столбцов. По этой информации и длине тактового интервала могут быть определены также угловые скорость и ускорение крена летательного аппарата или его части. Технический результат изобретения состоит в упрощении состава бортового комплекса управления, из которого могут быть исключены специализированные аппаратурные блоки, что позволит улучшить показатель «эффективность-стоимость» для рассматриваемого класса летательных аппаратов. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к бортовым комплексам (аппаратуре, в т.ч. наведения и самонаведения) оптического диапазона длин волн скоростных летательных аппаратов (ЛА).

Известны способы ориентирования (в т.ч. стабилизации) по крену ЛА или его части, основанные на создании на борту аппарата т.н. инерциальной оси (инерциальной системы координат), например, посредством гирогоризонта, гировертикали, измерении рассогласования инерциальных и связанных осей ЛА (в частности, по каналу крена) и управления (автоматического или ручного) на базе этой информации положением ЛА в соответствии с программой (задачей) полета - см., например, Ю.Х.Вермишев "Основы управления ракетами", М., Воениздат, 1968 г., стр. 14-19, 132-133. Известны также способы ориентирования по крену ЛА или его части, основанные на корреляции условно «неподвижных» внешних по отношению к ЛА оптических ориентиров (реперов) - как естественных (звезды, Солнце, линия горизонта), так и искусственного происхождения (световые маяки, характерные техногенные сооружения) - с положением (в т.ч. сканирующей приемной диаграммы) узкоугольных бортовых датчиков в связанной системе координат ЛА - см., например, "Инженерный справочник по космической технике" под ред. А.В.Солодова, М., Воениздат, 1977 г., стр. 173-182, 186-194. Следует отметить, что для всех приведенных способов ориентирования (стабилизации) ЛА по крену необходимо наличие специализированных для решения именно этой задачи аппаратурных блоков.

Ближайшим аналогом предлагаемого технического решения является способ управления полетом баллистического самонаводящегося реактивного снаряда (PC) "поверхность - поверхность", при котором по информации от головки самонаведения (ГСН) PC, визирующей контрастные ориентиры подстилающей поверхности, осуществляют стабилизацию ЛА (части ЛА) по крену - см. патент РФ №2216708, приоритет изобретения от 25.03.2002 г. Однако в указанном техническом решении отсутствуют количественные соотношения, возникающие в процессе преобразования поступающей, в т.ч. в режиме реального времени, информации.

Целью предлагаемого изобретения является создание способа ориентирования по крену скоростного ЛА (или части ЛА) с оптической ГСН при движении его по баллистической (без скольжения) траектории, оснащенного широкоугольным матричным приемником ГСН планово-перспективного или планового визирования, посредством корреляции связанных осей ЛА и условно "неподвижных" (относительно именно скоростного ЛА) местных ориентиров, в т.ч. контрастных локальных зон (характерных пятен) подстилающей поверхности (озера, отдельные лесопосадки, здания и т.п.), метеообразований типа отдельных облаков и др.

Указанная цель достигается тем, что знак крена определяют по направлению прямого или обратного последовательного (по номерам столбцов) перемещения изображений визируемых оптических ориентиров на матричном приемнике ГСН, на котором строки размещают поперек, а столбцы - вдоль связанной продольной оси ЛА. Модуль угла крена γ определяют по формуле

где Δ_ti - номер столбца с изображением визируемого ориентира в момент времени t_i,

Δ_ti - номер столбца с изображением того же самого визируемого

ориентира в момент времени t_j, t_i>t_j,

k - технологический коэффициент.

Модуль угловой скорости крена определяют по формуле

Модуль углового ускорения определяют по формуле

Технологический коэффициент k между величиной угла крена ЛА (или его части) и перемещением по номерам столбцов изображения визируемого ориентира на матричном приемнике ГСН определяют по формуле

где δ - угол обзора матричного приемника ГСН поперек связанной продольной оси ЛА,

∑ - количество столбцов матричного приемника ГСН.

Принципиальная схема матричного приемника ГСН, реализующего работу (функционирование) по данному способу, - визирующего условно «неподвижные» местные оптические ориентиры в момент времени t_j и t_i - представлена на фиг.1 и 2 соответственно. Приняты обозначения:

1 - матричное изображение оптического ориентира №1 (например, 2×2 счетных элемента матричного приемника ГСП),

2 - матричное изображение оптического ориентира №2 (например, 2×1 счетных элемента матричного приемника),

3 - матричное изображение оптического ориентира №3 (например, 1×1 счетный элемент матричного приемника),

4 - фактический контур изображения оптического ориентира на матричном приемнике ГСН.

Для предлагаемого технического решения характерны следующие особенности. При движении скоростного ЛА (PC) по баллистической (без скольжения и заметного ветрового сноса) траектории планово-перспективный или плановый матричный приемник ГСН фиксирует контрастные оптические ориентиры (характерные пятна); например в момент времени t_j в поле зрения ГСН зафиксировано три ориентира (фиг.1, поз. 1, 2, 3) размерностью, соответственно (строки × столбцы), 2×2, 2×1, 1×1 элемент разрешения матричного приемника. При этом фактический контур поз. 4 (фиг.1, 2) оптического ориентира в соответствии с тем или иным принятым алгоритмом математической обработки определяет размерность (количество и конфигурацию счетных элементов) матричного изображения.

В тактовый момент t_i, (t_ij>t_j) в поле зрения ГСН скоростного ЛА (PC) будет уже другая "картинка": предположим, из трех зафиксированных в момент t_j ориентиров (фиг.1) в момент времени t_ij, остался неизменным - для алгоритма обработки изображения - всего один ориентир №2 (фиг.2, поз.2). Этого достаточно для реализации заявленного способа ориентирования по крену ЛА (PC) или какой-либо части ЛА. При этом минимальный тактовый интервал t_j-t_i должен удовлетворять условию быстродействия, обеспечивающему - с учетом реальных инерционных характеристик ЛА (PC) или его части по каналу крена - надежный устойчивый контроль перемещения характерных оптических ориентиров по номерам столбцов матричного приемника ГСН (например, перемещение ориентира поз. 2 из столбца Δ_tj в столбец Δ_ti - см. фиг.2).

Для "больших" размерностей матричного изображения ориентира допускается его преобразование, например, в "точку" ("центр тяжести" контура, "характерный угол (пиксель)" и т.п.) или отрезок контура изображения.

Реализация предложенного способа ориентирования ЛА (PC) с оптической ГСН по крену позволит упразднить специализированные аппаратурные блоки, применив для решения данной задачи штатные ГСН с планово-перспективным (или, если позволяет диапазон прокачки визирного устройства ГСН, чисто плановым) широкоугольным матричным приемником оптического излучения. При этом обеспечивается задействование (штатная работа) ГСН не только на завершающем участке траектории вблизи цели, но и по всей трассе баллистического полета ЛА (PC).

Таким образом, данное техническое решение позволяет существенно улучшить показатель "эффективность - стоимость", особенно для недорогих ЛА (PC), выпускаемых большими сериями.

1. Способ ориентирования по крену летательного аппарата с оптической головкой самонаведения или его части при движении по баллистической траектории, включающий визирование головкой самонаведения ориентиров подстилающей поверхности, отличающийся тем, что в матричном приемнике головки самонаведения его столбцы располагают вдоль связанной продольной оси летательного аппарата, строки - поперек данной продольной оси и столбцов, знак крена определяют по направлению прямого или обратного последовательного по номерам столбцов перемещения изображения не менее чем одного визируемого ориентира, а модуль угла крена γ определяют по формуле

где Δ_ti - номер столбца с изображением визируемого ориентира в момент времени t_i;

Δ_tj - номер столбца с изображением того же визируемого ориентира в момент времени t_j, t_i>t_j;

k - технологический коэффициент.

2. Способ ориентирования по крену летательного аппарата с оптической головкой самонаведения или его части по п.1, отличающийся тем, что модуль угловой скорости крена определяют по формуле

3. Способ ориентирования по крену летательного аппарата с оптической головкой самонаведения или его части по п.2, отличающийся тем, что модуль углового ускорения крена определяют по формуле

4. Способ ориентирования по крену летательного аппарата с оптической головкой самонаведения или его части по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что указанный технологический коэффициент k определяют по формуле

где δ - угол обзора матричного приемника головки самонаведения поперек связанной продольной оси летательного аппарата,

Σ - количество столбцов матричного приемника головки самонаведения.