Способ наведения управляемой ракеты

Способ включает совмещение стабилизированной линии прицеливания с целью, измерение отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания, передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам. Формируют и юстируют с линией прицеливания информационную область управления ракетой и устанавливают ее начальные угловую расходимость γ₀ относительно ее продольной оси и начальный угол возвышения φ₀ относительно линии прицеливания в соответствии с выражениями, приведенными в формуле изобретения. Измеряют после захвата ракеты время ее движения, вызванные маневрированием носителя его скорость, время движения, курсовые углы движения относительно цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Изменяют угловую расходимость и угол возвышения информационной области управления ракетой в соответствии с выражениями, приведенными в формуле изобретения, и при потере захвата управляемой ракеты восстанавливают начальные угловую расходимость γ₀ и угол возвышения φ₀. Технический результат - повышение эффективности наведения управляемой ракеты путем повышения помехоустойчивости визуального канала, точности наведения управляемой ракеты и введения дополнительной информации о параметрах процесса наведения управляемой ракеты в цель.

 

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способам наведения управляемых ракет, в частности, устанавливаемых в составе противотанковых ракетных комплексов (ПТРК) управляемого ракетного вооружения как на наземных установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др. Наведение ракет в процессе их полета позволяет существенно повысить эффективность стрельбы комплексов вооружения сухопутных войск, в боекомплекты которых включены управляемые ракеты. В настоящее время известны различные способы наведения управляемых ракет. От эффективности способа их наведения зависит и эффективность комплекса вооружения боевой машины в целом.

Известен способ наведения противотанковых управляемых ракет (ПТУР) 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: французские SS-10, SS-11, SS-12, «Энтак», английские «Виджилент», «Малкара», западногерманская «Кобра», шведская «Бантам», швейцарская «Москито-64», отечественные «Шмель», «Фаланга», «Малютка» и др.

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 непоражаемой 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. Отсутствует объективная информация о текущем удалении управляемой ракеты от цели и моменте достижения управляемой ракетой плоскости цели, что вызывает напряженность оператора. Оператор испытывает также 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, размеры в 600-700 м.

Известен также способ наведения управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 «Кобра» (см., например, «Танк - Т-80Б. ТО и ИЭ». Книга первая. - М.: Воениздат, 1984, С.95-127). Этот способ по технической сути и существенным признакам является наиболее близким к заявляемому и принят за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом предлагаемого способа. Способ наведения управляемой ракеты комплекса 9К112-1 «Кобра» включает формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, измерение системой наведения отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета после запуска и захвата, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам.

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 сигналов 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;

облегчение отбора операторов, упрощение процесса и уменьшение стоимости обучения.

Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость относительно продолжительного по времени удержания линии прицеливания на цели, отсутствие объективной информации о моменте подлета к ней управляемой ракеты, отсутствие информации о текущем (а в ряде случаев и о начальном) удалении управляемой ракеты от цели приводят к возникновению напряженности оператора и опасности потери управляемой ракеты, особенно при появлении в поле зрения оператора световых или пыледымовых помех, часто вызывающих потерю видимости цели и прицельной марки, при действии на управляемую ракету в полете воздушных потоков (бокового ветра, восходящих потоков воздуха), при отсутствии или несовершенстве алгоритма компенсации веса ракеты и др. В случае наличия на борту ракеты источника излучения, необходимого для образования световой обратной связи и замкнутого контура управления, слежение за целью затрудняется еще в большей степени из-за создания наводчику мощной световой помехи, совпадающей, как правило, с линией прицеливания.

В прототипе информация о положении управляемой ракеты и о командах управления принимается и передается по каналам с неизменными параметрами (поле зрения координатора, поле зрения прицела и др.), что не обеспечивает их достаточную помехозащищенность, особенно при стрельбе на максимальные дальности. В случаях лучевого управления нарушается постоянство энергетических и динамических характеристик (см., например, А.С.Беленовский. Военная электроника и автоматика. - М.: Изд. ВАБТВ, 1984, с.153-159).

Маневрирование носителя во время полета управляемой ракеты приводит к нарушению соответствия положений управляемой ракеты на траектории в продольном направлении и в информационной области (в частности, в плоскости, перпендикулярной к траектории полета ракеты) управления.

Информационной областью управления ракетой в системах наведения считается пространство, в котором возможны определение координат ракеты, измерение ее отклонения от заданного положения и передача на нее команд управления (в прототипе - совместное пространство поля зрения координатора и радиолуча управления, в лучевых системах - информационный луч управления). В командных системах наведения информационные области управления характеризуются наличием измерительной и командной систем координат и возможностью определения их положения относительно вертикали и горизонтали. Их несовпадение в плоскости крена приводит к появлению углов «скручивания координат». В аналогах и прототипе пуск ракеты может происходить при одном угле «скручивания», а захват и дальнейшее управление - при другом, что отрицательно влияет на динамику управления. Кроме того, часто изменяемым параметром информационных областей является угол их поля зрения (угол расходимости), определяющим надежность захвата и динамику управления. Совместное действие этих характеристик информационных областей в значительной степени определяет устойчивость систем наведения.

В результате перечисленных недостатков остаются значительными ошибки совмещения линии прицеливания с целью, действие помех, что приводит к промаху или потере ракеты, постоянной напряженности оператора и снижению эффективности стрельбы управляемой ракетой.

Задачей настоящего изобретения является повышение эффективности наведения управляемой ракеты путем повышения помехоустойчивости визуального канала, точности наведения управляемой ракеты и введения дополнительной информации о параметрах процесса наведения управляемой ракеты в цель.

Указанная цель достигается тем, что в известном способе наведения управляемой ракеты, включающем формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, измерение системой наведения отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета после запуска и захвата, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам, формируют и юстируют с линией прицеливания информационную область управления ракетой и устанавливают ее начальные угловую расходимость γ₀ относительно ее продольной оси и начальный угол возвышения φ₀ относительно линии прицеливания в соответствии с выражениями γ₀=arctg (R_зад/Д_захв), φ₀=arctg (Н_зад/Д_захв), где γ₀ и φ₀ - начальные соответственно угловая расходимость и угол возвышения информационной области управления ракетой (рад), R_зад - заданный радиус информационной области управления ракетой в зоне ее нахождения (м), Н_зад - заданная высота полета управляемой ракеты над линией прицеливания (м), Д_захв - дальность захвата управляемой ракеты (м), измеряют после захвата управляемой ракеты время ее движения, вызванные маневрированием носителя его скорость, время движения, курсовые углы движения относительно цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях, изменяют угловую расходимость и угол возвышения информационной области управления ракетой в соответствии с выражениями

где γ_т - текущая угловая расходимость информационной области управления ракетой (рад), φ_т - текущий угол возвышения информационной области управления ракетой (рад), V_yp и t_yp - скорость и время движения управляемой ракеты после ее захвата системой наведения (соответственно: м/с и с), + V_н - линейная скорость носителя при его движении от управляемой ракеты (м), - V_н - линейная скорость носителя при его движении к управляемой ракете (м), t_н - время движения носителя с момента захвата управляемой ракеты (с), g_г - курсовой угол носителя в горизонтальной плоскости (рад), g_в - курсовой угол носителя в вертикальной плоскости (рад), и при потере захвата управляемой ракеты восстанавливают начальные угловую расходимость γ₀ (рад) и угол возвышения φ₀(рад).

Введение новых существенных признаков обеспечивает повышение помехоустойчивости визуального канала оператора и повышение точности наведения управляемой ракеты в цель. Это достигается прежде всего за счет ввода дополнительных признаков: формирования и юстировки с линией прицеливания информационной области управления ракетой, установки ее начальных угловой расходимости γ₀ и угла возвышения φ₀, измерения после захвата управляемой ракеты времени ее движения, скорости, времени движения, курсовых углов движения носителя и изменения с их учетом угловой расходимости и угла возвышения информационной области управления ракетой.

Реализация предлагаемого способа происходит следующим образом. Совмещает линию прицеливания с целью, воздействуя на органы управления системы наведения. Одновременно с движением линии прицеливания перемещают и пусковую установку с размещенной на ней управляемой ракетой. Определяют и вводят в систему наведения (при необходимости с помощью дополнительного счетно-решающего устройства) значение дальности захвата управляемой ракеты Д_захв. Эти данные получают из паспортных данных или путем обработки статистических данных в процессе испытаний новых управляемых ракет. Формируют и юстируют с линией прицеливания информационную область управления ракетой и устанавливают ее начальные угловую расходимость γ₀ относительно ее продольной оси и начальный угол возвышения φ₀ относительно линии прицеливания. Способы и средства формирования и юстировки информационных областей известны как для командных, так и лучевых систем наведения (см., например, А.С.Белоновский. Военная электроника и автоматика. - М.: Изд. ВАБТВ, 1984, с.153-159). Устанавливают начальную угловую расходимость информационной области управления ракетой таким образом, чтобы в плоскости захвата ракеты радиус зоны (луча) информационной области (плоскости, перпендикулярной траектории ракеты) управления R_зад обеспечивал бы оптимальность энергетических и динамических характеристик системы наведения. Устанавливают начальный угол возвышения информационной области управления ракетой таким образом, чтобы в плоскости захвата обеспечивалась бы заданная высота полета управляемой ракеты Н_зад.

После запуска управляемой ракеты производят ее захват системой наведения и вывод на линию прицеливания. Захват управляемой ракеты в прототипе осуществляется благодаря установке на ракету источника светового излучения, а в лучевых системах наведения захват обеспечивается устройством захвата, расположенным на борту управляемой ракеты. Вывод управляемой ракеты на линию прицеливания, как правило, производится автономно, по определенной программе, и в выработке дополнительных команд управления на этом участке практической необходимости нет.

Измеряют время движения управляемой ракеты, линейную скорость и время движения носителя, его курсовые углы в горизонтальной и вертикальной плоскостях. При этом линейную скорость носителя при его движении от управляемой ракеты берут со знаком «+», а при движении к управляемой ракете - со знаком «-». Изменяют угловую расходимость и угол возвышения информационной области управления ракетой в соответствии с выражениями (1) и (2). В этом случае обеспечивается постоянство радиуса информационного поля управления ракетой (в плоскости нахождения управляемой ракеты, перпендикулярной к траектории ее полета) в течение всего времени ее полета, а вместе с этим обеспечивается и постоянство энергетических и динамических характеристик системы наведения. То есть обеспечение постоянства размеров поля управления, связанного с ракетой, обеспечивает стабильность энергетических и динамических характеристик системы наведения.

Значение высоты полета управляемой ракеты также поддерживается постоянной, обеспечивая уменьшение образования световых и пыледымовых помех, а также постоянство переходных процессов при маневрировании управляемой ракеты относительно линии прицеливания. Введение этого признака является необходимым. В случаях плохой видимости, действия световых и пыледымовых помех вдоль линии прицеливания между прицельной маркой и целью, а также в случае одинаковых яркостей цели и прицельной марки оператор теряет истинное положение линии прицеливания и не может точно удерживать центральную прицельную марку на цели. В результате этого между ними появляются дополнительные рассогласования (ошибки наводки), которых оператор не видит и устранить не может. Следовательно, эффективность стрельбы снижается. Чтобы этого не допустить, и вводятся дополнительные признаки, связанные с заданием и изменением угла возвышения информационной области управления ракетой.

При потере захвата управляемой ракеты, связанной с окончанием процесса наведения из-за поражения цели или потерей управляемой ракеты, восстанавливают начальные угловую расходимость γ₀ и угол возвышения φ₀.

При последующем пуске реализация способа происходит аналогично.

Применение предлагаемого способа наведения управляемых ракет позволяет практически без существенного изменения его характеристик осуществить (посредством повышения высоты полета управляемой ракеты) возможность компенсации действия внешних возмущений, прежде всего световых и пыледымовых помех. Это позволяет существенно повысить точность стрельбы управляемыми ракетами. Так, например, компенсация действия световых помех, экранирующих центральную прицельную марку, позволяет на 10-15% повысить вероятность попадания управляемой ракетой при стрельбе по танку типа «Леопард».

Способ наведения управляемой ракеты, включающий формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, измерение системой наведения отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета после запуска и захвата, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам, отличающийся тем, что формируют и юстируют с линией прицеливания информационную область управления ракетой и устанавливают ее начальные угловую расходимость γ₀ относительно ее продольной оси и начальный угол возвышения φ₀ относительно линии прицеливания в соответствии с выражениями γ₀=arctg(R_зaд/Д_захв), φ₀=arctg(Н_зад/Д_захв), где γ₀ и φ₀ - начальные соответственно угловая расходимость и угол возвышения информационной области управления ракетой, R_зад - заданный радиус информационной области управления ракетой в зоне ее нахождения, Н_зад - заданная высота полета управляемой ракеты над линией прицеливания, Д_захв - дальность захвата управляемой ракеты, измеряют после захвата управляемой ракеты время ее движения, вызванные маневрированием носителя его скорость, время движения, курсовые углы движения относительно цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях, изменяют угловую расходимость и угол возвышения информационной области управления ракетой в соответствии с выражениями
γ_т=R_зaд/(Д_захв+V_урt_ур±V_нt_нcosg_гcosg_в),
φ_т=Н_зад/(Д_захв+V_урt_ур±V_нt_нcosg_гcosg_в),
где γ_т - текущая угловая расходимость информационной области управления ракетой, φ_т - текущий угол возвышения информационной области управления ракетой, V_ур и t_ур - скорость и время движения управляемой ракеты после ее захвата системой наведения, +V_н - линейная скорость носителя при его движении от управляемой ракеты, - V_н - линейная скорость носителя при его движении к управляемой ракете, t_н - время движения носителя с момента захвата управляемой ракеты, g_г - курсовой угол носителя в горизонтальной плоскости, g_в - курсовой угол носителя в вертикальной плоскости, и при потере захвата управляемой ракеты восстанавливают начальные угловую расходимость γ₀ и угол возвышения φ_о.