Способ наведения управляемой ракеты

Способ включает совмещение стабилизированной линии визирования с целью, запуск управляемой ракеты и ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений по высоте и направлению управляемой ракеты от линии визирования, передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам. Стабилизированную линию визирования юстируют с оптической осью координатора управляемой ракеты, измеряют вызванные маневрированием носителя углы крена измерительных осей поля зрения координатора, формируют команду управления по высоте как сумму произведений отклонения управляемой ракеты по высоте на косинус угла крена и отклонения управляемой ракеты по курсу на синус угла крена. Команду управления по направлению формируют как разность произведений отклонения управляемой ракеты по направлению на косинус угла крена и отклонения управляемой ракеты по высоте на синус угла крена. На время захвата управляемой ракеты периодически уменьшают яркость прицельной марки стабилизированной линии прицеливания до 60% от первоначального уровня и исключают из команд управления составляющие, частота которых превышает 1,5 Гц. Технический результат - повышение эффективности наведения 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 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. 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, «Комплекс вооружения танка - Т-64Б. Материалы учебного пособия, М., ВАБТВ, 1977, С.8-51). 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, запуск управляемой ракеты и ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений по высоте и направлению управляемой ракеты от линии визирования в процессе ее полета, 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 боевых ситуациях и др.

Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость относительно продолжительного по времени удержания линии прицеливания на цели, отсутствие объективной информации о наличии захвата управляемой ракеты и моменте ее подлета к цели, отсутствие информации о текущем (а в ряде случаев и о начальном) процессе управления ракетой, колебания прицельной марки относительно цели, вызываемые дополнительными угловыми колебаниями поля зрения оператора в плоскости крена, вызванные маневрированием носителя, 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. Особую опасность представляют ошибки в автоматическом формировании и передаче на ракету команд управления, возникающие из-за отсутствия измерения и учета при их формировании угловых колебаний в плоскости крена. При стрельбе в режиме «с превышением» это может привести к выходу ракеты из информационно-управляющей области и ее потере.

В прототипе информация о положении управляемой ракеты и о командах управления не соответствует реальным процессам. Поэтому при стрельбе управляемой ракетой с движущегося носителя точность наведения управляемой ракеты резко снижается, особенно при стрельбе на максимальные дальности. В случаях лучевого управления дополнительно нарушается постоянство энергетических и динамических характеристик (см., например, А.С. Белоновский. Военная электроника и автоматика. М.: Изд. ВАБТВ, 1984, с.153-159). Таким образом, маневрирование носителя во время полета управляемой ракеты приводит к нарушению соответствия положений управляемой ракеты на траектории и в информационно-управляющей зоне (в плоскости, перпендикулярной к траектории полета ракеты).

В результате перечисленных недостатков остаются значительными ошибки совмещения линии прицеливания с целью, ошибки формирования команд управления, увеличиваются помехи из-за дополнительных (высокочастотных) колебаний прицельной марки, 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.

Решение указанной задачи достигается тем, что в известном способе наведения управляемой ракеты, включающем формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, запуск управляемой ракеты и ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений по высоте и направлению управляемой ракеты от линии визирования в процессе ее полета, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам, юстируют стабилизированную линию визирования с оптической осью координатора управляемой ракеты, измеряют вызванные маневрированием носителя углы крена измерительных осей поля зрения координатора, формируют команду управления по высоте как сумму произведений отклонения управляемой ракеты по высоте на косинус угла крена и отклонения управляемой ракеты по курсу на синус угла крена, а команду управления по направлению формируют как разность произведений отклонения управляемой ракеты по направлению на косинус угла крена и отклонения управляемой ракеты по высоте на синус угла крена, при этом на время захвата управляемой ракеты системой наведения периодически уменьшают яркость прицельной марки стабилизированной линии прицеливания до 60% от первоначального уровня и исключают из команд управления составляющие, частота которых превышает 1,5 Гц.

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, существенных признаков: формирования и юстировки с линией прицеливания информационной области управления ракетой, связанной с ее координатором; измерения и учета угловых колебаний в плоскости крена измерительных осей поля зрения координатора, уменьшения яркости прицельной марки и фильтрации команд управления от высокочастотных составляющих (превышающих 1,5 Гц).

Реализация предлагаемого способа происходит следующим образом. Формируют стабилизированную линию прицеливания. Производят ее юстировку с оптической осью координатора. Совмещают линию прицеливания с целью, воздействуя на органы управления системы наведения. Одновременно с движением линии прицеливания перемещают и пусковую установку (ствол орудия - пусковой установки) с размещенной на ней (в нем) 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 (в прототипе - оптическую ось координатора) и устанавливают (при необходимости) 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.

После захвата управляемой ракеты системой наведения производят измерение ею отклонений по высоте и направлению управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе всего ее полета. Одновременно измеряют вызванные маневрированием носителя углы крена измерительных осей поля зрения координатора, формируют команду управления по высоте как сумму произведений отклонения управляемой ракеты по высоте на косинус угла крена и отклонения управляемой ракеты по курсу на синус угла крена, а команду управления по направлению формируют как разность произведений отклонения управляемой ракеты по направлению на косинус угла крена и отклонения управляемой ракеты по высоте на синус угла крена. То есть, команды управления определяются выражениями:

К_в=И_вcosγ_п+И_кsinγ_п,

К_к=И_кcosγ_п+И_вsinγ_п,

где К_в и К_к - команды управления по высоте и курсу,

И_в и И_к - сигналы управления по высоте и курсу,

γ_п - угол поля зрения измерительных осей поля зрения координатора. Сформированные команды автоматически передают на ракету, где в соответствии с ними производят выработку и подачу на органы управления ракетой соответствующих сигналов.

При этом, на все время захвата управляемой ракеты системой наведения периодически уменьшают яркость прицельной марки стабилизированной линии прицеливания до 60% от первоначального уровня и исключают из команд управления составляющие, частота которых превышает 1,5 Гц.

Уменьшение яркости производят с целью: уменьшения помех, повышенных из-за угловых колебаний (вибраций) в плоскости крена; повышения достоверности информации о процессах управления (наличия и отсутствия захвата управляемой ракеты) и надежности слежения за целью. Фильтрация составляющих команд с частотой более 1,5 Гц вызвана тем, что операторы, как правило, не могут ее отслеживать.

Эти меры обеспечивают уменьшение влияния световых помех, а также постоянство переходных процессов при маневрировании управляемой ракеты относительно линии прицеливания (при стрельбе с отклонением траектории управляемой ракеты от линии прицеливания). Введение этих признаков является необходимым. В случаях плохой видимости, действия световых 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.

При потере захвата управляемой ракеты, связанной с окончанием процесса наведения из-за поражения цели или потерей управляемой ракеты, восстанавливают начальные условия.

При последующем пуске реализация способа происходит аналогично.

Применение предлагаемого способа наведения управляемых ракет позволяет практически без существенного изменения его характеристик осуществить (посредством измерения угловых колебаний в плоскости крена и коррекции команд управления ракетой) возможность компенсации действия внешних возмущений, вызывающих ошибочное формирование команд управления и ухудшение условий наведения, а также действия световых помех. Это позволяет существенно повысить точность стрельбы управляемыми ракетами. Так, например, компенсация ошибок формирования команд управления и действия световых помех из-за вибрации прицельной марки позволяет на 10-15% повысить вероятность попадания управляемой ракетой при стрельбе по танку типа «Леопард».

Кроме того, периодическое изменение яркости прицельной марки линии прицеливания позволяет информировать операторов о моменте захвата управляемой ракеты, его продолжительности и моменте исчезновения, что позволяет исключить потери времени при оценке результатов стрельбы и ускорить производство последующих пусков. Благодаря этому, по сравнению с прототипом, достоверность способа повысилась на 2-3 с, что на такое же время позволяет ускорить принятие решения.

Способ наведения управляемой ракеты на цель, включающий формирование стабилизированной линии визирования и совмещение ее с целью, запуск управляемой ракеты и ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений по высоте и направлению управляемой ракеты от линии визирования в процессе ее полета, 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 юстируют стабилизированную линию визирования с оптической осью координатора управляемой ракеты, измеряют вызванные маневрированием носителя углы крена измерительных осей поля зрения координатора, формируют команду управления по высоте как сумму произведений отклонения управляемой ракеты по высоте на косинус угла крена и отклонения управляемой ракеты по курсу на синус угла крена, а команду управления по направлению формируют как разность произведений отклонения управляемой ракеты по направлению на косинус угла крена и отклонения управляемой ракеты по высоте на синус угла крена, при этом на время захвата управляемой ракеты системой наведения периодически уменьшают яркость прицельной марки стабилизированной линии прицеливания до 60% от первоначального уровня и исключают из команд управления составляющие, частота которых превышает 1,5 Гц.