Способ коррекции траектории снарядов реактивных систем залпового огня

Изобретение относится к артиллерийскому вооружению и более конкретно к снарядам систем залпового огня. Перед выстрелом в устройство управления снарядом вводят данные для выполнения команд управления, угол возвышения α. С помощью встроенного таймера, с момента выстрела, регистрируют время полета. По заданному алгоритму в установленные моменты времени выполняют операции управления и коррекции. В зоне полета снаряда непрерывно измеряют и фиксируют в функции времени давление и температуру воздуха, фиксируют момент времени t, при котором прекращает работать реактивный двигатель снаряда. С учетом давления и температуры воздуха в зоне полета снаряда вычисляют параметры полета. Определяют фактическую траекторию полета снаряда. С помощью вычислительного устройства формируют команды на устройства управления полетом снаряда. Тем самым выполняют коррекцию траектории движения и сокращают эллипс разброса снарядов по дальности. 1 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

 

Изобретение относится к артиллерийскому вооружению и более конкретно к снарядам систем залпового огня.

Реактивные системы залпового огня (РСЗО) остаются одним из самых востребованных видов вооружений в большинстве армий мира, в том числе, и в Российской армии. Как известно основным недостатком РСЗО является значительное рассеивание снарядов. Разработчики этих систем стремятся снабжать боеприпасы различными навигационными устройствами для проведения коррекции движения снарядов на траектории, с целью снижения эллипса рассеивания снарядов. При этом в снаряд перед выстрелом, в качестве полетного задания, закладывается алгоритм функционирования снаряда на траектории, а именно, закладывается время отстрела двигателя, время включения тормозов и прочее (НПО ПРОГРЕСС, изделие ГЛИССАДА-БЗМ - http://www.mriprogress.ru/_files/G6.pdf).

Однако эти системы не позволяют надежно выполнять коррекцию из-за воздействия внешних условий и воздействия искусственных и естественных помех, что приводит к неточной установке времени срабатывания. Кроме того, применяемые навигационные системы не позволяют точно измерять скорость снаряда.

Предлагаемое техническое решение свободно от этих недостатков, так как предлагаемая навигационная система не связана с внешними устройствами и учитывает состояние атмосферы в зоне полета снаряда.

Описание технического решения поясняется схемой, которая приведена на фиг.1 и таблицей 1.

Фиг.1. Схема движения реактивного снаряда РСЗО: буквами О-А-В-С- D обозначена траектория движения снаряда; α - угол возвышения орудия при стрельбе; V0 - скорость движения снаряда в момент выключения реактивного двигателя; h1 - высота, на которой реактивный двигатель прекращает работать; t1 - время полета снаряда с работающим двигателем; S1 - дальность, на которую пролетел снаряд с работающим реактивным двигателем; t2 - время полета снаряда с момента выключения двигателя до достижения снарядом максимальной высоты; S2 - дальность, на которую пролетел снаряд с момента выключения реактивного двигателя до достижения им максимальной высоты hmax; Sp - расчетные дальности, которые определяются алгоритмом управления снаряда; tp - расчетные времена; h, t и S - координаты соответственно высоты, времени и дальности. Таблица 1.

Для объяснения предлагаемого технического решения проведем анализ схемы, приведенной на фиг. 1. Цель анализа - получение аналитических соотношений для описания закономерностей состояния снаряда на различных высотах траектории. При этом проанализируем изменение давления, температуры и плотности воздуха в зоне движения снаряда. Определим характерные точки на различных участках движения и предложим аналитические соотношения, которые могут быть использованы для выполнения коррекции движения снаряда для уменьшения эллипса рассеивания снарядов. Траектория снаряда обозначена буквами O-A-B-C-D.

На участке О-А (активный участок траектории) снаряд движется под действием реактивной тяги двигателя. Данный участок с определенными допущениями можно считать линейным, при котором снаряд движется под углом α к горизонту. В точке А (на высоте от поверхности местности h1) активный участок заканчивается и далее снаряд движется, подчиняясь законам движения тела, брошенного под углом α к горизонту со скоростью V0. Рассмотрим участок А-В-С. На этом участке снаряд будет двигаться по параболе, пройдя точку В, соответствующую максимальной высоте подъема снаряда (hmax). Рассматриваемый участок траектории снаряда находится на значительной высоте от поверхности земли (километры). Как известно в этой зоне плотность ρ воздуха существенно ниже, чем вблизи поверхности, например, на высоте 6 километров она более чем в два раза меньше. В таблице 1 приведены данные, показывающие, как изменяется плотность воздуха с высотой.

Как известно плотность воздуха ρ является одним из основных факторов, влияющим на сопротивление движению снаряда. Силу лобового сопротивления D, оказываемого движению снаряда в воздухе можно оценить с помощью известного соотношения:

где ρ - плотность воздуха, S - площадь поперечного сечения снаряда, ν - скорость движения, a CD(M) - безразмерная функция числа Маха (равного отношению скорости снаряда к скорости звука в среде, в которой движется снаряд), называемая коэффициентом лобового сопротивления. Как видно из (1) сила лобового сопротивления пропорциональна плотности воздуха ρ.

В связи с тем, что на высоте плотность воздуха существенно меньше, чем в приповерхностных слоях, для упрощения расчетов воспользуемся соотношениями для описания траектории тела, брошенного под углом к горизонту, как при движении в вакууме. Хотя на практике это далеко не так. На практике путем отстрелов могут быть получены уточняющие коэффициенты.

Для тела, брошенного под углом α к горизонту с начальной скоростью V0 максимальную высоту подъема h можно оценить с помощью известного соотношения:

где g - ускорение свободного падения, t - время подъема тела.

Тогда на рассматриваемом участке траектории А-В-С высоту Δh (см. фиг.1) можно определить из соотношения:

где t2 - время, за которое снаряд переместился из точки А в точку В. Символ t в параметре высоты показывает, что высота определена на основе данных измерения величины времени t2.

Для определения этого времени t2 воспользуемся данными по измерению давления Р в зоне снаряда, например, в точках А (PA) и С (PC). Эти точки находятся на одной и той же высоте, и давления в них должны быть одинаковы, т.е. PA=PC. С помощью миниатюрного датчика для измерения давлений представляется возможным получить характеристики давления в виде электрического напряжения U. Например, с помощью датчика абсолютного давления серии Board Mount Trustability.

С помощью таймера, установленного в снаряде в реальном масштабе времени определяется время t1 при котором давление в точке А равно PA и t3, при котором давление равно PC. Тогда промежуток времени t2 можно определить из соотношения:

Подставив полученное значение t2 в соотношение (3), можно вычислить высоту Δh.

Кроме того, при известном значение угла α можно вычислить значение скорости V0 в точке А, с помощью известного соотношения:

Значение этой скорости можно использовать для определения дальности полета снаряда в каждый момент времени. При этом необходимо использовать различные математические формулы, полученные эмпирическим путем для конкретных снарядов с учетом сопротивления воздуха.

Для определения фактической дальности полета снаряда необходимо знать конкретные высоты h1, hmax, разность высот Δh и горизонтальную скорость снаряда VS. Знание высот и расстояний позволит определить времена, соответствующие нахождению снаряда в расчетных точках. Дальности, при которых должны выполняться конкретные функции снарядом рассчитываются и вводятся перед выстрелом в вычислительное устройство снаряда. Одновременно со значениями нужных дальностей в вычислительное устройство снаряда должно вводиться значение угла α.

В соответствии с закономерностями, известными для тела брошенного под углом к горизонту, на участке траектории A-B-C-D горизонтальную скорость снаряда VS можно определить из соотношения:

Это соотношение не учитывает сопротивление воздуха. Для точного определения величины VS необходимо вводить поправочные коэффициенты, которые определяются эмпирически при составлении таблиц стрельбы. Однако для прослеживания методологии расчета параметров движения формула (6) вполне может быть применима.

Для определения высот воспользуемся данными измерения давлений в начальной точке траектории О (PO), в точке А (PA) на высоте h1 ив точке В (PB) на высоте hmax. А для вычисления значений высот по величине давления воспользуемся так называемой барометрической формулой, которая имеет вид:

где Р - атмосферное давление на высоте h, P0 - атмосферное давление на высоте h0, М - молярная масса воздуха, g - ускорение свободного падения, R - универсальная газовая постоянная, Т- температура воздуха.

Для определения разности высот Ah (см. фиг.1) эта формула будет иметь вид:

где Ра - атмосферное давление на высоте hi, Рв- атмосферное давление на высоте hmax, М - молярная масса воздуха, g - ускорение свободного падения, Rc - универсальная газовая постоянная, Тс - средняя температура воздуха на высотах h1 и hmax (М=29 грамм/моль, Rc=8,31 Джоуль/моль*К, g=9,81 м/с2). Символ р в параметре высоты показывает, что высота определена на основе данных измерения величины давления р.

А для определения разности высот между точками О и В (определение hmax) эта формула будет иметь вид:

где - Tc2 - средняя температура воздуха на высотах h0 и hmax.

Разность высот между точками О и А (определение h1) можно определить из соотношения:

где - Tc1 - средняя температура воздуха на высотах h0 и h1.

При измерении давлений с помощью датчиков давления проводится фиксация напряжения U в цепи пьезорезистивного элемента, являющегося основным компонентом датчика давления. Элемент развивает на выходе напряжение U, прямо пропорциональное приложенному давлению Р и имеет очень высокие показатели линейности, повторяемости, воспроизводимости, чувствительности и отношения сигнал/шум. Одна пара выводов датчика служит для подачи напряжения питания, а со второй снимается разность потенциалов U, линейно зависящая от напряжения питания (пропорциональный выход) и приложенного давления (усилия).

Из соотношений (8)-(10) видно, что для определения высот используется натуральный логарифм отношения давлений, что при отмеченной выше линейной связи давления с напряжением, позволяет в эти соотношения вместо значений давлений подставлять соответствующие значения напряжений, а именно, вместо PO⇒UO, вместо PA⇒UA, вместо PB⇒UB, где UO, UA UB - напряжения на выходе датчика давления в точках О, А, В соответственно.

Кроме того, использование в расчетах отношения напряжений существенно снижает требования к метрологическим характеристикам конкретного датчика давления, так как ошибка измерения давления (напряжения) для конкретного датчика одинакова в разных точках.

Как видно из формул для определения высот, в них входит параметр T, характеризующий температуру воздуха в зоне измерения. Из таблицы 1 видно, что температура воздуха с ростом высоты (в зоне полета снарядов) падает. Для точного определения высот по величине давления в снаряд устанавливается малогабаритный полупроводниковый датчик температуры.

С целью повышения точности измерения высот при отсутствии калибровки датчиков давления можно ввести поправочный коэффициент k. Этот коэффициент предлагается определять на основе применения расчета высоты по формулам для свободно падающего тела, как, по-видимому, наиболее точного, и расчета на основании измерения давлений. Выше приведены данные для определения высоты Δh с помощью соотношений (3) и соотношения (8). На основе этого предлагается определять поправочный коэффициент k, исходя из соотношения:

С учетом вышеизложенного, в данные расчета высот по формулам (8)-(10) необходимо ввести коэффициент, определяемый из соотношения (11).

На практике для выполнения боевой задачи необходимо обеспечивать снарядом выполнение заданной функции на установленных расстояниях от точки выстрела. На фиг. 1 некоторые из этих функций обозначены, и для них проставлены расстояния. Команды управления от вычислительного устройства снаряда будут происходить через вычисленные промежутки времени в соответствии с алгоритмом расчета, заложенным в память снаряда перед выстрелом в виде полетного задания.

Приведем ряд соотношений для вычисления различных расстояний.

Расстояние S1, пройденное снарядом под действием силы тяги реактивного двигателя, определим с помощью соотношения:

Расстояние S2 определим с помощью соотношения:

Для схемы, приведенной на фиг. 1 расстояние S3=S2.

Минимальное время падения снаряда Tn с высоты hmax можно оценить с помощью соотношения:

Максимальное время падения можно определить путем подстановки поправочных коэффициентов в соотношение (14), которые будут учитывать сопротивление воздуха ƒ А величину сопротивления можно оценить на основе измерения давления воздуха в конкретной зоне полета снаряда. С помощью соотношения

где ƒ - эмпирический коэффициент, который учитывает влияние сопротивление воздуха на высоте нахождения снаряда (определяется по величине давления воздуха на высоте нахождения снаряда), Sp - расчетная дальность, в соответствии с алгоритмом работы снаряда, вычисляют время tp, за которое снаряд пройдет расчетную дальность Sp. На расчетной дальности Sp (в моменты времени tp) включают исполнительные устройства снаряда в соответствии с алгоритмом работы, заложенным в снаряд перед выстрелом, и за счет этого, выполняют коррекцию траектории снаряда.

С помощью основных элементов соотношения (14), можно определить все интервалы времени. Для этого необходимо измерять разности высот при конкретных давлениях.

Для вычисления конкретных значений вышеотмеченных параметров, с учетом введенных исходных данных, достаточно микроконтроллера малой мощности. Такие контроллеры выпускаются нашей промышленностью, например, микроконтроллер на микросхеме 1886ВЕ71.

Для физического уменьшения эллипса рассеивания могут быть использованы тормозные устройства, по аналогии с применяемыми в артиллерийских снарядах, а также устройства на основе применения различных парашютных систем. При этом, установленные в снаряд датчики и алгоритм обработки информации, позволят это сделать с высокой точностью.

Таким образом, приведенные материалы позволяют создать простую миниатюрную навигационную систему для снарядов РСЗО, которая не будет зависеть от внешних устройств, и, тем самым, будет независима от средств радиоэлектронной борьбы противника. Эта система может быть реализована в составе устройства управления снарядом и взрывателя снаряда. Ее применение позволит существенно сократить эллипс рассеивания снарядов, в том числе при стрельбе на значительные дальности.

Изложенные сведения о заявленном изобретении, охарактеризованном в независимом пункте формулы, свидетельствуют о возможности его осуществления с помощью описанных в заявке и известных средств и методов. Следовательно, заявленный способ соответствует условию промышленной применимости.

1. Способ коррекции траектории снарядов реактивных систем залпового огня, заключающийся в том, что перед выстрелом в устройство управления снарядом вводят данные для выполнения команд управления, с момента выстрела регистрируют время полета, по заданному алгоритму в установленные моменты времени выполняют операции управления и коррекции, отличающийся тем, что перед выстрелом в устройство управления вводят значение угла возвышения α, в зоне полета снаряда непрерывно измеряют и фиксируют в функции времени давление и температуру воздуха, фиксируют момент времени t1, при котором прекращает работать реактивный двигатель снаряда, в этот момент, с помощью соотношения

где - Тс1 - средняя температура воздуха на высотах h0 и h1, PO - атмосферное давление на высоте h0, PA - атмосферное давление на высоте h1, М - молярная масса воздуха, g - ускорение свободного падения, Rc - универсальная газовая постоянная, определяют высоту нахождения снаряда h1, после прохождения снарядом максимальной высоты hmax, с помощью соотношения

где - Tc2 - средняя температура воздуха на высотах h0 и hmax, PB - атмосферное давление на высоте hmax, определяют высоту нахождения снаряда hmax, фиксируют момент времени t3, при котором после опускания снаряда давление становится равным РА, с помощью соотношения

t2=(t3-t1)/2

вычисляют время подъема t2 снаряда с высоты h1 до высоты hmax, с помощью соотношения

V0=g t2/sinα

определяют скорость снаряда в момент выключения реактивного двигателя, с помощью соотношения

VS=V0cosα

определяют горизонтальную скорость VS снаряда на высотах более h1, с помощью соотношения

S1=h1 tgα

вычисляют дальность, на которую пролетел снаряд за время t1, с помощью соотношения

S2=t2V0cosα

вычисляют дальность S2, на которую пролетел снаряд за время t2, с помощью соотношения

tp=Sp/ƒV0cosα,

где ƒ - эмпирический коэффициент, который учитывает влияние сопротивления воздуха на высоте нахождения снаряда (определяется по величине давления воздуха на высоте нахождения снаряда), Sp - расчетная дальность, в соответствии с алгоритмом работы снаряда, вычисляют время tp, за которое снаряд пройдет расчетную дальность Sp, включают исполнительные устройства снаряда в моменты времени tp в соответствии с алгоритмом работы на расчетной дальности Sp.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что с помощью соотношения

Aht=gt22/2

вычисляют высоту Δht, на которую снаряд переместился, падая с высоты hmax до высоты h1 (символ t в параметре высоты показывает, что высота определена на основе данных измерения величины времени), с помощью соотношения

вычисляют высоту Δhp (символ р в параметре высоты показывает, что высота определена на основе данных измерения величины давления р), с помощью соотношения

k=Δht/Δhp

вычисляют поправочный коэффициент k, в соотношения для определения высот h1 и hmax вносят поправку k.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к области высокоточного оружия - управляемых снарядов. Технический результат - увеличение дальности полета управляемых снарядов.

Изобретение относится к артиллерийским боеприпасам и может быть использовано для коррекции управляемых артиллерийских снарядов. Технический результат – повышение эффективности применения ствольной артиллерии.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам фиксации рулей от поворота до начала работы рулевых приводов. Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата включает размещение подпружиненного штока фиксатора в подвижном и неподвижном элементах летательного аппарата.
Изобретение относится к ракетам разного назначения и, в частности, к противосамолетным – основное применение, зенитным и противотанковым. Технический результат - увеличение вероятности поражения противника – самолетов и расширение арсенала технических средств.

Изобретение относится к пассивным головкам самонаведения (ГСН), используемым для формирования сигналов управления высокоточным оружием. Пассивная головка самонаведения содержит последовательно соединенные приемное устройство, первый коррелятор, коммутатор, устройство электронное, гиростабилизатор и вычислительное устройство, выход которого соединен со вторым входом коммутатора, выход гиростабилизатора является выходом пассивной головки самонаведения и соединен со вторым входом приемного устройства.
Способ поражения удаленной групповой цели ракетами стаи, при котором дополнительно организуют радиолинию связи между двумя ракетами, выпущенными с временным интервалом, рассчитываемым исходя из складок местности, скорости полета ракет и дальности, обеспечивающей устойчивую радиосвязь между ними, формируют общую линию связи между всеми ракетами стаи, используя радиолинии связи между парами ракет, кодируют и передают «по цепочке» на следующие позади ракеты информацию о прохождении установленных участков маршрута, выявленных средствах ПВО, начале атаки назначенной цели, наведении на нее и поражении, полученную информацию обрабатывают в бортовой системе управления каждой ракеты и при необходимости корректируют маршрут, производят перенацеливание и сообщают «по цепочке» на другие ракеты и пункт управления.

Изобретение относится к головкам самонаведения, используемым для формирования сигналов управления высокоточным оружием. Полуактивная головка самонаведения содержит последовательно соединенные многоканальное приемное устройство, сумматор, пороговое устройство, первый селектор импульсов и блок обработки сигналов, выход которого является выходом полуактивной головки самонаведения, а также первый формирователь строба, выход которого соединен со вторым входом первого селектора импульсов.

Координатор головки самонаведения содержит сферический обтекатель, карданов подвес, двигатели наведения и стабилизации, датчики угла, датчики угловой скорости. На внутренней раме подвеса установлено первое плоское зеркало.

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетостроения и может быть использована в оснащенных воздушно-динамическим рулевым приводом (ВДРП) ракетах с широким диапазоном изменения скорости полета в качестве системы пропорционального управления ВДРП.

Группа изобретений относится к области систем рулевых приводов летательных аппаратов, а именно к системам комбинированных рулевых приводов, содержащих рулевую машину с аэродинамическими рулями и газодинамическое устройство управления со сверхзвуковыми соплами.

Изобретение относится к артиллерийскому вооружению и более конкретно к снарядам систем залпового огня. Перед выстрелом в устройство управления снарядом вводят данные для выполнения команд управления, угол возвышения α. С помощью встроенного таймера, с момента выстрела, регистрируют время полета. По заданному алгоритму в установленные моменты времени выполняют операции управления и коррекции. В зоне полета снаряда непрерывно измеряют и фиксируют в функции времени давление и температуру воздуха, фиксируют момент времени t, при котором прекращает работать реактивный двигатель снаряда. С учетом давления и температуры воздуха в зоне полета снаряда вычисляют параметры полета. Определяют фактическую траекторию полета снаряда. С помощью вычислительного устройства формируют команды на устройства управления полетом снаряда. Тем самым выполняют коррекцию траектории движения и сокращают эллипс разброса снарядов по дальности. 1 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

Наверх