Способ прицеливания крылатых ракет наклонного старта

Изобретение относится к военной технике и может найти применение для прицеливания наклонных пусковых установок крылатых ракет, размещаемых на надводных и подводных носителях. Способ основан на использовании результатов ранее проведенных измерений на заводе-изготовителе инерциального блока крылатой ракеты (ИБ КР) относительно внешних элементов КР по крену (параметр αХР) и курсу (параметр αYP), а также в процессе штатных регламентных проверок между ИБ КР и навигационным комплексом носителя (НКН) по крену (параметр αXКОП). Суть предлагаемого способа заключается в возможности определения крена стыковочного узла пусковой установки с учетом ранее измеренных параметров αYP, αXP, αXКОП для последующего вычисления курсовой поправки к положению инерциального блока ракеты относительно навигационного комплекса морского носителя. Технический результат – повышение точности определения начального азимутального угла ракеты, исключение проведения операций поэтапного контроля, применения специальных средств измерения и при необходимости исключение ошибки, обусловленной деформациями корабля на взаимное положение ИБ КР и НКН, путем проведения повторной электрической проверки. 3 ил.

 

Изобретение относится к военной технике и может найти применение для прицеливания наклонных пусковых установок крылатых ракет, размещаемых на надводных и подводных носителях.

Необходимым условием выведения крылатой ракеты (далее - КР) в заданный район (расчетную точку) для последующего самонаведения КР на цель является прицеливание КР, т.е. определение начального азимутального положения осей инерциального блока (далее - ИБ) изделия относительно направления истинного меридиана, до начала проведения режима предстартовой подготовки КР.

Погрешность прицеливания КР складывается из целого ряда погрешностей, с которыми изготовлены КР, пусковая установка (далее - ПУ) и др. Например, при установке КР на морском носителе погрешность прицеливания зависит от погрешности положения ИБ относительно внешних узлов КР, стыкуемых с ПУ, погрешности установки ПУ на носителе и погрешности установки навигационного комплекса носителя (далее - НКН).

В настоящее время известны способы измерения угловых рассогласований и ближайшим аналогом является способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке (патент на изобретение №2549215, заявка №2014103975 от 06.02.2014)

При прицеливании КР наклонного старта проводятся измерения угловых рассогласований между элементами комплекса по всем трем осям (курс, крен, тангаж). По результатам этих измерений рассчитывается курсовой угол между осями ИБ КР и НКН.

Угловые отклонения осей ИБ КР относительно внешних стыковочных узлов на КР, фиксирующих ее положение в ПУ, измеряются на заводе-изготовителе КР, вводятся в бортовой вычислительный комплекс и являются индивидуальными для каждой КР.

Параметры, характеризующие угловое положение посадочного места под КР на ПУ относительно НКН измеряются после установки ПУ на морском носителе и являются постоянными на длительный период эксплуатации.

Очевидно, что вследствие соотношения длины КР к ее диаметру, достигающему 10:1, измерения углового положения посадочного места КР на ПУ по курсу и тангажу относительно НКН проводятся с более высокой точностью, чем измерение углового положения фиксационного узла ПУ по крену.

Например, при линейной погрешности равной ±1 мм, включающей в себя фиксирование контрольных элементов (шкал, рисок, штифты и др.), погрешности имитаторов и методов измерений, угловая погрешность измерения курса и тангажа составляет 30 угл. секунд (для длины КР≅6000 мм), а погрешность измерения крена составит 5 угл. мин (для диаметра КР≅600 мм).

Рассмотрим влияние кренового разворота фиксационного узла ПУ, стыкуемого с КР, на курсовое положение ИБ КР относительно НКН. Вывод формулы, описывающий влияние крена ПУ (γПУ) при фиксированном тангажном угле ПУ (ϑ) на курсовое положение ИБ КР (Δψ) приведен ниже.

При отсутствии углового разворота ПУ относительно НКН по крену единичный вектор , связанный с базовой осью 0ХИБ в системе координат 0XНКНYНКНZНКН (фиг. 1) имеет вид:

Наличие углового разворота ПУ, а вместе с ней и ИБ в КР, по крену относительно НКН на угол γПУ эквивалентно развороту единичного вектора на угол γПУ вокруг оси 0ХНКН. В матричном виде данный разворот можно выразить следующим образом:

Тогда дополнительное курсовое рассогласование (угол Δψ) между ИБ КР и НКН будет равен:

Или, ввиду малости углов

Таким образом, при достаточно больших углах тангажа ϑ (на практике эти углы лежат в диапазоне 15°÷45°) между продольной осью КР и НКН разворот по крену вносит существенное влияние на курсовое положение ИБ КР относительно НКН.

Существующие способы измерений крена ПУ имеют ряд недостатков:

- повышенная погрешность измерения крена ПУ вследствие большого количества промежуточных измерений (стыковочный узел - контрольные площадки носителя - посадочное место под НКН - базовые оси НКН),

- требуют применение специальных средств для каждого этапа измерений (имитаторы стыковочного узла ПУ, контрольные площадки, оптические элементы, измерительные средства и др.),

- не учитывают влияние деформации элементов конструкции в точностной цепочке ПУ - НКН.

Технической задачей изобретения является устранение этих недостатков.

Суть предлагаемого способа заключается в возможности определения крена стыковочного узла ПУ с учетом имеющихся ранее проведенных на заводе-изготовителе результатов измерений ИБ КР относительно внешних элементов КР по крену (параметр αХР) и курсу (параметр αYP) (при горизонтальном положении КР) и измерений между ИБ КР и НКН по крену (параметр αХКОП) (при положении ПУ по тангажу не равном 0°) с последующим вычислением курсовой поправки к положению ИБ КР относительно НКН.

После установки КР в ПУ носителя проводятся штатные электрические проверки систем ракеты (регламентные проверки). В процессе проведения электрических проверок измеряются углы отклонения чувствительных элементов (акселерометров) ИБ КР и НКН от плоскости горизонта и рассчитывается угловое рассогласование по крену между ИБ КР и НКН. Фактическое значение этого рассогласования по крену (параметр αХКОП) документируется, а также вводится в бортовой вычислительный комплекс КР.

Выведем формулу, описывающую положение оси 0ZИБ относительно стыковочного узла ПУ, фиксирующего КР по крену после установки КР в ПУ с тангажным углом ϑ.

Стыковочный узел, фиксирующий КР по крену (линия ), описывается как перпендикуляр, проходящий через центр фиксирующего узла (паз, шпонка и т.д.) и продольную ось 0ХКР, являющейся базовой осью ракеты по курсу и тангажу (фиг. 2).

Продольная ось 0ХКР и линия образуют плоскость, а перпендикуляр к этой плоскости описывает пространственное положение стыковочного узла ракеты по крену.

Положение оси 0ZИБ в проекции на оси 0ХКР, 0YКР, 0ZКР можно записать в виде:

Учитывая, что отклонения αХР, α (фиг. 2) лежат в пределах ±1°, положение оси 0ZИБ относительно базовых осей КР можно записать в виде:

Проекция курсового положения ПУ относительно НКН измеряется и может быть совмещенной с базовыми осями НКН, а креновое положение ИБ КР является искомым, поэтому найдем положение оси OZИБ по крену относительно узла фиксации КР в ПУ при установке КР в ПУ с тангажным углом θ относительно базовой горизонтальной плоскости НКН.

При выводе расчетных формул принимаем, что креновой разворот ПУ относительно НКН отсутствует. Матрица, соответствующая повороту базовых осей КР относительно базовых осей НКН вокруг оси 0ZНКН на угол тангажа θ имеет вид:

Найдем положение оси 0ZИБ (фиг. 3) относительно базовых осей НКН после поворота ПУ на тангажный угол θ вокруг оси 0ZHКН:

Исходя из соотношений соответствующих проекций 0ZИБ на оси НКН, вычисляем положение ИБ по крену относительно горизонтальной плоскости ZНКН0XНКН и соответственно относительно стыковочного узла ПУ по формуле:

или с учетом малости углов αХР и α

При наличии разворота стыковочного узла ПУ по крену (γПУ) вокруг продольной базовой оси 0ХНКН суммарный угол отклонения оси 0ZИБ ИБ КР относительно НКН, который и измеряется при электрических проверках, описывается формулой:

αХКОППУ+(αХР⋅cosθ-αYP⋅sinθ), отсюда можно рассчитать крен стыковочного узла ПУ по формуле:

где γПУ - положение стыковочного узла ПУ по крену относительно НКН;

αХКОП - угловое положение по крену оси 0ZИБ ИБ КР относительно НКН;.

αХР - отклонение оси 0Z ИБ КР относительно стыковочного узла на КР, фиксирующего ее положение в ПУ по крену;

αYP - отклонение оси 0ZИБ ИБ КР относительно стыковочного узла на КР, фиксирующего ее положение в ПУ по курсу;

ϑ - тангажный угол ПУ.

Таким образом, не проводя оптическими средствами измерения ПУ по крену, а используя имеющиеся параметры угловых рассогласований, измеренные на заводе-изготовителе КР и на морском носителе после установки КР в ПУ, можно рассчитать фактическое угловое положение ПУ по крену относительно НКН.

Расчет γПУ по формуле (4) и курсовой поправки Δψ по формуле (1) можно провести как в ручном, так и в автоматическом режиме.

Результаты расчета вводятся в корабельную автоматическую систему управления (КАСУ) и в режиме предстартовой подготовки используются при вычислении истинного азимута ИБ КР.

Таким образом, можно констатировать, что изобретение позволяет повысить точность прицеливания КР, исключить проведение операций поэтапного контроля, применение специальных средств измерения и при необходимости исключить ошибку, обусловленную деформациями корабля на взаимное положение ИБ КР и НКН, путем проведения повторной электрической проверки.

Представляется, что данный способ найдет применение как во вновь разрабатываемых ракетных комплексах, так и при модернизации существующих комплексов ракетного оружия.

Способ прицеливания крылатых ракет наклонного старта, базирующихся на морских носителях, включающий измерения углового положения по крену и курсу инерциального блока ракеты относительно внешних элементов ракеты, стыкуемых с пусковой установкой, и углового положения посадочного места ракеты на пусковой установке по курсу, крену и тангажу относительно навигационного комплекса носителя, отличающийся тем, что с учетом имеющихся ранее проведенных на заводе-изготовителе результатов измерений инерциального блока относительно внешних элементов ракеты по крену и курсу и измерений по крену между инерциальным блоком ракеты и навигационным комплексом морского носителя в процессе штатных регламентных проверок определяется крен пусковой установки относительно навигационного комплекса носителя с последующим использованием результатов расчета для вычисления поправки к курсовому положению инерциального блока ракеты, при этом

вычисление крена пусковой установки γПУ проводится по формуле:

αХКОППУ+(αХР⋅cosθ-αYP⋅sinθ), а

вычисление дополнительного курсового рассогласования Δψ между инерциальным блоком ракеты и навигационным комплексом морского носителя вычисляется по формуле:

Δψ=-γПУ⋅tgθ,

где γПУ - положение стыковочного узла ПУ по крену относительно НКН;

αХКОП - угловое положение по крену оси 0ZИБ ИБ КР относительно НКН;

αХР - отклонение оси 0ZИБ ИБ КР относительно стыковочного узла на КР, фиксирующего ее положение в ПУ по крену;

αYP - отклонение оси 0ZИБ ИБ КР относительно стыковочного узла на КР, фиксирующего ее положение в ПУ по курсу;

ϑ - тангажный угол ПУ;

Δψ - дополнительное курсовое рассогласование между инерциальным блоком ракеты и навигационным комплексом морского носителя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам наведения ракет и может быть использовано в противотанковых ракетных комплексах. Технический результат - повышение вероятности попадания в цель в режиме автосопровождения цели и снижение вероятности обнаружения противником факта облучения цели лазерным излучением.

Изобретение относится к военной технике и может найти применение при изготовлении крылатых ракет. Способ основан на использовании результатов измерений угловых рассогласований между инерциальным блоком и внешним узлом транспортно-пускового стакана, стыкуемого с пусковой установкой.

Изобретение относится к области вооружения. Способ, реализуемый устройством юстировки информационных средств зенитной боевой машины (БМ), заключается в измерении координат вспомогательных объектов, измерении дальности от вспомогательных объектов до информационных средств БМ, измерении юстируемыми информационными средствами БМ угловых координат вспомогательных объектов с последующим определением величины разъюстировки.

Изобретение относится к области оптики и может быть использовано для наведения высокоточного, в частности противотанкового оружия. Способ фокусировки оптики аппаратурных каналов с поэлементным формированием информационного поля включает взаимную установку лазера и объектива на расстоянии, при котором обеспечивается максимальный запас по сигналу, при этом лазер и объектив устанавливают в области отрицательной расфокусировки на расстоянии, обеспечивающем максимальное для всех возможных величин расфокусировки значение амплитуды огибающей сигнальных импульсов в точке, удаленной от максимума огибающей сигнальных импульсов на длительность элементарной сигнальной посылки.

Изобретение относится к области оптики и может быть использовано для наведения высокоточного, в частности противотанкового оружия. Способ фокусировки оптики аппаратурных каналов с поэлементным формированием информационного поля включает взаимную установку лазера и объектива на расстоянии, при котором обеспечивается максимальный запас по сигналу, при этом лазер и объектив устанавливают в области отрицательной расфокусировки на расстоянии, обеспечивающем максимальное для всех возможных величин расфокусировки значение амплитуды огибающей сигнальных импульсов в точке, удаленной от максимума огибающей сигнальных импульсов на длительность элементарной сигнальной посылки.

Изобретение относится к области оптического приборостроения и касается оптического прицела системы управления огнем. Прицел включает в себя визирный и обзорный каналы, канал наведения и устройство выверки, включающее в себя регуляторы выверки оптических осей канала наведения и визирного канала.

Изобретение относится к области оптико-электронного приборостроения и касается оптического прицела системы наведения управляемого снаряда. Прицел содержит соосно установленные визир и прожектор.

Способ телеориентации движущихся объектов включает формирование ортогонального растра построчным, прямым и встречным реверсивным сканированием лазерного пучка с дублированием прямого сканирования, между которыми выдерживают в каждой строке заданные временные задержки при гашении излучения.

Изобретение относится к военной технике, преимущественно к тактическим и оперативно-тактическим комплексам управляемого ракетного оружия (УРО) с баллистическими (аэробаллистическими) и высотными крылатыми ракетами.

Группа изобретений относится к области систем наведения снарядов. Способ стрельбы снарядом, управляемым по лучу лазера, включает измерение дальности до цели и ввод измеренного значения Dц в наземную систему управления, сравнение измеренной дальности до цели Dц с хранящимся в памяти наземной системы управления значением дальности Dmin, допускающим введение превышения оси луча относительно линии визирования цели, установку превышения при выполнении условия Dц>Dmin, запуск управляемого снаряда, полет снаряда в луче с превышением над линией визирования цели до момента времени, установленного в наземной системе управления в соответствии с измеренной дальностью до цели, и совмещение оси луча с линией визирования цели.

Изобретение относится к военной технике и может найти применение для прицеливания наклонных пусковых установок крылатых ракет, размещаемых на надводных и подводных носителях. Способ основан на использовании результатов ранее проведенных измерений на заводе-изготовителе инерциального блока крылатой ракеты относительно внешних элементов КР по крену и курсу, а также в процессе штатных регламентных проверок между ИБ КР и навигационным комплексом носителя по крену. Суть предлагаемого способа заключается в возможности определения крена стыковочного узла пусковой установки с учетом ранее измеренных параметров αYP, αXP, αXКОП для последующего вычисления курсовой поправки к положению инерциального блока ракеты относительно навигационного комплекса морского носителя. Технический результат – повышение точности определения начального азимутального угла ракеты, исключение проведения операций поэтапного контроля, применения специальных средств измерения и при необходимости исключение ошибки, обусловленной деформациями корабля на взаимное положение ИБ КР и НКН, путем проведения повторной электрической проверки. 3 ил.

Наверх