RU2021577C1

RU2021577C1 - Method of missile controlling

Info

Publication number: RU2021577C1
Authority: RU
Inventors: И.И. Архангельский; Е.Г. Болотов; Ю.А. Гронский; П.Д. Грушин; Е.С. Иофинов; Ю.Г. Калошин; В.Я. Мизрохи; В.Г. Светлов
Original assignee: Машиностроительное Конструкторское Бюро "Факел"
Priority date: 1992-06-30
Filing date: 1992-06-30
Publication date: 1994-10-15
Also published as: WO1994000731A1

Abstract

FIELD: interception of low flying targets. SUBSTANCE: method of afterburner control is based upon measuring angular velocity of observing line when flying close to the target at the area of its accurate direction finding by means of self-guidance head and when acting onto the missile by reactive correcting strength in the plane being perpendicular to longitudinal axis of the missile for selection accumulated miss. Reactive correcting strength is turned on when the missile flies close to the target and when angular velocity of observing line reaches threshold level which depends on velocity of rendezvous. Simultaneously the missile is turned in roll till phase mismatch is eliminated in radial surface of the missile between miss and correcting strength. Duration of action onto trajectory of correcting strength may be adjusted. Action of the strength is terminated when angular velocity of observing line is equal to zero, that corresponds to moment of miss is equal to zero. EFFECT: high precision of guidance; direct hit of the target. 5 dwg

Description

Изобретение относится к управляемым снарядам, содержащим головку самонаведения, выпущенным по целям, а более конкретно к снарядам, выпущенным по целям, обладающим высокой скоростью полета, высокой маневренностью, способностью приближаться к обороняемму объекту либо на предельно малой высоте, либо по траектории крутого пикирования, либо по любой траектории, требующей от снаряда интенсивного маневрирования. The invention relates to guided projectiles containing a homing head fired at targets, and more particularly, to shells fired at targets with high flight speed, high maneuverability, the ability to approach an object being defended either at an extremely low altitude, or along a steep dive trajectory, or along any trajectory requiring intensive maneuvering of the projectile.

Головка самонаведения при подлете к цели улучшает точность пеленгации и выявляет накопившуюся ошибку наведения. Из-за кратковременности конечного участка траектории с улучшенной пеленгацией цели снаряд должен компенсировать промах интенсивным маневрированием за очень короткое время, оставшееся до встречи. The homing head when approaching the target improves direction finding accuracy and reveals the accumulated guidance error. Due to the short duration of the final section of the trajectory with improved direction finding of the target, the projectile must compensate for the miss by intensive maneuvering for a very short time remaining before the meeting.

Решающее значение для прямого попадания снаряда в цель имеет возможность создавать для воздействия на траекторию корректирующее усилие (перегрузку) большого уровня за минимальное время, управлять его длительностью и ориентацией по фазе в зависимости от величины реализовавшегося промаха и его изменяющегося направления и незамедлительно прекращать его воздействие после обнуления промаха. Of decisive importance for the direct hit of the projectile at the target is the ability to create a corrective force (overload) of a large level for minimal impact on the path, control its duration and phase orientation depending on the magnitude of the miss realized and its changing direction, and immediately terminate its effect after zeroing miss.

Известные способы управления снарядом используют для коррекции траектории аэродинамическую силу, создаваемую путем поворота корпуса снаряда на угол атаки относительно потока с помощью управляемых рулевых поверхностей. Known methods of controlling the projectile use aerodynamic force to correct the trajectory created by rotating the projectile body by an angle of attack relative to the flow using controlled steering surfaces.

Этот способ ограничен по возможности корректировать траекторию замедленностью в создании аэродинамичеспкой силы из-за длительности разворота корпуса снаряда на угол атаки, а уровень корректирующего усилия ограничен величиной предельного угла атаки из условия аэродинамического обтекания, что в целом не позволяет обнулить промах и привести снаряд точно в цель. This method is limited, if possible, to correct the trajectory by the delay in creating aerodynamic force due to the duration of the shell’s turn to the angle of attack, and the level of corrective effort is limited by the value of the limiting angle of attack from the aerodynamic flow condition, which generally does not allow to zero the miss and bring the projectile exactly to the target .

Известен способ управления снарядом [1], сочетающий аэродинамическую систему управления, способную создавать большую по уровню боковую перегрузку, но запаздывающую по времени, с меньшим по уровню дополнительным корректирующим усилием, перпендикулярным продольной оси снаряда, включаемым для уменьшения продолжительности переходных процессов при подлете к цели. Дополнительное реактивное корректирующее усилие в процессе воздействия на траекторию непрерывно плавно регулируется по величине и по направлению в радиальной плоскости снаряда пропорционально командам управления, восполняя разницу между требуемым корректирующим усилием и аэродинамической силой, создаваемой снарядом с запаздыванием. A known method of controlling a projectile [1], combining an aerodynamic control system that can create a large level of lateral overload, but lagging in time, with a lower level of additional corrective force perpendicular to the longitudinal axis of the projectile, is included to reduce the duration of the transition processes when approaching the target. The additional reactive corrective force during the impact on the trajectory is continuously continuously adjustable in magnitude and direction in the radial plane of the projectile in proportion to the control commands, making up the difference between the required corrective force and the aerodynamic force created by the delayed projectile.

Применение указанного способа ограничивается возможностью создавать на снаряде в приемлемых массе и габаритах быстродействующих корректирующую силу, плавно реагируемую до достаточно большого уровня, что не позволяет осуществить интенсивную коррекцию траекторию снаряда для выбора накопившегося промаха. Из-за указанных ограничений данный способ применим в меньшей по дальности части зоны полета снаряда, где работает маршевый двигатель и обеспечивается высокая аэродинамическая маневренность, но этот способ не эффективен в большей по дальности части зоны пассивного полета снаряда. The application of this method is limited by the ability to create a corrective force on the projectile in an acceptable mass and size that quickly reacts to a sufficiently large level, which does not allow for intensive correction of the projectile trajectory to select the accumulated miss. Due to these limitations, this method is applicable in the shorter range of the projectile’s flight zone, where the main engine is operated and high aerodynamic maneuverability is ensured, but this method is not effective in the longer range of the passive flight of the projectile.

Известен способ управления снарядом [2], основанный на измерении угловой скорости линии визирования для назначения корректирующего усилия, воздействии на снаряд корректирующим усилием в плоскости, перпендикулярной оси снаряда, для уменьшения промаха. Недостатками известного способа являются назначение корректирующего усилия по измеренной до пуска угловой скорости линии визирования, которая не соответствует промаху, действительно реализующемуся при подлете снаряда к цели, из-за разнесения по времени момента пуска и момента подлета. Отсутствуют разворот снаряда по крену для ликвидации рассогласования по фазе в радиальной плоскости снаряда между промахом и корректирующим усилием, обнуление корректирующего усилия при обнулении промаха по уточняющейся при полете снаряда информации об истинном промахе по угловой скорости линии визирования. Технический результат достигается введением в известный способ следующих отличителных действий: угловую скорость, используемую для назначения корректирующего усилия измеряют при подлете снаряда к цели на участке ее точной пеленгации головкой самонаведения, воздействуют корректирующим усилием для выбора промаха в течение времени, необходимого для достижения угловой скоростью нулевого значения, при воздействии корректирующим усилием произвоядт разворот снаряда по крену до ликвидации рассогласования по фазе в радиальной плоскости снаряда между промахом и корректирующим усилием после обнуления промаха, что соответствует достижению угловой скоростью линии визирования нулевого значения, производят обнуление корректирующего усилия. A known method of controlling the projectile [2], based on measuring the angular velocity of the line of sight to assign corrective forces, the impact on the projectile corrective force in a plane perpendicular to the axis of the projectile, to reduce miss. The disadvantages of this method are the appointment of a corrective force according to the line of sight measured prior to launching the angular speed, which does not correspond to the miss actually realized when the projectile approaches the target, due to the time spacing of the launch moment and the moment of arrival. There is no roll of the projectile along the roll to eliminate phase mismatch in the radial plane of the projectile between the miss and the corrective force, zeroing the corrective effort when the miss is zero according to the information about the true miss on the angular velocity of the line of sight, which is being refined during the flight of the projectile. The technical result is achieved by introducing into the known method the following distinctive actions: the angular velocity used to assign the corrective force is measured when the projectile approaches the target at the site of its accurate direction finding by the homing head, it is acted upon by the corrective force to select the miss for the time required to reach the angular velocity of zero , when exposed to a corrective force, the roll will roll around the roll until the phase mismatch in the radial plane with order between the slip and the corrective force after zeroing the slip, which corresponds to the achievement of the line of sight angular velocity of zero values, zeroing the corrective effort.

На фиг.1 представлен снаряд, использующий способ форсажного управления в соответствии с изобретением, общий вид; на фиг.2 - иллюстрация траектории полета снаряда, управляемого по предлагаемому способу; на фиг.3 - изменение угловой скорости линии визирования; на фиг.4 - сечение А-А с вскрытыми в момент t4 соплами (8); на фиг.5 - поперечное сечение А-А с вскрытыми в момент t5 радиально противоположными (реверсивными) соплами (8'). Figure 1 presents the projectile using the afterburner control method in accordance with the invention, General view; figure 2 - illustration of the trajectory of the projectile, controlled by the proposed method; figure 3 - change in the angular velocity of the line of sight; figure 4 is a section aa with the nozzles opened at time t4 (8); figure 5 is a cross section aa with radially opposite (reversible) nozzles (8 ') opened at time t5.

Снаряд включает головку самонаведения 1, которая измеряет в полете угловую скорость линии визирования, блок управления 2, аэродинамические рули 3, соединенные с рулевым приводом 4, газогенератор 5, создающий корректирующее усилие для воздействия на траекторию, маршевый двигатель 6, стабилизатор 7, блок приема команд радиокоррекции 9, сопла газогенератора 8, 8', боевую часть 10. The projectile includes a homing head 1, which measures in flight the angular velocity of the line of sight, control unit 2, aerodynamic rudders 3 connected to the steering gear 4, gas generator 5, which generates a corrective force to influence the trajectory, main engine 6, stabilizer 7, command receiving unit radio corrections 9, nozzles of the gas generator 8, 8 ', warhead 10.

Полет снаряда после пуска при перехвате, например, низколетящей над морской поверхностью цели разделяется на несколько участков (см. фиг.2). Первый участок охватывает выстреливание из пускового устройства и разворот в направлении цели. Второй участок охватывает управляемый полет, когда корректирующее воздействие на траекторию создает аэродинамическая сила в соответствии с командами корабельного радиолокатора сопровождения цели. На этом участке цель с борта снаряда головкой самонаведения не пеленгуется. На втором участке головка самонаведения 1 ориентируется в направлении цели по сигналам целеуказания, вырабатываемым блоком управления 2, и при сближении снаряда с целью производит захват цели на автосопровождение. На третьем участке расстояние между снарядом и целью еще велико, поэтому недостаточные по мощности отраженные от цели сигналы маскируются в фоне переотраженных от морской поверхности мешающих радиосигналов, в результате чего низколетящая цель пеленгуется головкой самонаведения с борта снаряда с большими ошибками (см. фиг. 3). Как результат больших ошибок пеленгации низколетящей цели корабельным радиолокатором и бортовой головкой самонаведения к концу третьего участка полета снаряд имеет накопившийся промах относительно цели. При уменьшении дистанции между снарядом и целью (участок 4) отраженные от цели радиосигналы превышают помехи, переотраженные от морской поверхности, и головка самонаведения снаряда с этого момента точно пеленгует цель. Угловая скорость линии визирования снаряда на этом участке соответствует накопившемуся промаху снаряда относительно цели и возрастает при уменьшении дистанции между снарядом и целью (интервал времени t3, t4, фиг.3). The flight of the projectile after launch when intercepting, for example, a target flying low above the sea surface is divided into several sections (see figure 2). The first section covers firing from a launch device and a turn in the direction of the target. The second section covers controlled flight, when the corrective effect on the trajectory is created by aerodynamic force in accordance with the commands of the ship’s target tracking radar. In this area, the target is not direction-finding from the projectile. In the second section, the homing head 1 is oriented in the direction of the target according to the target designation signals generated by the control unit 2, and when the projectile approaches for the purpose, it captures the target for auto tracking. In the third section, the distance between the projectile and the target is still large, therefore, insufficient power signals reflected from the target are masked in the background of interfering radio signals reflected from the sea surface, as a result of which a low-flying target is direction-finding by the homing head from the side of the projectile with large errors (see Fig. 3) . As a result of large errors in direction finding of a low-flying target by a ship’s radar and onboard homing head, the projectile has an accumulated miss relative to the target by the end of the third phase of flight. With a decrease in the distance between the projectile and the target (section 4), the radio signals reflected from the target exceed the interference reflected from the sea surface, and the homing head of the projectile from this moment accurately detects the target. The angular velocity of the line of sight of the projectile in this section corresponds to the accumulated miss of the projectile relative to the target and increases with decreasing distance between the projectile and the target (time interval t3, t4, figure 3).

Включение реактивного корректирующего усилия производят по сопоставлению измеренной угловой скорости линии визирования с величиной порогового уровня включения. The inclusion of reactive corrective efforts is made by comparing the measured angular velocity of the line of sight with the value of the threshold level of inclusion.

Пороговый уровень включения ω_пор. _вкл корректирующего усилия вычисляют по соотношению
ω_пор, _вкл =

2

-

,
т.е. его величина зависит от минимального значения ускорения W, создаваемого корректирующим усилием в пределах диапазона, реализуемого в эксплуатационных условиях, скорости сближения V и коэффициента

, априорно устанавливающего ту часть оставшегося времени до встречи, в течение которого действует корректирующее усилие.The threshold level of inclusion ω _then. _on corrective effort is calculated by the ratio
ω _then _on =

2

-

,
those. its value depends on the minimum value of the acceleration W created by the corrective force within the range realized under operating conditions, the approach velocity V and the coefficient

, a priori establishing that part of the remaining time before the meeting during which the corrective effort is applied.

В тот момент, когда угловая скорость достигает уровня порога включения (момент t4, фиг.3), включают реактивное корректирующее усилие в плоскости, перпендикулярной продольной оси снаряда, так, чтобы рассогласование по фазе между корректирующим усилием и направлением промаха в радиальной плоскости снаряда было минимальным. Для этого блок управления 2 выбирает те сопла, истечение из которых создает корректирующее усилие, совпадающее по модулю с вычисленным, а по фазе в радиальной плоскости снаряда, ближайшей к направлению промаха, и дает сигнал на включение газогенератора 5 и сброс заглушек с выбранных сопл 8 (см. фиг.4). At the moment when the angular velocity reaches the inclusion threshold level (time t4, Fig. 3), the reactive corrective force in the plane perpendicular to the longitudinal axis of the projectile is turned on, so that the phase mismatch between the corrective force and the miss direction in the radial plane of the projectile . To do this, the control unit 2 selects those nozzles, the outflow of which creates a corrective force that coincides in absolute value with the calculated one, and in phase in the radial plane of the projectile closest to the miss direction, and gives a signal to turn on the gas generator 5 and reset the plugs from the selected nozzles 8 ( see figure 4).

Одновременно производят разворот снаряда по крену до ликвидации рассогласования по фазе в радиальной плоскости снаряда между промахом и корректирующим усилием на угол γ (см. фиг.4). At the same time, the roll is rotated along the roll until the phase mismatch in the radial plane of the projectile between the miss and the correction force by the angle γ is eliminated (see Fig. 4).

Истекающий из вскрытых сопл пороховой газ создает корректирующее усилие в плоскости, перпендикулярной продольной оси снаряда, в результате чего происходит уменьшение угловой скорости линии визирования (участок 5, интервал времени t4, t5, фиг.3). The powder gas flowing out of the opened nozzles creates a corrective force in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the projectile, resulting in a decrease in the angular velocity of the line of sight (section 5, time interval t4, t5, figure 3).

Превышение модулем реализованного корректирующего усилия его минимального априорного значения, использованного для вычисления порогового уровня включения, как результат воздействия температуры, неучтенных технологических и эксплуатационных факторов, ошибки измерения угловой скорости линии визирования, повлиявшее на назначение момента включения, приводит к тому, что обнуление промаха и соответственно угловой скорости линии визирования происходит при недолете снаряда до цели (в конце участка 5, момент t5, фиг. 3). Exceeding by the module of the implemented corrective force of its minimum a priori value used to calculate the threshold level of inclusion, as a result of the influence of temperature, unaccounted for technological and operational factors, measurement errors of the angular velocity of the line of sight, which influenced the designation of the moment of switching on, leads to a zero of the slip and, accordingly the angular velocity of the line of sight occurs when the projectile does not reach the target (at the end of section 5, time t5, Fig. 3).

В прототипе несмотря на обнуление промаха корректирующее усилие не обнуляется и продолжает уже излишне искривлять траекторию снаряда, что приводит к появлению противоположного по знаку промаха, т.е. перелету снаряда относительно цели. In the prototype, despite the miss zero, the corrective force is not zeroed and continues to excessively bend the projectile trajectory, which leads to the appearance of an opposite miss mark, i.e. projectile flight relative to the target.

Одним из отличий изобретения является регулирование длительности воздействия корректирующего усилия на траекторию в зависимости от величины реализовавшегося в действительности промаха. После обнуления промаха, что соответствует моменту обнуления угловой скорости линии визирования (момент t5, фиг. 3), производят обнуление корректирующего усилия. Для этого блок управления дает сигнал на сброс заглушек с сопел 8' (см. фиг.5), радиально противоположных (реверсивных) сопл, в тот же момент исчезает корректирующее усилие и прекращается воздействие на траекторию в момент, в точности соответствующий нулевому промаху снаряда относительно цели. One of the differences of the invention is the regulation of the duration of the action of the corrective force on the trajectory depending on the magnitude of the miss realized in reality. After zeroing the slip, which corresponds to the moment of zeroing the angular velocity of the line of sight (moment t5, Fig. 3), zeroing the corrective force. For this, the control unit gives a signal to reset the plugs from the nozzles 8 '(see Fig. 5), radially opposite (reversible) nozzles, at the same moment the corrective force disappears and the impact on the trajectory at the moment exactly corresponding to the zero miss of the projectile is stopped goals.

В результате упомянутые выше технологические, эксплуатационные и измерительные погрешности, неизбежно приводящие к отклонению траектории снаряда относительно цели, в способе управления по изобретению компенсируются включением реактивного корректирующего усилия по угловой скорости линии визирования, измеренной при подлете снаряда к цели на участке ее точной пеленгации головкой самонаведения, разворотом снаряда по крену до ликвидации рассогласования по фазе в радиальной плоскости снаряда между промахом и корректирующим усилием и регулированием длительности воздействия на траекторию корректирующего усилия с прекращением его действия в момент обнуления промаха. As a result, the aforementioned technological, operational, and measurement errors, which inevitably lead to deviation of the projectile path relative to the target, in the control method according to the invention are compensated by the inclusion of reactive corrective effort in the angular velocity of the line of sight, measured when the projectile approaches the target at the site of its accurate direction finding by the homing head, a roll of the projectile along the roll until the phase mismatch in the radial plane of the projectile between the miss and the corrective force and p duration-regulation effect on the trajectory of the corrective force to the termination of his actions at the time of zero slip.

Последний шестой участок (t5, t6, фиг.3) представляет полет снаряда с обнуленным корректирующим усилием по траектории, точно встречающейся с целью и обеспечивающей в большинстве случаев попадания в нее снаряда непосредственно или с минимальным рассеиванием в пределах радиуса действия боевой части (10). The last sixth section (t5, t6, Fig. 3) represents the flight of a projectile with a corrective force zeroed out along a path that precisely meets the target and, in most cases, ensures that the projectile hits directly or with minimal dispersion within the radius of the warhead (10).

Claims

METHOD FOR CONTROL OF A Shell, based on measuring the angular velocity of the line of sight to assign a corrective force, acting on the projectile with a corrective force in a plane perpendicular to the axis of the projectile to reduce the miss, characterized in that the angular velocity of the line of sight is measured when approaching the target in the direction finding area, corrective effort for the time necessary to achieve the angular velocity of zero, when exposed to corrective force produce a turn of sleep a row along the roll until the phase mismatch in the radial plane of the projectile between the miss and the corrective force is eliminated and when the angular velocity reaches zero, the corrective force is zeroed.