RU2331036C2

RU2331036C2 - Способ наведения управляемой ракеты

Info

Publication number: RU2331036C2
Application number: RU2006135427/02A
Authority: RU
Inventors: Владимир Иванович Морозов (RU); Владимир Иванович Морозов; Борис Александрович Голомидов (RU); Борис Александрович Голомидов; Владимир Васильевич Петрушин (RU); Владимир Васильевич Петрушин; Валерий Борисович Петров (RU); Валерий Борисович Петров
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2006-10-06
Filing date: 2006-10-06
Publication date: 2008-08-10
Also published as: RU2006135427A

Abstract

Изобретение относится к области ракетного вооружения и может быть использовано при наведении и стрельбе управляемых ракет. Технический результат - увеличение вероятности, высоты и дальности поражения целей управляемыми ракетами, который достигается за счет уменьшения вероятности срыва наведения при подлете к цели из-за недостаточных скорости, перегрузки ракеты, а также ошибок наведения. Способ наведения согласно изобретению является способом наведения на встречный курс цели управляемой ракеты. Измеряют координаты цели. Формируют в плоскости перехвата начальный угол смещения кинематической траектории ракеты относительно линии, ориентированной навстречу и параллельно направлению движения цели. Запускают ракету и наводят ее в плоскости перехвата под углом с дальнейшим переходом в первых заданных координатах на "дугу окружности радиусом R" до точки со вторыми заданными координатами, начиная с которой ракета выходит на встречный курс цели под углом, близким к 180°. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области ракетного вооружения и может быть использовано при наведении и стрельбе управляемых ракет.

Известны четыре класса способов наведения, определяющих движение ракеты при сближении ее с целью. Это класс угловых способов наведения и классы, охватывающие способы наведения, у которых накладываются ограничения на положение продольной оси ракеты, на направление вектора скорости центра масс ракеты или на положение линии визирования в пространстве. К недостаткам указанных способов наведения можно отнести то, что в случае больших скоростей целей (1000-3000 м/с) для малогабаритных сверхзвуковых управляемых ракет есть вероятность срыва наведения при подлете к цели из-за недостаточных скорости, перегрузки ракеты, а также больших ошибок наведения. Это приводит к значительному уменьшению зон поражения.

За прототип принят частный способ наведения управляемой ракеты методом лобовой атаки (патент №2260162), включающий измерение координат цели, формирование углового смещения кинематической траектории наведения ракеты относительно линии визирования цели, формирование и передачу команды управления с учетом требуемых значений углов встречи ракеты с целью. Способ стрельбы в упрежденную точку является основным способом стрельбы ствольной артиллерии по быстро перемещающимся целям и хорошо разработан. Как известно, положение упрежденной точки выбирается так, чтобы за время движения снаряда цель переместилась в упрежденную точку. Известно много формул, по которым задаются углы упреждения, и конкретный вид функциональной зависимости устанавливается при проектировании всего ракетного комплекса.

Недостатком прототипа является то, что углы упреждения в процессе наведения при стрельбе по быстролетящим целям сильно переменны, требуется определение не только координат цели, но и их производных. Это приводит к тому, что в условиях шумовых ошибок измерения координат на момент равенства радиус-векторов цели и ракеты углы упреждения могут быть ненулевыми, и ракета пролетит мимо цели. Существенным недостатком прототипа является отсутствие участка полета ракеты на встречном курсе цели под углом, близким к 180°, так как на этом участке полета ракеты устраняются ошибки наведения. Это может осуществляться, например, за счет наличия головки самонаведения.

Поэтому задачей предлагаемого изобретения является увеличение вероятности, высоты и дальности поражения целей управляемыми ракетами, которое достигается за счет уменьшения вероятности срыва наведения при подлете к цели из-за недостаточных скорости, перегрузки ракеты, а также ошибок наведения.

Поставленная задача достигается тем, что в предлагаемом способе наведения управляемой ракеты, включающем измерение координат цели, формирование в плоскости перехвата начального угла смещения кинематической траектории λ ракеты относительно линии визирования цели и запуск ракеты, наведение ракеты осуществляют в плоскости перехвата под углом λ с дальнейшим переходом в точке с координатами Х_нр, Z_нр на "дугу окружности радиусом R" до точки с координатами Х_нц, Z_нц, начиная с которой ракета выходит на встречный курс цели под углом, близким к 180°, при этом угол λ и радиус R определяют по формулам:

,

где ρ - плотность воздуха, S - площадь миделя ракеты,

- коэффициенты подъемной силы ракеты и рулей, соответственно, m - масса ракеты,

δ_max - максимальный угол отклонения рулей,

- статические производные коэффициента момента тангажа по углам атаки и отклонения рулей, соответственно,

X_нр=Х_нц+R·sin(λ+ε_ЛВЦ)·sign(Z_нц),

Z_нр=Z_нц-R·[1-cos(λ+ε_ЛВЦ)]·sign(Z_нц) - координаты точки начала движения ракеты в плоскости перехвата по "дуге окружности радиусом R",

X_нц=X_ц-V_ц·t-X_захв, Z_нц=Z_ц - координаты точки начала движения ракеты в плоскости перехвата навстречу цели под углом, близким к 180°,

V_ц, Х_ц, Z_ц - скорость и координаты цели в плоскости перехвата, определяемые с помощью локатора,

t - расчетное время полета ракеты в точку начала движения ракеты в плоскости перехвата навстречу цели под углом, близким к 180°,

ε_ЛВЦ - угол места линии визирования цели в плоскости перехвата,

Х_захв - горизонтальная дальность от точки начала движения ракеты в плоскости перехвата навстречу цели под углом, близким к 180°, до цели.

Эта величина может соответствовать, например, дальности захвата цели головкой самонаведения.

Если точка запуска ракеты, ракета и цель находятся в одной плоскости, такую плоскость назовем плоскостью перехвата.

Сущность данного предлагаемого изобретения поясняется графическими материалами (см. чертеж) и заключается в том, что наведение управляемой ракеты по предлагаемому способу (в дальнейшем будем называть его способом наведения на встречный курс цели) осуществляется следующим образом:

- формирование в плоскости перехвата начального угла смещения кинематической траектории λ ракеты и запуск ракеты (точка 0);

- движение ракеты в плоскости перехвата под углом λ до точки перехода на "дугу окружности радиусом R" (точки 0-1);

- движение ракеты по "дуге окружности" до точки пространства, начиная с которой ракета выходит на встречный курс цели под углом, близким к 180° (точки 1-2);

- прямолинейный полет ракеты на встречном курсе цели до цели, летящей со скоростью Vц (точки 2-3).

Ввиду того, что границы зоны поражения при способе наведения на встречный курс цели по сравнению с другими методами наведения, в том числе и с методом лобовой атаки, не зависят от скорости цели, то предполагается значительное увеличение зон поражения по высоте и по дальности.

Указанный способ наведения управляемой ракеты реализуется с помощью известной системы наведения в координатах командного пункта, составляющие элементы которой представляют собой известные штатные элементы системы наведения ракет (А.А.Лебедев, В.А.Карабанов. Динамика системы управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965., стр.29-30; Под редакцией В.В.Григорина-Рябова. Радиолокационные устройства. - М.: Советское радио, 1970, стр.335).

Claims

Способ наведения управляемой ракеты, включающий измерение координат цели, формирование в плоскости перехвата начального угла смещения кинематической траектории λ ракеты относительно линии визирования цели и запуск ракеты, отличающийся тем, что наведение ракеты осуществляют в плоскости перехвата под углом λ с дальнейшим переходом в точке с координатами X_нр, Z_нр на дугу окружности радиусом R до точки с координатами Х_нц, Z_нц, начиная с которой ракета выходит на встречный курс цели под углом, близким к 180°, при этом угол λ и радиус R определяют по математическим выражениям

где ρ - плотность воздуха, S - площадь миделя ракеты;

С_y ^α, С_у ^δ - коэффициенты подъемной силы ракеты и рулей соответственно, m - масса ракеты;

δ_max - максимальный угол отклонения рулей;

m_z ^α, m_z ^δ - статические производные коэффициента момента тангажа по углам атаки и отклонения рулей соответственно,

X_нр=X_нц+R·sin(λ+ε_ЛВЦ)·sign(Z_нц),

Z_нр=Z_нц+R· [1-cos(λ+ε_ЛВЦ)]·sign(Z_нц) - координаты точки начала движения ракеты в плоскости перехвата по "дуге окружности радиусом R";

X_нц=X_ц-V_ц·t-X_захв, Z_нц=Z_ц - координаты точки начала движения ракеты в плоскости перехвата навстречу цели под углом, близким к 180°;

V_ц, Х_ц, Z_ц - скорость и координаты цели в плоскости перехвата, определяемые с помощью локатора;

t - расчетное время полета ракеты в точку начала движения ракеты в плоскости перехвата навстречу цели под углом, близким к 180°;

ε_ЛВЦ - угол места линии визирования цели в плоскости перехвата;

Х_захв - горизонтальная дальность от точки начала движения ракеты в плоскости перехвата навстречу цели под углом, близким к 180° до цели.