RU2473867C1

RU2473867C1 - Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройство для его осуществления

Info

Publication number: RU2473867C1
Application number: RU2011133654/28A
Authority: RU
Inventors: Аркадий Георгиевич Шипунов; Владимир Маркович Кузнецов; Сергей Сергеевич Овсенев; Раиса Михайловна Семашкина; Александр Иванович Комиссаренко; Юрий Васильевич Акулов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2011-08-10
Filing date: 2011-08-10
Publication date: 2013-01-27

Abstract

Группа изобретений относится к системам управляемого оружия и ракетной артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН) при радиокомандном выводе управляемых ракет или снарядов в зону самонаведения. Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции (РЛС), включает формирование команд управления лучом РЛС, прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения (ГСН), перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели. При формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты обеспечивают траекторию ракеты, при которой (β-β)<Р, где βи β- наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты и осью "РЛС-ракета", β- угол между точками половинной мощности диаграммы направленности (ДН). Оси ДН антенн РП и РО направляют в сторону поверхности земли на угол β=(β+β)/2 относительно оси ракеты, при этом ракету стабилизируют по крену. Технический результат заключается в повышении надежности связи РЛС с ракетой на всей траектории полета. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН) при радиокомандном выводе управляемых ракет или снарядов в зону самонаведения, может использоваться в системах управляемого вооружения для поражения одиночных и групповых подвижных и неподвижных наземных, надводных и воздушных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей.

Известен способ наведения ракеты в системах многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны, в котором на начальном и среднем участках траектории полета реализовано радиокомандное телеуправление траекторией полета и автономное самонаведение на участке подлета ракеты к цели. В данном способе формируют команды управления лучом радиолокационной станции (РЛС) на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, осуществляют прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определяют координаты и формируют команды управления ракетой, пропорциональные линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, производят передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата ГСН, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, патент РФ №2284444, публикация 2006 г., 27 сентября, МКИ F41G 7/00, F42B 15/01 /1/.

Данный способ реализован в системе наведения высокоточного оружия дальней зоны, содержащей на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, РЛС с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход соединен со входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет и содержащей на ракете ГСН, аппаратуру управления, первый выход которой соединен со входом рулевого привода, дешифратор команд управления и переключатель команд, РО с антенной РО, радиоприемник РП с антенной РП, при этом оси диаграмм направленности (ДН) антенн РО и РП направлены вдоль оси ракеты, второй выход аппаратуры управления соединен со входом РО, а вход - с выходом переключателя команд, первый вход которого соединен с выходом тепловизионной ГСН, второй вход - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом РП, /1/.

Данные известные способ наведения многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны и система наведения для его осуществления обеспечивают вывод в глубину боевых порядков противника высокоскоростных управляемых ракет и поражение неподвижных и движущихся малоразмерных целей.

Мощность радиосигнала максимальна, когда оси ДН антенн РП и РО ракеты совпадают с осью луча РЛС. Для бесперебойного действия радиолинии пеленгации и передачи команд управления угол рассогласования β между осью луча РЛС и продольной осью ракеты должен быть меньше половины ширины луча антенны ракеты (β_0,5), угла между точками половинной мощности ДН. Это условие достигается и поддерживается при стрельбе по воздушным целям, когда ракета в течение всего полета при управлении РЛС набирает высоту.

При стрельбе по наземным целям на участке траектории полета ракеты, где снижается высота, ракета разворачивается, угол тангажа меняет знак и возникает угол рассогласования β, превышающий величину β_0,5/2. Причиной увеличения угла β также может быть смещение оси луча РЛС в зависимости от данных целеуказания и программной дальности.

Разворот направления оси ракеты относительно оси луча РЛС приводит к значительному, в несколько раз, уменьшению коэффициентов усиления антенн. Как следствие, при пеленгации ракеты по линии «РО ракеты - РЛС» уменьшается мощность радиосигнала на входе РЛС, при передачи команд по линии «РЛС - РП ракеты» уменьшается мощность радиосигнала на входе РП ракеты. Если величина β превышает значение β_0,5/2, может разрушиться связь РЛС с ракетой.

Поэтому задачей предлагаемой группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, а именно: обеспечение надежной бесперебойной связи РЛС с ракетой на всей траектории полета и за счет этого повышение вероятности безотказной работы системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС.

В способе наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, включающем формирование команд управления лучом РЛС на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, прием сигналов пеленгации с РО ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на РП ракеты, вывод ракеты в зону захвата ГСН, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, поставленная задача достигается тем, что при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты обеспечивают траекторию ракеты, при которой

где β_max и β_min - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС-ракета", направляют оси ДН антенн РП и РО в сторону поверхности земли на угол β_РАЗВ=(β_max+β_min)/2 относительно продольной оси ракеты, при этом ракету стабилизируют по крену.

В системе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, включающей командный пункт с РЛС и ракету, содержащую последовательно соединенные ГСН, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, управляющий углами курса и тангажа планера ракеты, а также РО с антенной РО, РП с антенной РП и дешифратор команд управления, первый вход которого соединен до старта с выходом командного пункта, второй вход - с выходом РП, а выход - со вторым входом переключателя команд, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом РО, поставленная задача достигается тем, что ракета дополнительно оснащена обеспечивающими стабилизацию по крену датчиком крена и приводом управления по крену, вход которого соединен с третьим выходом аппаратуры управления, второй вход которой соединен с выходом датчика крена, который механически связан с планером ракеты, при этом оси ДН антенн РО и РП развернуты в сторону поверхности земли на угол β_РАЗВ относительно продольной оси ракеты.

Технический результат обеспечивается за счет того, что в способе наведения на цель ракеты, управляемой лучом РЛС, при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты обеспечивают траекторию ракеты, при которой

(β_max-β_min)<β_0,5,

направляют оси ДН антенн РП и РО в сторону поверхности земли на угол β_РАЗВ=(β_max+β_min)/2 относительно продольной оси ракеты. Условие (1) является одним из необходимых для бесперебойной связи РЛС с ракетой на всей траектории полета ракеты. Иначе никакое направление осей ДН антенн РП и РО не обеспечит устойчивый прием-передачу сигналов между РЛС и ракетой. Также необходимым условием является стабилизация ракеты по крену, которую в полете реализуют посредством размещенных на ракете датчика крена и привода управления по крену. При этом в течение всего полета ракеты луч РЛС пересекает ширину луча антенн ракеты и происходит прием-передача сигналов.

Данное техническое решение поясняется графическими материалами.

На фиг.1 схематически представлен вариант траектории полета ракеты при стрельбе по наземным целям (зависимость высоты полета Н от дальности D) и пространственные положения оси ракеты и луча РЛС.

На фиг.2 приведена блок-схема системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, с помощью которой реализуют предлагаемый способ наведения, где

1 - командный пункт с РЛС;

2 - ракета;

3 - датчик крена;

4 - ГСН;

5 - РО с антенной РО;

6 - РП с антенной РП;

7 - аппаратура управления;

8 - рулевой привод;

9 - дешифратор команд управления;

10 - переключатель команд;

11 - привод управления по крену.

При постановке тактических задач по применению системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, рассчитывают возможные траектории полета на заданную дальность и траекторные параметры положения ракеты. На их основании для участка траектории, на котором ракета управляется лучом РЛС, определяют наибольший β_max и наименьший β_min углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью луча РЛС. Если луч РЛС находится вне угла β_0,5, связь между РЛС и ракетой может быть нарушена. На фиг.1 качественно показано, как это может получиться при стрельбе по наземным целям. Учитывая характеристики антенн РО и РП, ширину их луча β_0,5, в предполетных установках системы наведения задают траекторию полета ракеты, при которой выполняется условие (β_max-β_min)<β_0,5.

На участке траектории, когда высота снижается, возникают ситуации, когда угол рассогласования оси ракеты относительно луча РЛС β превышает величину β_0,5/2 и ось луча РЛС находится вне ширины луча антенн ракеты (фиг.1).

Для обеспечения устойчивого управления ракетой посредством РЛС до старта ракеты разворачивают оси ДН антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты в сторону поверхности земли на угол β_РАЗВ=(β_max+β_min)/2.

Т.к. (β_max-β_min)<β_0,5, при таком положении антенн величина β будет всегда меньше β_0,5/2.

Для вращающихся ракет осуществляют стабилизацию по крену, иначе ось луча РЛС в зависимости от угла крена находится вне ширины луча антенн ракеты.

При поступлении информации о координатах цели аппаратура командного пункта вычисляет углы азимута, места и дальности до цели, на основании чего в момент старта ракеты формируют луч РЛС, направленный в поле встреливания ракеты, и команды его управления. Управление ракетой осуществляют относительно оси луча РЛС по данным целеуказания и по предполетной программе, заложенной в командном пункте.

Для каждой ракеты до пуска с выхода командного пункта по каналу связи на первый вход дешифратора команд управления (9) ракеты предается и записывается конкретный адрес ракеты, являющийся "электронным ключом" к последующей расшифровке передаваемой информации, при этом расшифровывается только "своя" информация, а РО ракеты отвечает только на "свой" запрос.

С командного пункта (1) посылают запрос РО (4), а на ракете (2) РП (5) посредство антенны РП обеспечивает прием информации, передает ее в дешифратор команд управления (9), который через переключатель команд (10) и аппаратуру управления (7) запускает РО (4). Сигналы РО через РЛС поступают в командный пункт, где вырабатывают координаты ракеты по дальности, углу места и азимуту, определяют линейное отклонение ракеты от направления луча РЛС, формируют команды управления ракетой, которые через РЛС излучаются в направлении ракеты.

Принятые РП (6) посредством антенны РП на ракете команды управления декодируются в дешифраторе команд управления (9) и через переключатель команд (10) поступают в аппаратуру управления (7), где преобразуются в сигналы управления аэродинамическим рулевым приводом (8). При полете ракеты датчик крена (3) с определенной частотой измеряет углы крена ракеты, выдает код, пропорциональный значению угла крена, в аппаратуру управления (7), которая преобразует его в сигналы управления приводом управления по крену (11), с помощью которого ракету стабилизируют по крену.

Программным управлением лучом РЛС по вертикали и управлением ракетой относительно луча обеспечивают необходимую дальность полета и вывод ракет в зону захвата ГСН. ГСН осуществляет автономный поиск, распознавание и сопровождение цели и выдает сигнал «захват» цели. По этому сигналу происходит переход управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения по методу пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель.

Командный пункт может быть выполнен, например, аналогично прототипу /1/ и содержать блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, РЛС с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход соединен со входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, а третий выход - до старта ракеты с первым входом дешифратора команд управления ракеты, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет.

На ракете блоки (4)-(10) могут быть выполнены, например, аналогично прототипу /1/.

Датчик крена (3) может быть выполнен, например, как датчик угла, Под. ред. д.т.н., профессора Д.С.Пельпора, Гироскопические системы, М.: "Высшая школа", 1988 г., стр.63-74.

Привод управления по крену (11) может быть выполнен, например, в виде элеронов, установленных на лопастях стабилизаторов планера ракеты, В.А.Боднер, Системы управления летательными аппаратами, М.: "Машиностроение", 1973 г., стр.6-16, /2/.

Таким образом, использование предлагаемых способа наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, и устройства для его осуществления позволяет:

- обеспечить надежной бесперебойной связью РЛС с ракетой на всей траектории полета;

- повысить вероятность безотказной работы системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС.

Claims

1. Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции (РЛС), включающий формирование команд управления лучом РЛС на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения (ГСН), перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения; автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, отличающийся тем, что при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты обеспечивают траекторию ракеты, при которой (β_mах-β_min)<β_0,5, где β_mах и β_min - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС - ракета", β_0,5 - ширина луча антенны ракеты, угол между точками половинной мощности диаграммы направленности (ДН), направляют оси ДН антенн РП и РО в сторону поверхности земли на угол β_РАЗВ =(β_max +β_min)/2 относительно продольной оси ракеты, при этом ракету стабилизируют по крену.

2. Система наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции (РЛС), включающая командный пункт с РЛС и ракету, содержащую последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, управляющий углами курса и тангажа планера ракеты, а также радиоответчик (РО) с антенной РО, радиоприемник (РП) с антенной РП и дешифратор команд управления, первый вход которого соединен до старта с выходом командного пункта, второй вход - с выходом РП, а выход - со вторым входом переключателя команд, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом РО, отличающаяся тем, что ракета оснащена обеспечивающими стабилизацию по крену датчиком крена и приводом управления по крену, вход которого соединен с третьим выходом аппаратуры управления, второй вход которой соединен с выходом датчика крена, который механически связан с планером ракеты, при этом оси диаграммы направленности антенн РО и РП развернуты в сторону поверхности земли на угол β_РАЗВ относительно продольной оси ракеты.