RU2719802C1

RU2719802C1 - Способ управления пулей и управляемая пуля

Info

Publication number: RU2719802C1
Application number: RU2019104138A
Authority: RU
Inventors: Андрей Викторович Гусев; Максим Владимирович Рындин; Семен Львович Погорельский; Эдуард Львович Матвеев; Лев Александрович Хрипунов; Павел Николаевич Забелин; Роман Владимирович Морозов; Алексей Игоревич Дикшев; Евгений Михайлович Костяной; Антон Валерьевич Горин
Original assignee: Российская Федерация, от имени которой выступает ФОНД ПЕРСПЕКТИВНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Priority date: 2019-02-14
Filing date: 2019-02-14
Publication date: 2020-04-23

Abstract

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах и, в том числе, пулях. Технический результат - увеличение точности стрельбы. По способу осуществляют разгон управляемой пули стартовым двигателем. Затем отделяют стартовый двигатель и наводят маршевую ступень на цель в оптическом луче с использованием инерциальной навигационной системы с датчиками угла крена пули для выделения координаты в канале крена. При выходе управляемой пули из трубчатой направляющей раскрывают два или более стабилизатора с децентрически расположенными на них фотоприемными устройствами, которыми оснащают управляемую пулю. После этого производят сканирование пространства вдоль линии визирования цели оптическим лучом в виде ножевидных пучков лазерного излучения. Это излучение принимают фотоприемными устройствами и переводят сначала в координаты каждого из фотоприемных устройств, а затем - в угол крена по аналитической зависимости с учетом текущих координат фотоприемников и расстояния между ними. При этом до отделения стартового двигателя в процессе полета калибруют датчик угла крена также по аналитическим зависимостям. После отделения стартового двигателя осуществляют управляемый полет с использованием откалиброванного датчика угла крена. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.

Известен способ управления пулей, примененный в управляемой пуле [Патент RU 2496087 С1], включающий разгон управляемой пули стартовым двигателем, последующее отделение стартового двигателя и наведение маршевой ступени на цель в оптическом луче с использованием инерциальной навигационной системы для выделения координаты в канале крена. Управляемая пуля, реализующая данный способ, выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме и содержит маршевую ступень, включающую боевую часть, блок управления с аэродинамическими рулями и бортовую аппаратуру с фотоприемным устройством, размещенную в хвостовой части маршевой ступени, тандемно расположенный за маршевой ступенью отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель, размещенный вокруг маршевой ступени в месте перепада калибров. Для обеспечения управления пулей на маршевом участке полета в составе бортовой аппаратуры должно быть предусмотрено наличие инерциальной навигационной системы, определяющей текущее значение угла крена. Это необходимо, поскольку, как в случае одноканальной, так и в случае двухканальной системы управления, для компенсации рассогласования текущего положения управляемой пули и линии визирования цели бортовой аппаратуре необходимо не только получать с фотоприемного устройства данные о координатах пули в оптическом луче, но и знать текущее положение в пространстве органов управления. В случае трехканальной системы управления также требуется и поддержание заданного значения угла крена. Современные микроэлектромеханические датчики угла крена, входящие в состав инерциальной навигационной системы, выполненные в габаритах, позволяющих разместить их на борту маршевой ступени управляемой пули, не способны обеспечивать заданную точность без калибровки непосредственно перед выстрелом. Калибровка непосредственно перед выстрелом затруднена, поскольку пуле необходимо еще до выстрела придать вращение в канале крена. В результате, в процессе разгона управляемой пули стартовым двигателем, неоткалиброванный датчик угла крена выдает ошибку, которая затем продолжает накапливаться на маршевом участке полета, что приводит к формированию ошибочных команд управления и промаху. Указанные управляемая пуля и способ управления ею являются наиболее близким техническим решением к предлагаемой группе изобретений и выбраны авторами в качестве прототипа.

Достоинствами прототипа являются высокая помехозащищенность наведения в оптическом луче и двухступенчатая бикалиберная схема, обеспечивающая отсутствие дымообразования и пылеобразования, а, следовательно, возникновения помех для оптического канала наведения на доминирующем по продолжительности и протяженности маршевом участке траектории полета.

Исходя из указанного выше, недостатки прототипа заключаются в следующем:

- отсутствие калибровки датчика угла крена непосредственно перед выстрелом;

- высокая вероятность ошибок наведения из-за погрешностей, обусловленных неоткалиброванным непосредственно перед выстрелом датчиком угла крена.

Технической задачей изобретения является увеличение точности стрельбы.

Задача изобретения решается следующим образом.

В способе управления пулей, включающем разгон управляемой пули стартовым двигателем, последующее отделение стартового двигателя и наведение маршевой ступени на цель в оптическом луче с использованием инерциальной навигационной системы для выделения координаты в канале крена, новым является то, что при выходе управляемой пули из трубчатой направляющей раскрывают два или более стабилизатора с децентрически расположенными на них фотоприемными устройствами, которыми оснащена управляемая пуля, после чего производят сканирование пространства вдоль линии визирования цели оптическим лучом в виде ножевидных пучков лазерного излучения, представляющих собой кодированный луч лазера. Фотоприемные устройства принимают и переводят кодированное лазерное излучение в координаты. До отделения стартового двигателя угол крена определяется по полученным от фотоприемных устройств (фотоприемников) координатам с использованием зависимости:

где γ - угол крена;

x_1i, y_1i - текущие значения координат с 1-го фотоприемника;

x_2i, y_2i - текущие значение координат со 2-го фотоприемника;

- расстояние между фотоприемниками

(индекс i означает текущее значение величины).

При этом до отделения стартового двигателя непосредственно в процессе полета проводится калибровка датчика угла крена, который будет использоваться в качестве источника информации о положении изделия в канале крена на маршевом участке полета. Калибровка датчика угла крена проводится по зависимости:

где γ_отк - откалиброванный угол крена;

γ_DK - угол крена, полученный от датчика угла крена;

Δγ - поправка калибровки;

n - количество измерений для калибровки, определяемое количеством выданных фотоприемниками координат после приема кодированного лазерного излучения в процессе полета управляемой пули до отделения стартового двигателя;

- расстояние между фотоприемниками.

Для целей настоящего описания под пулей следует понимать боеприпас калибром не более 20 мм.

В управляемой пуле, выполненной по двухступенчатой бикалиберной схеме, содержащей маршевую ступень, включающую боевую часть, блок управления с аэродинамическими рулями, бортовую аппаратуру с фотоприемным устройством, размещенную в хвостовой части маршевой ступени и вдвинутую в центральную трубку стартового двигателя, тандемно расположенный за маршевой ступенью отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель, размещенный вокруг маршевой ступени в месте перепада калибров новым является то, что в задней части стартового двигателя размещены складывающиеся аэродинамические стабилизаторы, на которых децентрически установлены фотоприемные устройства.

В частном случае управляемая пуля оснащена предназначенной для калибровки датчика угла крена дополнительной отделяемой бортовой аппаратурой, размещенной в хвостовой части маршевой ступени и вдвинутой в центральную трубку стартового двигателя.

Выполнение управляемой пули оперенной позволяет увеличить степень ее аэродинамической устойчивости.

Размещение на стабилизаторах фотоприемных устройств позволяет принимать оптический луч таким образом, что каждым из фотоприемных устройств определяются собственные координаты относительно оси оптического луча. Бортовая аппаратура, в свою очередь, получив от каждого из фотоприемных устройств сигнал с информацией о его координатах, определяет текущий угол крена управляемой пули, который используется для управления пулей до момента отделения стартового двигателя, а также для калибровки датчика угла крена. Коррекция датчика угла крена инерциальной навигационной системы осуществляется в течение всего времени разгона управляемой пули стартовым двигателем. После отделения стартового двигателя с фотоприемными устройствами инерциальная навигационная система имеет в своем составе откалиброванный непосредственно в полете датчик угла крена.

Размещение на борту стартовой ступени дополнительной отделяемой бортовой аппаратуры позволяет минимизировать массу и размеры маршевой ступени, поскольку ставшая не нужной часть бортовой аппаратуры, которая требуется для обработки данных, поступающих с фотоприемных устройств на участке разгона, может быть отделена вместе со стартовым двигателем.

Изобретение поясняется графическим материалом.

На фиг. 1 представлен общий вид управляемой пули.

На фиг. 2 представлен общий вид маршевой ступени.

На фиг. 3 изображен вид А с фиг. 1.

На фиг. 4 представлен вид Б с фиг. 2.

На фиг. 5 представлена схема определения угла крена.

Маршевая ступень 1 включает в себя боевую часть 2, блок управления 3, оснащенный аэродинамическими рулями 4, и бортовую аппаратуру 5 с фотоприемным устройством 6. Маршевая ступень 1 представляет собой летательный аппарат, способный продолжать самостоятельное движение к цели после отделения стартового двигателя 7. Боевая часть 2 служит для поражения цели при попадании в нее управляемой пули. Блок управления 3 является устройством, изменяющим направление движения управляемой пули путем отклонения аэродинамических рулей 4 по командам бортовой аппаратуры 5. Бортовая аппаратура 5 служит для приема данных с фотоприемного устройства 6, их обработки и выдачи управляющих команд на блок управления 3. Бортовая аппаратура 5 также содержит в себе инерциальную навигационную систему, необходимую для измерения угла крена пули на маршевом участке полета. Фотоприемное устройство 6 служит для приема оптического луча на маршевом участке полета и выдачи данных о текущих координатах управляемой пули относительно оси оптического луча.

Бортовая аппаратура с фотоприемным устройством вдвинута в центральную трубку стартового двигателя. Отделяемый стартовый двигатель 7 служит для разгона управляемой пули до заданной скорости, он имеет тандемное заднее расположение и больший калибр относительно маршевой ступени 1. Переходный обтекатель 8 размещен вокруг маршевой ступени в месте перепада калибров и служит для уменьшения аэродинамического сопротивления управляемой пули на участке разгона. Аэродинамические стабилизаторы 9 размещены в задней части отделяемого стартового двигателя и служат для увеличения аэродинамической устойчивости управляемой пули и крепления на них фотоприемных устройств 10. Фотоприемные устройства 10 служат для приема оптического луча на стартовом участке полета и выдачи данных о своих текущих координатах относительно оси оптического луча. Дополнительная отделяемая бортовая аппаратура 11 соединена с отделяемым стартовым двигателем 7 и служит для приема и обработки данных о координатах децентрически расположенных фотоприемных устройств 10 в оптическом луче.

На фиг. 5, поясняющей использование приведенного выше алгоритма калибровки угла крена в процессе полета введены обозначения:

12 - ось вращения управляемой пули (вид со стороны стартового двигателя);

13 - точка с координатами x_1i, y_1i, где находится одно из фотоприемных устройств 10;

14 - точка с координатами x_2i, y_2i, где находится второе из фотоприемных устройств 10;

На фиг. 5 также условно показаны оси координат оХ и oY;

- расстояние между фотоприемниками; γ - угол крена. Индекс i для координат опущен, для упрощения изображения.

При этом до отделения стартового двигателя непосредственно в процессе полета проводится калибровка датчика угла крена, который будет использоваться в качестве источника информации о положении изделия в канале крена на маршевом участке полета.

Группа изобретений работает следующим образом.

После старта управляемой пули из пусковой трубы раскрываются аэродинамические стабилизаторы 9 и включается отделяемый стартовый двигатель 7, разгоняющий управляемую пулю до заданной скорости. В процессе разгона управляемая пуля движется в оптическом луче, принимаемом децентрически расположенными фотоприемными устройствами 10. Каждое из фотоприемных устройств 10 выдает сигнал с координатой в бортовую аппаратуру 5 или, в случае ее наличия, в дополнительную отделяемую бортовую аппаратуру 11. Путем анализа данных со всех фотоприемных устройств бортовая аппаратура определяет текущий угол крена управляемой пули, который используется для управления пулей до отделения стартового двигателя и калибровки с его помощью датчика угла крена инерциальной навигационной системы. После окончания разгона стартовый двигатель 7 отделяется вместе со стабилизаторами 9, фотоприемными устройствами 10 и дополнительной отделяемой бортовой аппаратурой 11, а маршевая ступень 1 с откалиброванным датчиком угла крена продолжает самостоятельный полет к цели.

Реализация группы изобретений позволит увеличить точность стрельбы управляемой пулей.

Claims

1. Способ управления пулей, включающий разгон управляемой пули стартовым двигателем, последующее отделение стартового двигателя и наведение маршевой ступени на цель в оптическом луче с использованием инерциальной навигационной системы с датчиками угла крена пули для выделения координаты в канале крена, отличающийся тем, что при выходе управляемой пули из трубчатой направляющей раскрывают два или более стабилизатора с децентрически расположенными на них фотоприемными устройствами, которыми оснащают управляемую пулю, после чего производят сканирование пространства вдоль линии визирования цели оптическим лучом в виде ножевидных пучков лазерного излучения, которое принимают фотоприемными устройствами и переводят сначала в координаты каждого из фотоприемных устройств, а затем - в угол крена по зависимости:

где γ - угол крена;

х_2i; у_2i - текущие значения координат со 2-го фотоприемника;

х_1i; у_1i - текущие значения координат с 1-го фотоприемника;

ɩ-расстояние между фотоприемниками,

при этом до отделения стартового двигателя в процессе полета калибруют датчик угла крена по зависимостям:

где Δγ - поправка;

n - количество измерений для калибровки

Y_dk - угол крена, полученный от датчика угла крена;

γ_отк - откалиброванный угол крена,

а после отделения стартового двигателя осуществляют управляемый полет с использованием откалиброванного датчика угла крена.

2. Управляемая пуля, выполненная по двухступенчатой бикалиберной схеме, содержащая маршевую ступень, включающую боевую часть, блок управления с аэродинамическими рулями, бортовую аппаратуру с фотоприемным устройством, размещенную в хвостовой части маршевой ступени и вдвинутую в центральную трубку стартового двигателя, тандемно расположенный за маршевой ступенью отделяемый стартовый двигатель, переходный обтекатель, размещенный вокруг маршевой ступени в месте перепада калибров, и инерциальную навигационную систему с датчиками угла крена пули, отличающаяся тем, что в задней части стартового двигателя размещены складывающиеся аэродинамические стабилизаторы, на которых установлены фотоприемные устройства, при этом фотоприемные устройства расположены на аэродинамических стабилизаторах децентрически и выполнены с возможностью приема оптического луча для визирования цели и выдачи сигнала с данными о координатах пули в оптическом луче и данными о текущем положении в пространстве органов управления в бортовую аппаратуру, которая выполнена с возможностью определения текущего угла крена пули, управления пулей до отделения стартового двигателя и калибровки датчика угла крена непосредственно в полете.

3. Управляемая пуля по п. 2, отличающаяся тем, что она оснащена дополнительной отделяемой бортовой аппаратурой, предназначенной для калибровки датчика угла крена и размещенной в центральной трубке стартового двигателя, позади маршевой ступени по направлению полета.