способ наведения

Формула изобретения

1. Способ наведения, заключающийся в формировании луча управления, формировании команд управления ракетой, пропорциональных отклонению ракеты от оптической оси луча, отличающийся тем, что производят измерение углового отклонения ракеты относительно линии визирования цели, осуществляют разворот луча в плоскости, проходящей через линию визирования ракеты и линию визирования цели, в направлении летящей ракеты на угол, пропорциональный угловому отклонению линии визирования ракеты относительно линии визирования цели, причем коэффициент пропорциональности устанавливают в диапазоне от 0 до 1.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что коэффициент пропорциональности выбирают по зависимости



где h_л - телесный угол луча управления;

_{p max} - максимальный расчетный угол между линией визирования ракеты и линией визирования цели на начальном участке наведения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области разработки систем наведения с телеориентированием ракеты в лазерном луче и может быть использовано в противотанковых ракетных комплексах (ПТРК), установленных на сухопутных и воздушных носителях.

Известен способ наведения ракет (например, в ПТРК TOW), заключающийся в измерении углового отклонения ракеты от линии визирования цели (ЛВЦ), преобразовании углового отклонения в электрические сигналы, пропорциональные координатам ракеты относительно ЛВЦ, формировании команд управления и преобразовании команд управления в отклонения исполнительных органов [1 - 5].

Недостатками известного способа наведения являются:

- значительное время подготовки к пуску, связанное с необходимостью разворота пускового устройства с помощью поворотного и подъемного механизмов наведения для установки строго определенных углов между направлением выстрела и ЛВЦ;

- формирование дополнительного канала управления с расширенным полем зрения для организации выстреливания ракеты в луч на начальном участке.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению являются способ наведения ракет, реализованный в ПТРК "Mapats" [6 - 8], разработанном на базе ПТРК TOW, заключающийся в формировании лазерного луча управления, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно оси луча, формировании команд управления, пропорциональных отклонениям ракеты от оси луча, и преобразовании команд управления в отклонения рулей.

Данная система наведения, устанавливаемая на подвижных носителях, например на вертолетах [9], обладает следующими недостатками: значительным временем проведения операций, связанных с установкой требуемых углов между направляющими пускового устройства и ЛВЦ; требованием мастерства летчика для установки требуемых углов посредством пилотирования вертолета; сравнительно низкой точностью установки требуемых углов; необходимостью перевода носителя в режим пикирования на цель при подготовке к стрельбе и осуществления запуска ракеты; значительным размером луча, который обусловлен большим рассеиванием ракет при их запуске с низкими начальными скоростями.

Целью изобретения является расширение диапазона условий применения ПТРК при стрельбе с подвижного носителя без организации точного прицеливания пускового устройства относительно ЛВЦ и снижение требований к рассеиванию ракет на начальном участке наведения.

Поставленная цель достигается за счет того, что в способе наведения, заключающемся в формировании луча управления, формировании команд управления, пропорциональных отклонению ракеты от оптической оси луча, - производят измерение углового отклонения ракеты относительно ЛВЦ, осуществляют разворот луча в плоскости, проходящей через линию визирования ракеты (ЛВР) и ЛВЦ, в направлении летящей ракеты на угол, пропорциональный отклонению ЛВР относительно ЛВЦ, причем коэффициент пропорциональности устанавливают в диапазоне от 0 до 1 преимущественно по зависимости:



где

h_л - телесный угол луча управления;

_{p max}- максимальный расчетный угол между ЛВР и ЛВЦ на начальном участке наведения.

Структурная схема устройства, реализующего предложенный способ наведения, и рисунок, поясняющий принцип работы, приведены на фиг. 1 и 2.

На фиг. 1 введены следующие обозначения: 1 - пеленгатор; 2 - объектив; 3 - оптико-механический координатор; 4 - вычитающее устройство; 5 - усилитель; 6 - сумматор; 7 - привод пеленгатора; 8 - датчик угла пеленгатора.

На фиг. 2 обозначены:

_p - угол между линией визирования цели и линией визирования ракеты;

_л - угол между ЛВЦ и осью луча;

-- угол между осью луча и ЛВР.

Устройство работает следующим образом.

При наведении ракеты на цель пеленгатор 1 является основным звеном замкнутого контура автоматического управления, объектом которого является летящая ракета. В качестве пеленгатора можно использовать прибор наведения (см. носимый противотанковый комплекс 9K115. Техническое описание. Москва, Военное издательство, 1984).

Входным сигналом этого контура является угловое отклонение ракеты от ЛВЦ , которое измеряется оптической системой 2, оптико-механическим координатором 3 пеленгатора и преобразуется в электрический сигнал _э.

Для обеспечения приема светового сигнала от источника излучения при больших угловых отклонениях ракеты от линии визирования цели, что соответствует начальному участку наведения, оптическая часть пеленгатора имеет поле зрения порядка 6 - 8^o.

После выстреливания под действием возмущения ракета отклоняется от ЛВЦ на угол _p.

В случае разворота оси луча, съюстированного с осью пеленгатора, на угол _л угловое отклонение ракеты между осью луча и ЛВЦ, измеренное следящим оптико-механическим координатором пеленгатора, в виде электрического сигнала _э суммируется с электрическим сигналом U_л, поступающим с датчика угла следящего пеленгатора 8.

Суммарный электрический сигнал U_p с выхода сумматора 6 (выполненный, например, на операционном усилителе типа 140УД6) дает информацию об угловом положении ракеты _p (фиг. 2), поскольку

U_p=_э+U_л=(_p-_л)+_лKg ,

где Kg - коэффициент передачи датчика угла пеленгатора 8, при Kg 1 U_p=_p.

При условии _a=0 ось луча пеленгатора перемещалась бы до тех пор, пока угол _л не стал бы равен углу _p, т.е. ось луча совмещалась бы с ракетой.

В этом случае на борту ракеты команда управления стала бы равна нулю, т. е. управляющее воздействие, приводящее ракету к ЛВЦ, не выработалось бы.

Для схемы, представленной на фиг. 1, имеем

_a=KU_p,

где K - коэффициент передачи (пропорциональности) усилителя, выполненного, например, на микросхеме 140УД6.

В этом случае на входе привода пеленгатора 7 (на выходе вычитающего устройства 4, выполненном, например, на микросхеме 140УД6) имеем



Учитывая, что



где K_пр - коэффициент передачи привода, связывающий угол поворота оси пеленгатора с величиной входного сигнала;

P = d/dt (оператор);

K_пр/P - передаточная функция привода,

имеем

_лP=[_p(1-K)-_л]K_пр, откуда после преобразований получаем



где K_o = 1-K; T_p=1/K_пр,

т. е. в установившемся режиме (P 0) _л=K_p, _a=K_p, следящий пеленгатор следит за ракетой с постоянной ошибкой _э, пропорциональной углу _p.

В этом случае при K<1 на борту ракеты вырабатывается команда, перемещающая ракету к ЛВЦ.

При достижении ракетой ЛВЦ автоматически обнуляется. Последующее телеориентирование ракеты в лазерном луче поддерживает нулевое значение _p.

Таким образом, предложенный способ наведения исключает недостатки, присущие прототипу, обеспечивает снижение требований к рассеиванию ракеты на начальном участке наведения и позволяет уменьшить ширину управления до значения, меньшего величины рассеивания ракет на начальном участке наведения.

Расчеты показывают, что предложенный способ позволяет снизить требования к точности прицеливания авиационными носителями при подготовке к стрельбе в 5 - 10 раз, что расширяет условие боевого применения комплексов управляемого вооружения.

Источники информации

1. Зарубежное военное обозрение, 1979 , л. 6, с. 35 - 40.

2. Зарубежная военная техника, 1980, с. 3 - 4 (серия II, вып. 6).

3. Зарубежная военная техника, 1982, с. 3 - 5, (серия II, вып. 2).

4. Interavia, 1980, v. 35, V. 3, P. 200

5. Plight International, 1983, v. 122, М. 3835, H. 1316.

6. International Defense Review, 1988, v. 21, N 5, P. 580.

7. Armade International, 1985, N 2, PP. 74 - 75.

8. Janes Defence weehly, 1985, v. 3, N 15, P. 679.

9. Janes Defense weehly, 1990, v. 14, N 23, PP. 1165 - 1168.