способ наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем

Формула изобретения

Способ наведения баллистической ракеты с корректируемым боевым модулем (КБМ), включающий пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения, отличающийся тем, что траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции, при этом перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, после пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции для уменьшения промаха до минимального значения, перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер, причем при промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к системам высокоточного вооружения, в частности к системам наведения (СН) тактических баллистических ракет, предназначенных для поражения оборонительных сооружений, огневых средств, зданий и сооружений промышленных объектов.

Известен (1) способ комбинированного управления летательным аппаратом (ЛА), включающий запуск ЛА из пускового устройства под углом ₀ к горизонту с начальной скоростью ₀, полет ЛА по баллистической траектории и инерциальное наведение ЛА с программным углом наклона продольной оси ЛА к горизонту, при котором траектория движения ЛА приближается к опорной траектории с наименьшими высотами полета, и самонаведение на цель на конечном участке полета с помощью аэродинамических устройств. Недостатком этого способа, выбранного в качестве прототипа, является то, что он позволяет уменьшить промах только в продольной плоскости, при этом вносятся ошибки, связанные с измерениями углов, и методические ошибки, обусловленные приближенностью вычисления программного значения, что уменьшает вероятность попадания ЛА в область начальных промахов, выбираемых на участке самонаведения. Известны (2) способы поражения целей с использованием боевых блоков с головками самонаведения, отделяемых от реактивных снарядов при сближении с целью. Недостатком этих способов является малая точность наведения при стрельбе по удаленным и одиночным целям.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение точности наведения на цель тактических баллистических ракет. Технический результат достигается за счет того, что при способе наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем (КБМ), включающем пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения, траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции, при этом перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, после пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции (ИДК) для уменьшения промаха до минимального значения, перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости самонаведения, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер, причем при промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной.

На чертеже приведена иллюстрация траектории полета ракеты и КБМ, реализуемого по предлагаемому способу наведения. Перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, в момент пуска включают программу расчета кинематических параметров движения ракеты. На первом после пуска участке (0-1) работает маршевый двигатель, на следующем, баллистическом, участке (1-2) после прохождения вершины траектории отделяют КБМ, на участке промежуточной коррекции (2-3) определяют величину и фазу накопившегося промаха и производят путем запуска ИДК ряд коррекций траектории КБМ для снижения прогнозируемого промаха до величины, допустимой для участка самонаведения, затем на участке (3-4) производят торможение КБМ до величин линейной и угловой скорости движения КБМ, допустимых для начала участка лазерного самонаведения, инициируемого по команде, передаваемой в момент вхождения КБМ в зону захвата цели по радиоканалу с бортового передатчика на связную радиостанцию для перевода в режим подсвета цели портативного целеуказателя-дальномера.

В определенный по программе бортовой ЭВМ момент времени включается бортовой лазерный индикатор-координатор (ЛИК) в режим приема отраженного лазерного сигнала.

Коррекция траектории КБМ при лазерном полуактивном самонаведении производится так же, как на участке промежуточной коррекции, с помощью выбора ближайшего по фазе ИДК и выбора оптимального момента его запуска для устранения промаха, определяемого с помощью ЛИК.

Использование ИДК на участке промежуточной коррекции траектории КБМ дает возможность обеспечить предельный промах величиной менее 400 м, а использование ИДК на участке самонаведения дает возможность обеспечить конечный промах не более 40 м за время менее 3,0 секунд с использованием нескольких коррекций даже при условиях низкой облачности.

Описанная выше реализация предлагаемого в изобретении способа наведения обеспечивает повышение точности наведения более чем в 100 раз по сравнению со штатной неуправляемой баллистической ракетой за счет удержания к началу участка самонаведения величины прогнозируемого промаха ниже допустимого порога, величины линейной и угловой скорости в допустимых для эффективного самонаведения пределах и выбора оптимального момента начала самонаведения с учетом оставшегося времени полета.

Источники информации

1 RU 2124688 с1, 25.11.1997.

2 Военный парад, 2003 г., №4, с.60-62.