способ и система наведения вращающейся ракеты

Формула изобретения

1. Способ наведения вращающейся ракеты, включающий формирование модулированного излучения, формирование сигнала рассогласования между ракетой и осью луча, суммирование сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляцию суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразование полученного сигнала в отклонение руля ракеты, отличающийся тем, что суммарный сигнал дополнительно модулируют сигналом переменной амплитуды, изменяющимся в соответствии с измеренным периодом вращения ракеты по углу крена.

2. Система наведения вращающейся ракеты, содержащая формирователь сигнала рассогласования между ракетой и осью луча, состоящий из последовательно соединенных источника модулированного излучения, приемника излучения и блока выработки сигнала рассогласования, звено с регулируемым временем запаздывания, первый вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с выходом звена с регулируемым временем запаздывания, а второй вход соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, модулятор, второй вход которого соединен с выходом датчика периодического по углу крена сигнала, привод руля, вход которого соединен с выходом модулятора, измеритель периода, вход которого соединен с выходом датчика периодического по углу крена сигнала, а выход соединен со вторым входом звена запаздывания, отличающаяся тем, что она снабжена блоком регулировки коэффициента усиления, вход которого соединен с выходом измерителя периода, и вторым модулятором, первый вход которого соединен с выходом суммирующего усилителя, второй вход соединен с выходом блока регулировки коэффициента усиления, а выход соединен с первым входом первого модулятора.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР.

Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является повышение точности их наведения.

Известен способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно оси луча, формировании сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты и связанных с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой, и преобразовании сигналов управления в отклонение рулей (патент RU №2107879, МПК⁶ F41G 7/00, 7/24, 07.12.94).

СН, реализующая этот способ, включает источник модулированного излучения на пусковой установке и управляемую ракету. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное лазерное излучение, вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча), и формирует команды управления рулями в связанной с вращающейся ракетой системе координат. Отклонения рулей возвращают ракету к оси луча.

Недостатком этого способа является формирование сигналов управления пропорционально только отклонениям ракеты, а необходимые для наведения (выхода ракеты на ось луча) сигналы управления, пропорциональные скорости изменения (производной) этих отклонений, отсутствуют.

Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании модулированного излучения, формировании сигнала рассогласования между ракетой и осью луча, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение рулей ракеты (патент RU №2219473, МПК⁷ F41G 7/24, F42В 15/01, 13.05.02).

СН, реализующая этот способ, включает формирователь сигнала рассогласования (ФСР) между ракетой и осью луча, состоящий из последовательно соединенных источника модулированного излучения (ИМИ), приемника излучения (ПИ) и блока выработки сигнала рассогласования (БВСР), звено с регулируемым временем запаздывания (ЗЗ), первый вход которого соединен с выходом БВСР, суммирующий усилитель (СУ), первый вход которого соединен с выходом ЗЗ, а второй вход соединен с выходом БВСР, модулятор, первый вход которого соединен с выходом СУ, а второй вход соединен с выходом датчика периодического по углу крена сигнала (ДУК), привод руля (ПР), вход которого соединен с выходом модулятора, измеритель периода (ИП), вход которого соединен с выходом ДУК, а выход соединен со вторым входом 33, по которому осуществляется регулировка времени запаздывания .

В известном способе обеспечивается формирование сигнала управления, пропорционального отклонению ракеты от оси луча (в вертикальной и горизонтальной плоскостях декартовой системы координат) и производной этого отклонения. Результирующий суммарный сигнал управления U (t) на выходе СУ имеет вид:

U (t)=U(t)+k[U(t)-U(t- )],

где t - текущее полетное время;

U(t) - сигнал рассогласования на выходе ФСР;

U(t- ) - сдвинутый на время запаздывания сигнал рассогласования U(t);

k - постоянный коэффициент.

Параметры k, определяют степень дифференцирования отклонения. Регулировка времени запаздывания от периода вращения ракеты по крену, измеряемого ИП, на вход которого поступает сигнал с ДУК, обеспечивает изменение дифференцирующих свойств (фазовую коррекцию сигнала управления) в зависимости от изменения характеристик ракеты (скорость, частота собственных колебаний) по полету. Коэффициент передачи аппаратуры управления (по цепи ФСР-ПР) в известном способе не изменяется по полетному времени, а следовательно, не происходит амплитудной коррекции сигнала управления в соответствии с изменением характеристик ракеты.

Модуляция суммарного сигнала U периодическим по углу крена сигналом с ДУК преобразует сигнал управления из системы координат, связанной с лучом, в сигнал во вращающейся системе координат, связанной с ракетой, который преобразуется ПР в отклонение руля ракеты.

Недостатком данного способа является неполный учет изменения характеристик ракеты в течение полета при формировании сигнала управления, при котором необходимые для выполнения требуемой точности наведения динамические свойства СН обеспечиваются только за счет фазовой коррекции сигнала управления без изменения его амплитуды в течение полета.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности наведения за счет амплитудной коррекции сигнала управления в соответствии с изменением характеристик ракеты по полету.

Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом, заключающимся в формировании модулированного излучения, формировании сигнала рассогласования между ракетой и осью луча, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение руля ракеты, суммарный сигнал дополнительно модулируют сигналом переменной амплитуды, изменяющейся в соответствии с измеренным периодом вращения ракеты по углу крена.

В СН, реализующую этот способ, по сравнению с известной СН, включающей ФСР между ракетой и осью луча, состоящий из последовательно соединенных ИМИ, ПИ и БВСР, ЗЗ, первый вход которого соединен с выходом БВСР, СУ, первый вход которого соединен с выходом ЗЗ, а второй вход соединен с выходом БВСР, первый модулятор, второй вход которого соединен с выходом ДУК, ПР, вход которого соединен с выходом первого модулятора, ИП, вход которого соединен с выходом ДУК, а выход соединен со вторым входом ЗЗ, введены блок регулировки коэффициента усиления (БРКУ), вход которого соединен с выходом ИП, и второй модулятор, первый вход которого соединен с выходом СУ, второй вход соединен с выходом БРКУ, а выход соединен с первым входом первого модулятора.

Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом. Структура предлагаемой СН приведена на чертеже, где 1 - ИМИ, 2 - ПИ, 3 - БВСР, 4 - СУ, 5 - ЗЗ, 6 - второй модулятор (М2), 7 - БРКУ, 8 - ИП, 9 - первый модулятор (M1), 10 - ДУК, 11 - ПР.

СН работает следующим образом.

Сигнал с выхода БВСР 3 поступает по двум цепям на СУ 4 с различными коэффициентами усиления по двум своим входам, причем по одной из цепей сигнал проходит через ЗЗ 5. Выходной сигнал СУ 4 пропорционален текущим и предшествующим отклонениям ракеты от оси луча, создавая тем самым дифференцирующий эффект. Изменение времени запаздывания ЗЗ 5 осуществляется по его второму входу, соединенному с ИП 8, обеспечивая тем самым пропорциональность времени запаздывания периоду вращения ракеты по крену. Выходной сигнал СУ модулируется сигналом с выхода БРКУ 7 модулятором М2 6, осуществляя тем самым амплитудную коррекцию сигнала управления (изменение коэффициента передачи аппаратуры управления). Входным сигналом БРКУ 7 является измеренная ИП длительность периода вращения ракеты по крену, изменяющаяся в течение полета ракеты, а выходной сигнал функционально зависит от длительности периода вращения.

Результирующий сигнал управления с выхода модулятора М2 6 преобразуется на модуляторе M1 9 с помощью опорного сигнала с выхода ДУК 10 из системы координат, связанной с лучом, во вращающуюся систему координат, связанную с ракетой, и поступает на ПР 11. Отклонения рулей возвращают ракету к оси луча.

Необходимость амплитудной модуляции сигналов управления объясняется тем, что характеристики ракеты изменяются в течение полетного времени в соответствии с изменением ее скорости V. Коэффициент планера K_пл по нормальному ускорению (перегрузке) определяется выражением (А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета. М.: «Машиностроение», 1973, с.532, зависимость 12.66):

K_пл =K₀V,

где K₀ - коэффициент передачи планера по угловой скорости разворота вектора скорости.

Согласно формуле (А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета. М.: «Машиностроение», 1973, с.531, зависимость 12.59):

где а_i - динамические коэффициенты, определяемые баллистическими характеристиками ракеты и ее конструктивными параметрами (А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета. М.: «Машиностроение», 1973, с.473, 486-488, зависимости 11.36-11.41).

В общем случае коэффициенты K₀ и K _пл являются переменными функциями скорости ракеты, а, например, для участка излета при неработающем двигателе (тяга двигателя равна нулю)

где - постоянный коэффициент.

С учетом указанного изменения коэффициента планера коэффициент передачи аппаратуры управления (по цепи ФСР-ПР) в общем случае должен быть переменным.

Использование для амплитудной модуляции сигналов управления априорно заданного сигнала, переменного во времени по единому закону, не является оптимальным во всех условиях применения из-за возможного разброса характеристик ракеты, связанного с различными климатическими условиями (температура окружающего воздуха, атмосферное давление и т.п.), а также с возможным межпартионным разбросом тяг двигательных установок.

Снижение чувствительности динамических свойств СН к различию условий стрельбы обеспечивается посредством коррекции сигналов управления сигналом, отражающим текущие изменения характеристик ракеты по полету.

В общем случае условие реализации оптимального коэффициента передачи аппаратуры управления K _А может быть представлено с учетом (1) функциональной зависимостью от переменной по полету скорости ракеты

Поскольку для ракет, регулярно вращающихся по углу крена с частотой с помощью аэродинамических сил (например, посредством косопоставленного оперения), продольная скорость ракеты пропорциональна частоте вращения по крену (А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета. М.: «Машиностроение», 1973, с.593), условие (2) может быть записано как

или

где - период вращения ракеты по крену.

Изменение характеристик ракеты в процессе полета (ее динамических коэффициентов и, соответственно, коэффициента передачи планера) для различных конструкций ракет неодинаково, что обусловлено различным изменением расположения центра масс ракеты относительно центра давления и рулей при выгорании заряда двигателя, а также характером изменения самой величины тяги двигателя. Вследствие этого функциональная зависимость (3) может иметь различную степень пропорциональности длительности периода вращения по крену (квадратичную, с дробным показателем и др.).

В наиболее простом случае функциональная зависимость (3) может, например, иметь вид

K_A =k_AT,

где k_A - постоянный коэффициент.

Предложенные технические решения позволяют осуществлять амплитудную коррекцию сигнала управления сигналом, отслеживающим текущее изменение периода вращения ракеты по крену, и, таким образом, снизить чувствительность CH к разбросу характеристик ракеты.

Преимуществом предлагаемой CH является обеспечение наилучшей точности наведения в различных климатических условиях стрельбы.

В качестве БРКУ может быть использован, например, нелинейный функциональный преобразователь (У.Титце, К.Шенк. Полупроводниковая схемотехника. М.: "Мир", 1982, с.157).

В качестве остальных элементов, входящих в состав СН, могут быть использованы устройства, представленные в ближайшем аналоге (патент RU №2219473, МПК⁷ F41G 7/24, F42В 15/01, 13.05.02).

Применение предлагаемой CH вращающихся по углу крена ракет позволяет повысить точность наведения ракет.