способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, и устройство для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, включающий прием модулированного лазерного излучения, преобразование его в электрический сигнал, формирование сигналов, пропорциональных координатам ракеты относительно оси луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, формирование сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты и связанных с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой, и преобразование сигналов управления в отклонение рулей, причем при прерывании приема модулированного лазерного излучения на борту ракеты отклонение рулей производят по сигналам управления, сформированным по сигналам, пропорциональным координатам ракеты в момент, предшествующий прерыванию приема излучения на время не более установленного максимального значения, по истечении которого сигналы, пропорциональные координатам ракеты, обнуляют до возобновления приема модулированного лазерного излучения, отличающийся тем, что при отсутствии возобновления приема модулированного лазерного излучения по истечении времени ₀ с момента начала обнуления сигнал, пропорциональный координате ракеты в вертикальной плоскости, устанавливают равным сигналу, соответствующему нахождению ракеты на верхней границе луча, а время ₀ определяют по математической зависимости

где R_Л - радиус луча, м,

g - ускорение свободного падения, м/с² .

2. Устройство формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, содержащее аппаратуру выделения координат, состоящую из последовательно соединенных источника модулированного лазерного излучения, приемника излучения и блока выработки сигнала рассогласования, а также последовательно соединенные блок формирования команд и рулевой привод, отличающееся тем, что оно снабжено пороговым устройством, вход которого соединен с выходом приемника излучения, блоком управления, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходом блока выработки сигнала рассогласования и с выходом порогового устройства, а выход соединен с входом блока формирования команд и блоком памяти, выход которого соединен с третьим входом блока управления.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области разработки систем телеуправляемых по лучу ракет и может быть использовано в комплексах противотанкового и танкового вооружения, а также в зенитных комплексах.

Известен способ наведения вращающейся ракеты по лучу (патент RU №2284001, МПК F41G 7/24 (2006.01), 10.02.05), заключающийся в формировании лазерного излучения, приеме аппаратурой управления (АУ) ракеты этого излучения, формировании сигналов и , пропорциональных рассогласованию и между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, преобразовании сигналов рассогласования в сигналы в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов.

Устройство, реализующее этот способ (патент RU №2284001, МПК F41G 7/24 (2006.01), 10.02.05), включает источник модулированного лазерного излучения на пусковой установке и управляемую ракету. АУ 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 известного способа наведения и реализующего его устройства является отсутствие специальных мер для обеспечения управления ракетой в условиях прерывания линии связи «формирователь луча - ракета».

Одной из задач, решаемых при разработке систем наведения (СН) ракет по лучу, является эффективное управление ракетой при прерывании излучения (прекращении выделения координат на ракете), которое может возникать в случаях:

- выхода ракеты из информационного поля управления под действием возмущения или бокового ветра;

- ослабления сигнала, принимаемого ракетой, до уровня, недостаточного для выделения координат, например, вследствие перекрытия сигнала дымовым шлейфом двигателя ракеты или элементами рельефа местности;

- отказов комплекса при неисправностях его элементов (например, формирователя луча в наземном приборе наведения).

Наиболее близким к предлагаемому является способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу (патент RU №2107879, МПК⁶ F41G 7/00, 7/24, 07.12.94), заключающийся в приеме модулированного лазерного излучения, преобразовании его в электрический сигнал, формировании сигналов и , пропорциональных координатам ракеты относительно оси луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, 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, причем при прерывании приема модулированного лазерного излучения на борту ракеты отклонение рулей производят по сигналам управления, сформированным по сигналам и , пропорциональным координатам ракеты в момент t _П, предшествующий прерыванию приема излучения на время не более _max, определяемое выражением

где К_АУ(t_П ) - коэффициент передачи АУ в момент времени t _П;

К_С(t_П ) - коэффициент передачи ракеты по угловой скорости разворота вектора скорости в момент времени t_П;

V(t_П) - продольная скорость ракеты в момент времени t_П,

по истечении которого сигналы координат и обнуляют до возобновления приема модулированного излучения.

В известном способе в условиях прерывания выделения сигналов координат на вход исполнительного устройства, в течение времени = _max или до возобновления приема модулированного лазерного излучения ( < _max) подаются сигналы и , соответствующие координатам ракеты в момент, предшествующий прерыванию.

Время _max, на которое происходит запоминание сигналов координат, определено из условия обеспечения уменьшения до значений, близких к нулю, реальных отклонений ракеты от оси луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, т.е. выведения ракеты на ось луча. По истечении времени сигналы координат обнуляют до возобновления приема модулированного лазерного излучения во избежание избыточной компенсации отклонений.

В известном способе при пропадании приема излучения и отсутствии его возобновления сигналы координат на борту ракеты по полетному времени t формируются следующим образом:

где k - коэффициент пропорциональности сигналов координат на борту ракеты ее реальным координатам.

В случае повторного пропадания приема излучения после его возобновления значение момента времени t_П обновляется.

Устройство формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, реализующее этот способ (патент RU №2114372, МПК⁶ F41G 7/00, 7/24, 28.02.97), включает последовательно соединенные аппаратуру выделения координат (АВК), блок формирования команд (БФК) и рулевой привод (РП). АВК состоит из последовательно соединенных источника модулированного лазерного излучения (ИМИ), приемника излучения (ПИ) и блока выработки сигнала рассогласования (БВСР).

ПИ на борту ракеты принимает модулированное лазерное излучение, БВСР вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча), а при пропадании приема излучения вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям в момент, предшествующий пропаданию. БФК формирует команды управления на РП в связанной системе координат. Отклонения рулей возвращают ракету к оси луча.

Недостатком данного способа и реализующего его устройства является большое рассеивание ракеты в случае отсутствия возобновления приема излучения на ракете (например, при неисправности формирователя луча в наземном приборе наведения), поскольку ракета продолжает автономный полет под действием программной команды компенсации силы тяжести (ККСТ), отклоняясь при этом в горизонтальной плоскости под действием бокового ветра, а также воздействия ККСТ при наличии в СН фазовых ошибок (из-за ухода гирокоординатора, разброса характеристик рулевого привода и ракеты). При этом значительно расширяется опасная зона возможных координат падения ракеты при эксплуатации комплекса.

Задачей предлагаемого изобретения является увеличение зоны безопасной эксплуатации комплекса при возникновении неисправностей, не позволяющих возобновить прием модулированного лазерного излучения на ракете.

Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу (патент RU №2107879, МПК⁶ F41G 7/00, 7/24, 07.12.94), заключающимся в приеме модулированного лазерного излучения, преобразовании его в электрический сигнал, формировании сигналов, пропорциональных координатам ракеты относительно оси луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, 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, причем при прерывании приема модулированного лазерного излучения на борту ракеты отклонение рулей производят по сигналам управления, сформированным по сигналам, пропорциональным координатам ракеты в момент, предшествующий прерыванию приема излучения на время не более установленного максимального значения, по истечении которого сигналы, пропорциональные координатам ракеты, обнуляют до возобновления приема модулированного лазерного излучения, в предлагаемом способе при отсутствии возобновления приема модулированного лазерного излучения по истечении времени ₀ с момента начала обнуления сигнал, пропорциональный координате ракеты в вертикальной плоскости, устанавливают равным сигналу, соответствующему нахождению ракеты на верхней границе луча, а время ₀ определяют по зависимости

где R_Л - радиус луча;

g - ускорение свободного падения (9,81 м/с² ).

Для реализации этого способа в известном устройстве формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу (патент RU №2114372, МПК⁶ F41G 7/00, 7/24, 28.02.97), включающем аппаратуру выделения координат, состоящую из последовательно соединенных источника модулированного лазерного излучения, приемника излучения и блока выработки сигнала рассогласования, а также последовательно соединенные блок формирования команд и рулевой привод, новым является то, что в него введены пороговое устройство, вход которого соединен с выходом приемника излучения, блок управления, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходом блока выработки сигнала рассогласования и с выходом порогового устройства, а выход соединен с входом блока формирования команд, и блок памяти, выход которого соединен с третьим входом блока управления.

Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом.

Структура предлагаемого устройства пояснена на фиг.1, где: 1 - АВК; 2 - ИМИ; 3 - ПИ; 4 - БВСР; 5 - пороговое устройство (ПУ); 6 - БФК; 7 - РП; 8 - блок управления (БУ); 9 - блок памяти (БП).

На фиг.2 показан принцип формирования сигналов координат и на борту ракеты при пропадании излучения и отсутствии его возобновления согласно предлагаемому способу и устройству.

Длительность ₀ «обнуления» координат представляет собой интервал времени от момента окончания запоминания входных сигналов координат до момента принудительной подачи сигнала соответствующего нахождению ракеты на верхней границе луча и приводящего к движению ракеты вниз.

Величина ₀ определяется как максимально возможное время, за которое на ракете после пропадания сигналов ее координат и их запоминания должен гарантированно возобновиться прием излучения, если не произошел отказ комплекса.

За время ₀ ракета совершает движение под действием сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, формируемых при нулевых сигналах координат, а ее реальные координаты по истечении времени ₀ составляют

где a_y, a _Z - ускорения, развиваемые ракетой под действием сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях соответственно.

Развиваемое ракетой ускорение а_у в вертикальной плоскости определяется как

где a_кв - ускорение, развиваемое ракетой под действием ККСТ.

В общем случае из-за наличия разброса баллистических и аэродинамических характеристик ракеты РП (в том числе, обусловленных различными климатическими условиями стрельбы) и фазовых ошибок в СН ускорение, развиваемое ракетой в процессе полета под действием программной ККСТ, не может быть в точности равным ускорению свободного падения g

где a_кв - составляющая ускорения, определяемая указанными разбросами.

Подставляя (4) в (3), получаем

Развиваемое ракетой ускорение а_Z в горизонтальной плоскости при нулевых сигналах координат в идеальном случае равно нулю (при отсутствии программных команд в горизонтальной плоскости). Однако с учетом наличия фазовых ошибок в СН из-за ухода гирокоординатора, разброса характеристик РП и ракеты в горизонтальной плоскости возникает ускорение, величина которого определяется величиной ККСТ и фазовой ошибки в СН

Известный способ предполагает минимизацию отклонений ракеты в момент окончания запоминания сигналов координат, т.е.

С учетом зависимостей (5)-(8) выражения (1) и (2) можно записать в единой форме для вертикальной и горизонтальной плоскостей

где ; .

В реальных СН величины а_y и a_Z практически одинаковы: значение a_кв составляет 0,10...0,15g, значение а_Z составляет 0,09...0,16g при величине фазовой ошибки в СН±(6-8°).

Для гарантированного возобновления приема излучения на борту ракеты максимальный модуль ее отклонения от оси луча в любой плоскости не должен превосходить радиуса луча (в противном случае ракета будет находиться вне луча). Исходя из этого максимальное значение интервала времени ₀, за которое на ракете должен возобновиться прием излучения в случае отсутствия отказа комплекса (иначе он не возобновится никогда), определится из условия

откуда

Например, при телеуправлении ракетой лучом с размером R_Л=1,5 м время ₀ выбирается в диапазоне 1,4...1,7 с.

Таким образом, если по истечении времени ₀ на борту ракеты не возобновился прием излучения, то в СН произошел отказ и согласно предлагаемому способу формируется команда управления в вертикальной плоскости, обеспечивающая движение ракеты вниз до столкновения с грунтом.

В предлагаемом способе при пропадании приема излучения и отсутствии его возобновления сигналы координат на борту ракеты формируются следующим образом (см. фиг.2):

Предлагаемое устройство формирования команд управления, реализующее указанный способ, работает следующим образом.

Оптический сигнал, вырабатываемый ИМИ 2 на пусковой установке, поступает на ПИ 3 ракеты, электрический сигнал с выхода которого поступает в БВСР 4, формирующий сигналы k·h _y(t) и k·h_z(t), пропорциональные отклонению ракеты от оси луча (на фиг.1 приведена структурная схема устройства для одной из плоскостей управления, например, вертикальной, поскольку для другой плоскости она не имеет отличий).

По величине сигнала с выхода ПИ 3 ПУ 5 вырабатывает признак наличия («1») или отсутствия («0») приема излучения. БП 9 содержит информацию об априорно рассчитанных значениях величин _max, ₀ и .

Сигналы с выходов БВСР 4, ПУ 5, БП 9 поступают соответственно на первый, второй и третий входы БУ 8, который вырабатывает сигнал согласно зависимости (10) (или согласно зависимости (11)). Момент времени t _П прерывания приема излучения определяется БУ 8 по критерию изменения сигнала с выхода ПУ 5 с «1» на «0» (в случае вторичного прерывания приема излучения после его возобновления значение t_П обновляется).

Согласно предлагаемому способу БУ 8 будет формировать сигнал, пропорциональный координате, либо «запомненный» при прерывании сигнал, либо нулевой сигнал, либо сигнал, соответствующий нахождению ракеты на верхней границе луча.

Сформированный БУ 8 сигнал управления поступает на БФК 6 и затем на РП 7, обеспечивающий отклонение руля в соответствии со сформированным сигналом.

БУ, БП и ПУ представляют собой логические устройства, реализация которых может быть проведена на программном уровне с помощью микропроцессорных структур, например, на микропроцессоре типа 1830 BE 31.

В качестве остальных элементов, входящих в состав устройства, могут быть использованы элементы, представленные в патенте RU №2114372, МПК ⁶ F41G 7/00, 7/24, 28.02.97.

Преимуществом предлагаемого способа и реализующего его устройства является такое формирование команд, которое сохраняет положительные свойства известного способа управления ракетой в условиях прерываний сигналов ее координат с одновременным сокращением опасных зон возможного падения ракет при возникновении отказов элементов комплекса.