Индукционный способ измерения параметров взаимного положения ракеты и мишени в районе встречи

 

Изобретение может быть использовано при комплексных испытаниях систем управляемого ракетного вооружения. Сущность: способ основан на принципе магнитометрических измерений. При этом на борту мишени измеряют текущие значения модулей сигналов, индуцированных в трех взаимно-перпендикулярных рамочных антеннах приемо-измерительных каналов, соответствующих магнитным составляющим вращающегося поля, создаваемого на борту ракеты, и два текущих значения разности фаз этих сигналов в любых двух каналах относительно третьего канала, принимаемого за опорный. При этом полученную информацию при помощи телеметрического канала связи передают на пункт регистрации. По полученным значениям этих трех модулей и двух разностей фаз искомые величины рассчитывают по формулам. Технический результат: повышение точности измерений и уменьшения габаритов аппаратуры. 2 ил.

Определение взаимного положения ракеты и мишени, характеризуемого относительным расстоянием между этими объектами r и углом визирования μ - между продольной осью ракеты и линией визирования ракета-мишень, является одной из основных задач этапа комплексных испытаний систем управляемого ракетного вооружения.

Наибольшие трудности представляет определение с высокой точностью параметров взаимного положения в районе встречи ракеты с мишенью при малых промахах ракеты, когда существующая наземная аппаратура внешнетраекторных измерений не позволяет производить измерение взаимного положения с требуемой точностью.

Анализ технических требований, предъявляемых к измерительным средствам при комплексных испытаниях различных систем вооружения, показывает, что необходимая точность измерения параметров взаимного положения ракеты и мишени в районе встречи должна быть (в величинах средней квадратической погрешности):

- для угла визирования - (1÷3)°

- для относительного расстояния - (1÷3) м.

Такая точность может быть обеспечена только автономными бортовыми измерительными средствами.

При этом необходимо, чтобы подобная измерительная система отвечала следующим основным требованиям:

- необходимая точность измерения;

- возможность измерения, как относительного расстояния (промаха), так и угла визирования;

- малогабаритность - это требование является особенно важным для аппаратуры, размещаемой на ракете;

- возможность непосредственной передачи на землю текущей измерительной информации об относительном расстоянии и угле визирования.

Известны следующие способы автономного определения параметров взаимного положения ракеты и мишени:

- радиотехнические способы (допплеровский, импульсный-регенеративный и фазовый);

- радиационный способ;

- оптический способ.

Ни один из этих способов не отвечает в полной мере вышеуказанным требованиям.

Предлагаемый индукционный способ измерения параметров взаимного положения ракеты и мишени основан, на применении теории ближнего поля системы двух магнитных излучателей, находящихся в пространственной и временной квадратуре. Этот способ предполагает размещение малогабаритной передающей аппаратуры на борту ракеты и приемно-измерительной аппаратуры на борту мишени (фиг.1).

Аппаратура ракеты осуществляет функции генерирования вращающегося электромагнитного поля с помощью двух магнитных излучателей, взаимноперпендикулярных в пространстве и питаемых токами, сдвинутыми по фазе на 90°.

Взаимно перпендикулярные магнитные излучатели размещаются на ракете таким образом, что плоскость их расположения перпендикулярна оси ракеты Х_р (фиг.2). Можно показать, что в этом случае магнитные составляющие ближнего поля в любой точке пространства, в пределах которого находится диапазон измеряемых дальностей, определяется тремя взаимноперпендикулярными векторами:

Здесь

, и - соответственно радиальная, меридиональная и азимутальная составляющие магнитного поля в системе координат, связанной с ракетой;

r, μ и ϕ - радиальная, меридиональная и азимутальная координаты мишени в системе координат, связанной с ракетой;

M - магнитный момент излучателей ракеты.

Приемно-измерительная система, располагаемая на борту мишени, осуществляет прием, усиление и измерение проекций этих составляющих на оси трех взаимно-перпендикулярных приемных рамок, жестко связанных с осями мишени, а также измерение разностей фаз колебаний в двух приемных рамках относительно колебания в третьей рамке, принимаемого за опорное. Для передачи измеренных на борту мишени параметров может быть использована штатная телеметрическая аппаратура.

Каждый из пяти измеренных на борту мишени электрических параметров (трех модулей и двух разностей фаз) является функцией геометрических параметров (двух параметров взаимного положения ракеты и мишени - r и μ и трех углов, характеризующих поворот осей мишени относительно тройки векторов , и (фиг.2).

Математически задача сводится к составлению и решению системы трансцендентных уравнений. Получение необходимой системы уравнений становится возможным, если воспользоваться известными связями теории ортогональных преобразований с квадратичной матрицей третьего порядка применительно к векторным формам соответствующих магнитных составляющих ближнего поля.

Это преобразование имеет вид:

где , , - проекции магнитных составляющих , , на оси трех взаимно-перпендикулярных приемных рамок на борту мишени;

- матрица данного преобразования.

Элементы матрицы L могут быть выражены через тригонометрические функции трех независимых углов ϑ, ψ и γ, характеризующих пространственный поворот осей мишени относительно базиса, образованного в данной точке пространства векторами и . Принцип выбора углов ϑ, ψ и γ, показанный на фиг.2, соответствует выбору в аналитической механике самолетных углов (хотя выбранные углы и не являются действительными самолетными углами мишени).

Система уравнений (4) может быть преобразована в систему из шести трапецеидентных уравнений с шестью неизвестными параметрами: r, μ, ϕ, ϑ, ψ и γ:

где H₁, H₂ и H₃ - модули векторов , и , соответствующие амплитуде ЭДС, наведенных в трех взаимно-перпендикулярных приемных рамках;

ϕ₁, ϕ₂ и ϕ₃ - аргументы векторов , и , соответствующие фазам наведенных ЭДС. относительно фазы тока в одном из излучателей ракеты.

Необходимые решения системы уравнений (5÷10) могут быть получены в следующем виде:

1 - для угла визирования μ:

где

здесь

ϕ₂₁, ϕ₃₁ - измеряемые разности фаз в двух каналах (2 и 3) относительно одного из каналов, принимаемого за опорный (1).

2) для относительного расстояния r:

Таким образом, из выражений (11-16) следует, что для измерения параметров взаимного положения ракеты и мишени - относительного расстояния r и угла визирования μ, необходимо измерять на борту мишени пять электрических параметров - 3 модуля ЭДС в 3-х взаимноперпендикулярных рамках (H₁, H₂ и H₃) и 2 разности фаз сигналов в двух измерительных каналах относительно третьего канала, принимаемого за опорный (ϕ₂₁ и ϕ₃₁). Измерение разности фаз достаточно производить в пределах 180°.

Анализ погрешностей измерения показывает, что суммарная средняя квадратичная погрешность измерения относительного расстояния между ракетой и мишенью составляет величину для любых значений угла визирования при исходных средних квадратических погрешностях измерения и σϕ˜1°.

С другой стороны, средняя квадратическая погрешность измерения угла визирования в диапазоне углов визирования μ=10÷60° составляет σμ=1÷3°.

Приведенные величины погрешностей отвечают необходимым точностным требованиям.

Необходимая точность измерения модулей и разностей фаз может быть обеспечена проведением калибровки аппаратуры в полете (за несколько минут до встречи), а также принятием мер, обеспечивающих стабильность характеристик аппаратуры.

На базе предлагаемого способа с целью проведения лабораторных и летных испытаний был разработан комплект индукционной аппаратуры, состоящий из макетов передатчика ракеты и приемно-измерительной системы мишени. Объем блока передатчика ракеты, разработанного на сверхминиатюрных лампах, не превышает 1 л. Рабочая частота передатчика 75 кГц. Диапазон измеряемых относительных расстояний r=0÷80 м.

Произведенные лабораторные испытания и первый этап летных испытаний подтвердили основные положения индукционного способа измерения взаимного положения ракеты и мишени в районе встречи, а также возможность получения реальных точностных характеристик, соответствующих вышеуказанным точностным требованиям.

Формула изобретения

Способ измерения относительного расстояния и угла визирования ракеты и мишени в районе встречи, основанный на принципе магнитометрических измерений, отличающийся тем, что, с целью повышения точности измерений и уменьшения габаритов аппаратуры, на борту мишени измеряют текущие значения модулей сигналов, индуцированных в трех взаимно перпендикулярных рамочных антеннах приемо-измерительных каналов, соответствующих магнитным составляющим вращающегося поля, создаваемого на борту ракеты, и два текущих значения разности фаз этих сигналов в любых двух каналах относительно третьего канала, принимаемого за опорный, при этом полученную информацию при помощи телеметрического канала связи передают на пункт регистрации, где по полученным значениям этих трех модулей и двух разностей фаз искомые величины рассчитывают по формулам.

РИСУНКИ