Способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу

 

Изобретение предназначено для формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу. Принимаемое на борту ракеты модулированное лазерное излучение преобразуют в электрические сигналы, пропорциональные координатам ракеты относительно оси луча. Формируют сигналы управления ракетой путем преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты, связанным с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой. Сигналы управления ракетой преобразуют в отклонение ее рулей. При прерывании приема лазерного излучения на сборку ракеты отклонение рулей производят по сигналам управления, сформированным по сигналам, пропорциональным координатам ракеты в момент, предшествующий прерыванию приема излучения на время не более τ_макс , определяемого по зависимости где K_AУt_п - коэффициент передачи аппаратуры управления в момент времени прерывания t_п; К_c(t_п) - коэффициент передачи ракеты по угловой скорости разворота вектора скорости в момент времени прерывания t_п; V (t_п) - продольная скорость ракеты в момент времени t_п , по истечении которого сигнал управления обнуляют до возобновления приема модулированного лазерного излучения. 2 ил.

Изобретение касается разработки систем телеуправляемых ракет и может быть использовано в комплекте танкового вооружения, а также в малогабаритных зенитных комплексах.

Одной из задач, решаемых при разработке систем наведения, является управление ракетой в условиях прерывания линии "пусковая установка - ракета", т. е. прекращения выделения ее координат, возникающих в случаях: 1) выход ракеты из информационного поля управления под действием возмущения; 2) ослабления сигнала, принимаемого ракетой, до уровня, недостаточного для выделения координат, например, вследствие перекрытия сигнала дымовым шлейфом двигателя ракеты.

Известен способ формирования команд управления вращающейся ракетой, например, в противотанковом комплексе Милан, заключающийся в измерении отклонения от линии визирования элемента конструкции ракеты (трассера), формировании по измеренным отклонениям сигнала пропорционально координатам ракеты относительно линии визирования, формировании сигналов управления и подаче их на вход электромагнитного устройства.

Недостатком данного способа является срыв управления при прерывании приема светового сигнала трассера ракеты чувствительным ИК элементом пусковой установки. В этом случае сигналы управления носят шумовой характер, не соответствующий закону управления ракетой.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению является способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, заключающийся в приеме модулированного излучения лазера, преобразовании его в электрический сигнал, формировании сигналов, определяющих координаты ракеты относительно оси луча, преобразовании этих сигналов из неподвижной системы координат в систему, связанную с ракетой, и преобразовании сигналов управления в отклонение рулей.

Недостатком известного способа является срыв управления ракетой в условиях прерывания процесса выделения сигналов координат ракеты.

Целью изобретения является повышение точности наведения на цель в условиях прерывания процесса выделения сигналов координат.

Поставленная цель достигается тем, что в способе формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, заключающемся в приеме модулированного лазерного излучения, преобразовании его в электрический сигнал, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно луча, формировании сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координат ракеты и связанных с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой и преобразовании сигналов управления в отклонение рулей, 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 τ_макс , где K_AУ(t_п) - коэффициент передачи аппаратуры управления в момент времени прерывания t_п, 1/м; K_c(t_п) - коэффициент передачи ракеты по угловой скорости разворота вектора скорости в момент времени прерывания t_п, 1/с; по истечении которого сигнал управления обнуляют до возобновления приема модулированного лазерного излучения.

Физический смысл коэффициента передачи аппаратуры управления K_АУ(t) заключается в том, что он определяет статическую зависимость угла отклонения рулей от отклонения ракеты от оси луча. Размерность коэффициента K_АУ(t) определяются рад/м или 1/м, так как по определению "радиан" безразмерная величина.

Физический смысл коэффициента передачи ракеты K_c(t) заключается в том, что он определяет установившееся значение угловой скорости разворота вектора скорости в зависимости от отклонения рулей. Размерность коэффициента передачи ракеты - 1/с. Коэффициент передачи ракеты характеризует ее маневренные свойства и определяются по зависимости /3, с. 105/:
K_o(t) = Θʹ/δ,
Поставленная цель достигается тем, что на вход исполнительного устройства, отклоняющего рулевые органы ракеты, в течение времени τ = τ_макс или до возобновления приема модулированного лазерного излучения (т.е. τ < τ_макс ) подаются сигналы, соответствующие координатам ракеты в момент, предшествующий прерыванию.

Время τ , время, на которое происходит запоминание сигналов координат, определено из условия обеспечения уменьшения отклонения ракеты от оси луча в момент t_п, предшествующий прерыванию, в горизонтальной h_z(t_п) и вертикальной - h_y(t_п) плоскости до значения, близкого к нулю.

За время τ ракета должна уменьшить до нуля отклонения h_y,z, (t_п), т.е. достигнуть оси луча), следовательно, имеем:
,
где
a_z,y - ускорение, развиваемое ракетой под действием сигналов управления;
g - ускорение свободного падения.

Отсюда значение τ , в течение которого следует экстраполировать сигналы, будет определяться как
.

Как известно [3, с. 384, с. 104], ускорение, развиваемое ракетой под действием сигналов управления, определяется по зависимостям
a_z = h_z(t_п) K_AУ(t_п) K_c(t_п) V(t_п); (3)
a_Y = h_y(t_п) K_AУ(t_п)K_c(t_п) V(t_п) + a_кв, (4)
где
a_кв - ускорение, развиваемое ракетой под действием команды компенсации силы тяжести.

Подставляя зависимость (3) в зависимость (1), получим для горизонтальной плоскости
.

Подставляя зависимость (4) в зависимость (2), получим для вертикальной плоскости
.

Поскольку при синтезе системы управления команды компенсации силы тяжести выбирается исходя из выполнения условия a_кв≈g, выражения (5) и (6) совпадают.

Таким образом, целесообразное время запоминания сигналов координат как в горизонтальной, так и в вертикальной плоскости определяется по зависимости (5) и не зависит от величины отклонения ракеты в момент прерывания приема модулированного лазерного излучения.

Произведение K_AУ(t_п)·K_c(t_п)·V(t_п) в знаменателе подкоренного выражения зависимости (5) представляет собой коэффициент передачи разомкнутого контура управления, физический смысл которого заключается в том, что он определяет нормальное ускорение a_z, a_y, развиваемое ракетой, в зависимости от отклонений ракеты от оси луча. Размерность коэффициента передачи разомкнутого контура управления - 1/с². Реализовать величины, входящие в зависимость (5), возможно следующим образом.

Коэффициент передачи аппаратуры управления K_AУ(t) является априорно известной функцией от полетного времени t, на который практически не влияют климатические условия стрельбы. Таким образом, в момент прерывания t_п на борту ракеты имеется информация о значении коэффициента передачи аппаратуры управления K_AУ(t_п).

Определение коэффициента передачи ракеты K_c(t_п) возможно двумя способами.

- априорно определением расчетного значения коэффициента K_c(t) для нормальных условий стрельбы, т.е. учета климатических условий стрельбы и допусков на элементы конструкции ракеты;
- непосредственно вычислением в процессе полета при наличии на борту ракеты датчика нормального ускорения a_z, в качестве датчика ускорения может быть использован акселерометр [4, с. 68]:
a_z= V·Θʹ ,
[3, с. 105] и датчика продольного ускорения a_x с определением в бортовом вычислителе текущего значения K_c(t) по зависимостям
;
K_o(t) = Θʹ/δ = a_z/(V(t)·δ.
Таким образом, а момент прерывания t_п на борту ракеты имеется информация о значении коэффициента передачи ракеты по угловой скорости разворота вектора скорости K_c(t_n).

Определение продольной скорости ракеты V(t) возможно двумя способами:
- априорно определением расчетного значения V(t) для нормальных условий стрельбы, т.е. без учета климатических условий стрельбы и допусков на элементы конструкции ракеты;
- непосредственным вычислением в процессе полета по зависимости (7) при наличии на борту ракеты датчика продольного ускорения a_x.

Таким образом, в момент прерывания t_п на борту ракеты имеется информация о значении продольной скорости ракеты V(t_п).

При априорном определении расчетных значений коэффициента передачи ракеты K_c(t) и продольной скорости V(t) произведение K_АУ(t)·K_c(t)·V(t) является известной функцией от времени, и, следовательно, значение τ(t) также является известной функцией от времени, значение которой вводится в ботовую аппаратуру управления как программный коэффициент и затем в процессе пуска выдается необходимое значение τ/(t_п) в момент прерывания t_п. Заметим, что при малом диапазоне изменения τ(t) допустима реализации среднего по времени постоянного значения τ.

Упрощенная структурная схема устройства, реализующего данный способ, и эпюры напряжения, поясняющие принцип работы, приведены, на фиг. 1 и на фиг. 2.

На фиг. 1 даны RS - триггер 1; схема 2 задержки; схема И 3; генератор 4 импульсов; 5,6 - счетчики; 7 - регистр; 8 - исполнительное устройство.

На фиг. 2 даны эппюры:
а - опорные (1) и координатные (2) импульсы на входах 1 и 2 соответственно RS - триггера 1;
б - выходной сигнал RS - триггера 1;
в - импульсы на входе счетчика 5;
г - сигнал с выхода схемы задержки 2.

Устройство работает следующим образом.

Выделенные опорный 1 (фиг. 2,a) и координатный 2 импульсы, временные интервалы которых (t₁, t₂, t₃) определяют отклонения ракеты от оси луча, поступают на вход R RS - триггера 1, выполненный, например, на микросхеме 564ТМ2, и выставляет на его выходе нулевой логический уровень (фиг. 2,б), поступающий на схему И 3, который разрешает счетчику 5 счет импульсов от генератора 4.

При поступлении на вход S RS - триггера координатного импульса триггер 1 перебрасывается, запрещая счет импульсов от генератора. Записанная в двоичном коде информация со счетчика 5 (выполненного, например, на микросхеме 564ИЕ10) поступает в регистр 7 (фиг. 2,в) и в момент поступления координатного импульса по перебросу RS - триггера информация записывается и запоминается в регистре 7 (выполненном, например, на микросхеме 564ИР2) и одновременно через схему 2 задержки (фиг. 2,г) обнуляет счетчик 5 и 6 для приема последующей информации.

Записанная за период сканирования T информация (количество импульсов за время t₁) с регистра поступает на исполнительное устройство 8.

При поступлении следующего опорного импульса (промежутка времени t₂ и t₃ цикл повторяется. При этом количество импульсов, подсчитанных счетчиком 5, пропорционально времени t₁, t₂, t₃ (фиг. 2,в).

При пропадании координатного импульса на время не более τ_макс (в упрощенной структурой схеме представлен этот случай) RS - триггер не перебрасывается, импульс обнуления со схемы 2 задержки отсутствует и счетчик 6 производит счет импульсов от генератора 4 в течение времени τ_макс, значение которого дается зависимостью (5) описания, и по подсчету определенного количества импульсов за время τ_макс счетчик выдает сигнал обнуления, который поступает на регистр 7 и обнуляет его. При этом на исполнительное устройство в этот момент и далее поступает сигнал управления до момента появления координатного импульса.

Экстраполяция сигналов управления на время прерывания оптических сигналов или на время τ_макс позволяет уменьшить динамические ошибки системы управления ракетой при наведении ее в луче, а также повысить вероятность удержания ракет в луче при выстреливании в условиях действия начальных возмущений.

Прелагаемое техническое решение обеспечивает повышение точности наведения ракеты в условиях прерывания приема модулированного лазерного излучения.

Формула изобретения

Способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, заключающийся в приеме модулированного лазерного излучения, преобразовании его в электрический сигнал, 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, отличающийся тем, что 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 τ_макс, определяемое выражением

где К_АУ(t_п) - коэффициент передачи аппаратуры управления в момент времени прерывания t_п, 1/м;
К_с(t_п) - коэффициент передачи ракеты по угловой скорости разворота вектора скорости в момент времени прерывания t_п, 1/с;
v(t_п) - продольная скорость ракеты в момент времени t_n, м/с,
по истечении которого сигнал управления обнуляют до возобновления приема модулированного лазерного излучения.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2