Система наведения противосамолетных ракет

Изобретение относится к оборонной технике. Технический результат - повышение вероятности попадания ракеты в маневрирующую цель. Система наведения противосамолетных ракет сравнивает сигналы оптической и инфракрасной цифровых фотокамер и сигнала радиолокационной станции и по результирующему сигналу отличает истинные цели от ложных. Система формирует траекторию упреждения путем обратной связи рулей с подвижной головкой самонаведения - головка поворачивается в сторону, противоположную отклонению рулей до тех пор, пока рули не встанут в нейтральное положение. Система может производить опережающее упреждение на фюзеляж путем смещения нейтрали датчика положения рулей в ту же сторону, что и отклонение головки, или дополнительного смещения головки в ту же сторону. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетам классов «воздух-воздух» и «земля-воздух» со всеми типами головок самонаведения (далее ГСН).

Известны ракеты с тепловыми ГСН (см. «История авиационного вооружения», Минск, 1999, стр.444), содержащие фюзеляж, двигатель, инфракрасный или радиолокационный датчик цели, усилители и приводы рулей, но они могут быть уведены от цели тепловыми ловушками или солнцем. Известны ракеты с коррекцией траектории по скорости прецессии гироскопов (см. там же, стр.417), но эта система сложна и недостаточно точна, что при энергичном маневре самолета-цели может привести к промаху.

Задача изобретения - повышение вероятности попадания ракеты в маневрирующую цель на фоне помех. Эта задача решается совместно двумя путями. Во-первых, осуществлением электронной дискриминации ложных инфракрасных целей. И во-вторых, более точным наведением ракеты по пересекающейся траектории, а еще лучше - по слегка опережающей траектории. При этом ловушки быстрее выходят из поля зрения ГСН ракеты, а рули ракеты находятся практически в нейтральном положении, что обуславливает повышенную готовность ракеты к выполнению максимального маневра в любом направлении.

Изобретение 1. Предлагаемая система кроме усилителей и приводов рулей содержит в качестве датчика цели две цифровых фотокамеры, одна из которых работает в оптическом диапазоне, а другая - в инфракрасном (далее «оптическая фотокамера» и «инфракрасная фотокамера»). Пиксели этих фотокамер связаны блоком порогового пропускания сигналов (далее ППС) оптической фотокамеры (например, с помощью динисторов) и блоком выключения соответствующих инфракрасных пикселей (далее ВИП) инфракрасной фотокамеры (например, двухтранзисторной схемой «электронный ключ»).

То есть сигнал с пикселей оптической фотокамеры не проходит дальше, пока его уровень не достигнет определенной яркости (ярче, чем сигнал от сопла реактивного двигателя самолета, неба, облаков). Если же сигнал превышает эту яркость, например сигнал от солнца, от тепловой ловушки, то он проходит блок ППС почти без ослабления и поступает на блок ВИП, который отключает изображение с того же самого участка инфракрасной фотокамеры, см. фиг.1.

То есть там, где на виртуальном изображении оптической фотокамеры имеется яркая засветка, на том же участке инфракрасной фотокамеры «вырезается» черное пятно, и ракета как бы не «видит» источник инфракрасного излучения, если он одновременно является источником видимого излучения. Таким образом, ракета не реагирует на солнце, ловушки и горящие самолеты.

Следует заранее предусмотреть контрмеры противника: для того чтобы выдать истинную цель за ложную, достаточно увеличить светимость сопла самолета, для чего можно вдуть в сопло порошок алюминия или просто дополнительное количество топлива. В этом случае система на виртуальном инфракрасном изображении «вырежет» черное пятно на месте сопла самолета и инфракрасных сигналов не будет.

Если это произошло достаточно близко от самолета, то ракету это не обманет - она при достаточной чувствительности перенацелится на передние кромки крыльев или лопастей, или на воздухозаборники. Но если до цели еще далеко, и она идентифицируется как точечный объект, это может обмануть ракету.

Чтобы этого не произошло, система наведения имеет электронный ключ управления (далее ЭКУ), который по нулевому сигналу (отсутствию сигнала) с инфракрасной фотокамеры через линию задержки (допустим, реле времени на 0,001 с) отключает оптически видимый канал (например, блок ВИП), и ракета опять видит все инфракрасные цели. Потом ЭКУ опять включает оптический канал, а инфракрасный канал опять «слепнет». В таком пульсирующем режиме ракета тем не менее будет уверенно наводиться на самый мощный источник инфракрасного излучения до тех пор, пока инфракрасная фотокамера не захватит входные кромки крыльев. Или ракета до конца будет наводиться на самый мощный тепловой источник.

Розничная цена цифровых фотоаппаратов упала до 2000 рублей, а размеры встроенных в мобильные телефоны фотокамер с разрешением 2 Мпк приблизились к размерам горошины. Поэтому предлагаемая часть системы наведения будет иметь размеры наперстка, вес - несколько граммов, и стоимость около 10000 рублей.

Если ГСН комбинированная и имеет, кроме оптического и теплового каналов, еще и активную или полуактивную радиолокационную станцию (далее РЛС), то надежность и помехозащищенность наведения могут быть значительно повышены. Для этого селективный оптико-инфракрасный сигнал о цели и сигнал радиолокационного канала в том же формате и масштабе подаются на логический блок «И-ДА», сигнал с которого поступает далее в систему для исполнения, на усилители и приводы рулей.

То есть ракета наводится только на ту цель, которая излучает инфракрасное излучение, не имеет сильного оптического излучения и отражает активный или пассивный радиолокационный сигнал.

Такая комбинированная схема особенно полезна в облачную погоду: если самолет, обнаружив пуск ракеты, нырнет в облачность, может произойти срыв захвата тепловой ГСН. А наличие радиолокационного канала позволит продолжить атаку. Соответственно, наличие теплового канала позволяет ракете быть нечувствительной к искусственным и естественным помехам в радиоканале.

Изобретение 2. Наведение ракеты по скорости прецессии гироскопов недостаточно качественное. Предлагаемая ракета имеет простую и надежную, не боящуюся электронного импульса систему получения пересекающейся траектории. Система состоит из подвижной в двух плоскостях ГСН любого типа, усилителя, приводов рулей, датчика положения рулей и приводов ГСН. Для ракеты с крестообразным крылом необходимо два таких канала - по горизонтали и по вертикали.

Алгоритм работы системы таков: после пуска ГСН управляет ракетой, отклоняя рули. Но и сама ГСН отклоняется в сторону, противоположную отклонению рулей (при аэродинамической схеме «флюгерная утка», а при задних и газовых рулях - наоборот), причем со скоростью, пропорциональной отклонению рулей. То есть совместно с приводом ГСН, накапливающим отклонение, происходит пропорционально-интегральное («ПИ-регулирование») курсового угла цели относительно ракеты. Отклонение ГСН будет нарастать до тех пор, пока датчики отклонения рулей от «нуля» (нейтрального положения) не покажут «0», то есть рули встанут в нейтральное положение. После чего ГСН останется в том же положении, а ракета будет лететь по прямой траектории. При этом курсовой угол цели по отношению к ракете будет постоянным. Что, как известно, приводит к попаданию в цель, см. фиг.2.

Желательно, чтобы ракета не вращалась, по крайне мере, быстрее 0,2 оборота в секунду. Специальных мер для этого можно не предпринимать. Достаточно соблюдать точность изготовления и производить контрольную продувку ракеты в аэродинамической трубе. Хотя, конечно, надежней иметь стабилизацию крена с помощью «ножниц» и рулей.

Анализ промахов ракет показал, что, как правило, ракеты проходят позади целей. Это связано с тем, что обработка сигнала системой наведения требует времени. Существуют системы поправки наведения, например сдвиг наведения с сопла на фюзеляж, но они достаточно сложны. Предлагаемая ракета имеет простую и надежную коррекцию траектории пересечения на небольшое опережение.

Для этого описанная система дополнительно содержит механизм или электронный элемент (например, мостовую электрическую схему), смещающий «0» датчика положения рулей на фиксированную или зависящую от скорости величину (допустим, на 0,1 градуса) в ту же сторону, в какую повернута ГСН относительно продольной оси ракеты (см. фиг.3 пунктиром). Или после того, как рули встали в «0», дополнительно смещает ГСН в ту же сторону.

В результате ракета летит с несколько большим, чем надо, упреждением и пролетела бы впереди цели, если бы не постоянный полет по очень пологой дуге. На заключительном этапе полета ракета «недорегулирует» и попадет на 2-3 метра впереди источника излучения (впереди сопла, впереди центра эффективной площади радиолокационного рассеяния).

Не следует опасаться, что наличие механизма поворота ГСН, быстродействие которого во избежание перерегулирования должно быть меньше быстродействия рулей, но больше скорости реакции ракеты на рули, уменьшит маневренность ракеты. Этого не произойдет - ГСН всегда с опережением будет отслеживать цель, а быстродействие рулей останется на прежнем уровне.

Для ракеты с плоским крылом система будет иметь несколько иной вид. ГСН должна управляться в двух плоскостях и по крену, то есть крен ракеты должен приводить к такому же крену в ту же сторону ГСН относительно своей оси. Крен ГСН можно производить не механически, а виртуально - смещая ориентацию развертки изображения. Ракета по прежнему должна иметь два канала управления, но не по горизонтали и вертикали, а по тангажу и крену. Для этого она должна иметь всего два раздельно управляемых (левый и правый) горизонтальных аэродинамических и/или газовых руля. То есть все отличие в том, что управление ракеты по рысканью производится не отклонением вертикальных рулей, а пропорциональным креном (вплоть до 90 градусов) и соответствующим увеличением тангажа. В остальном система идентична вышеописанной с той разницей, что коррекция траектории на опережение производится небольшим смещением «0» датчика крена в сторону отклонения ГСН. Или, также как в варианте с крестообразным крылом, дополнительным смещением ГСН в сторону цели.

На фиг.1 изображена блок-схема наведения (фрагмент), состоящая из оптической и инфракрасной фотокамер ОФК и ИФК, блока порогового пропускания сигналов ППС, блока выключения инфракрасных пикселей ВИП, электронного ключа управления ЭКУ, линии задержки ЛЗ, и дополнительно может иметь радиолокационную станцию РЛС и логический блок «И-ДА».

На фиг.2 показан процесс наведения ракеты в точку упреждения, где: 1 - ракета, 2 - ГСН, 3 - рули, 4 - цель.

На фиг.3 изображена блок-схема системы наведения (фрагмент - только система упреждения) по одному направлению, где: ГСН - головка самонаведения, П - привод головки, УС - усилитель, СН - блок смещения нуля датчика положения рулей ДР.

Работает система на фиг.1 так: сигнал с оптической фотокамеры ОФК через блок порогового пропускания сигналов ППС поступает на блок выключения инфракрасных пикселей ВИП, который «вырезает» соответствующее оптическому сигналу место на изображении инфракрасной фотокамеры ИФК. При отсутствии сигнала с ИФК электронный ключ управления ЭКУ через линию задержки ЛЗ периодически отключает блок ВИП, и сигнал с ИФК становится пульсирующим, что не мешает наведению на цель.

Дополнительно система может иметь РЛС, сигнал с которой поступает на блок «И-ДА», откуда при наличии сигнала с ИФК логический сигнал поступает далее в систему для исполнения.

После запуска ракеты 1 на фиг.2, 3 по цели 4, летящей влево, ГСН 2 подает сигнал, и рули 3 поворачиваются влево. При этом датчик положения рулей ДР выдает сигнал на усилитель УС, и привод П поворачивает ГСН вправо. Но ГСН стремится удержать цель в центре своего поля зрения и поэтому командует ракете поворачивать влево в сторону упреждения до тех пор, пока рули не займут нейтральное положение. Ракета летит по пересекающееся прямой траектории «п». Полезно также навести ракету на пересекающуюся траекторию и повернуть ГСН на цель еще до пуска.

Система может дополнительно иметь блок смещения нуля датчика рулей СН, который смещает нейтральное положение датчика рулей (например, электрическим способом с помощью управляемой мостовой схемы) вправо. В этом случае ракета летит по опережающей пологой дуге «о» и попадет в фюзеляж несколько впереди точки прицеливания.

1. Система наведения противосамолетных ракет, содержащая приводы рулей и усилители, отличающаяся тем, что она снабжена блоком порогового пропускания сигнала, цифровой оптической фотокамерой и цифровой инфракрасной фотокамерой, блоком выключения пикселей цифровой инфракрасной фотокамеры, электронным ключом, линией задержки, при этом оптическая фотокамера соединена через блок порогового пропускания сигнала с блоком выключения пикселей инфракрасной фотокамеры, а инфракрасная фотокамера через электронный ключ и линию задержки соединена с блоком выключения пикселей инфракрасной фотокамеры для блокирования сигнала с оптической фотокамеры.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что она содержит активную или полуактивную радиолокационную станцию и логический блок "И-ДА", входы которого соединены с радиолокационной станцией и с инфракрасной фотокамерой, а выход - с системой наведения.

3. Система наведения противосамолетных ракет, содержащая приводы рулей и усилители, отличающаяся тем, что она снабжена подвижной головкой самонаведения и датчиками положения рулей, причем головка самонаведения выполнена с возможностью отклонения по сигналу датчика положения рулей в сторону, противоположную отклонению рулей.

4. Система по п.3, отличающаяся тем, что она снабжена механизмом или электрической схемой, выполненными с возможностью смещения нейтрального положения датчика положения рулей в ту же сторону, что и отклонение головки самонаведения от продольной оси ракеты или дополнительного смещения головки самонаведения в ту же сторону



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к электрическим рулевым приводам, и может быть использовано, например, в системах управления беспилотными летательными аппаратами.

Изобретение относится к области наведения управляемых снарядов. .

Изобретение относится к информационно-управляющим системам различных объектов, например объектов военного назначения. .

Изобретение относится к области военной техники, а именно к системам управления вращающимися ракетами. .

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет. .

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами и может быть использовано в системах стабилизации полета симметричных зенитных управляемых ракет с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей.

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено, главным образом, для решения проблем самонаведения методом параллельного сближения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к системам наведения ракет, предназначенным для обнаружения и сопровождения наземных целей, а также для формирования и выдачи сигналов управления в систему управления ракеты для ее наведения на цель.

Изобретение относится к области испытаний и проверки работоспособности головок самонаведения (ГСН). .

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах самонаведения управляемых ракет класса «воздух - воздух» при их наведении на элементы групповой воздушной цели, летящие в плотной группе.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к области испытания вооружения, и может быть использовано при отработке комплексов вооружения с полуактивным самонаведением летательных аппаратов (ЛА), в частности управляемых ракет (УР) или снарядов.

Изобретение относится к области авиационных управляемых ракет. .

Изобретение относится к системам наведения ракет. .

Изобретение относится к области авиационных управляемых ракет и может использоваться для информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения ракеты.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению артиллерийскими управляемыми снарядами с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории, и предназначено для управления огнем при стрельбе управляемыми боеприпасами с головкой самонаведения.

Изобретение относится к области артиллерийского вооружения и может быть использовано при создании корректируемых артиллерийских снарядов (КАС). .

Изобретение относится к оборонной технике

Наверх