Способ формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты

Изобретение относится к области военной техники. Технический результат - повышение точности формирования. Способ предусматривает прием данных полетного задания от наземной аппаратуры, измерение с помощью акселерометра параметров движения ракеты на траектории полета и вычисление временной поправки на время вскрытия или отделения головной части по заданному алгоритму. В постоянное запоминающее устройство бортовой аппаратуры записывают тестовые значения ускорения ракеты на траектории ее полета, время их действия и индивидуальные параметры акселерометра. При предстартовой подготовке измеряют начальный сигнал акселерометра, соответствующий отсутствию движения ракеты. Запоминают начальный сигнал и вычитают из текущих показаний акселерометра с последующим решением тестовой задачи по алгоритму вычисления временной поправки с аргументами, соответствующими полученным от наземной аппаратуры данным полетного задания, тестовым значениям ускорения ракеты на траектории ее полета и времени их действия. Выдают на наземную аппаратуру результаты решения тестовой задачи и при заключении наземной аппаратуры о правильности решения тестовой задачи, сделанном по результатам сравнения решения аналогичной задачи наземной аппаратурой, получают от наземной аппаратуры сигнал снятия блокировки. На траектории полета учитывают значение начального сигнала акселерометра.

 

Изобретение относится к области военной техники, а именно к ракетам с отделяющимися или кассетными головными частями, и может быть использовано при разработке устройств формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракет.

Для успешной борьбы с наземными площадными целями в настоящее время широко применяются реактивные системы залпового огня. В состав таких систем входят ракеты, снабженные устройствами управления полетом или коррекции траектории, по командам с которых могут также осуществляться операции отделения моноблочных или вскрытия кассетных головных частей.

Так, известны ракеты, снабженные кассетной головной частью и временным механизмом, в которых реализован способ выбора времени вскрытия кассеты, обеспечивающий требуемые характеристики стрельбы (см., например, А.А.Дмитриевский и др. Внешняя баллистика. - М.: Машиностроение, 1991, с.510-516), известны также системы управления, обеспечивающие измерение с помощью акселерометра параметров движения ракеты и по заданному алгоритму вычисление момента выдачи команды на отделение (вскрытие) головных частей (см., например, Николаев Ю.М., Соломонов Ю.С, Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет с РДТТ. - М.: Воениздат, 1979, с.14-20).

Задачей данных технических решений (аналогов) являлось повышение точности стрельбы по сравнению с неуправляемыми ракетами.

Общими признаками с предлагаемым способом формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части является измерение параметров движения ракеты на траектории полета и вычисление по заданному алгоритму времени отделения (вскрытия) головной части по результатам измеренных на траектории полета данных.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является способ механизма вскрытия, использованный в ракете по патенту №2125704 от 12.04.1999 (F42B 12/58, F42C 9/00), принятый за прототип. Этот способ предусматривает получение при предстартовой подготовке бортовой аппаратурой ракеты от наземной аппаратуры данных полетного задания, измерение на траектории полета с помощью акселерометра (датчика ускорения) осевого ускорения ракеты, с последующим вычислением временной поправки на время отделения головной части.

Иными словами, в известном устройстве (прототипе) формирование времени коррекции осуществляется путем приема от наземной аппаратуры при предстартовой подготовке бортовой аппаратурой ракеты данных полетного задания, измерения с помощью акселерометра ускорения ракеты на траектории полета и вычисление с помощью вычислителя временной поправки.

Задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение точностных характеристик стрельбы на дальностях, превышающих 40…50 км за счет совершенствования алгоритма обработки информации о значениях параметров движения ракеты.

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании способа, принятого за прототип, относится его недостаточная точность, связанная с технологическими разбросами параметров акселерометра при его изготовлении, и недостаточная надежность функционирования из-за отсутствия контроля при предстартовой подготовке правильности вводимых в вычислитель данных полетного задания, реализующих необходимый алгоритм коррекции времени отделения головной части ракеты, стабильности показаний акселерометра и нормального функционирования вычислителя.

Общими признаками с предлагаемым изобретением в способе устройства - прототипа являются получение данных полетного задания от наземной аппаратуры при предстартовой подготовке, измерение акселерометром ускорения ракеты и вычисление временной поправки, учитывающей введенные данные полетного задания и результаты показаний акселерометра.

В отличие от прототипа в предлагаемом способе в постоянное запоминающее устройство бортовой аппаратуры ракеты записывают тестовые значения ускорения ракеты на траектории ее полета, время их действия, а также индивидуальные параметры акселерометра в виде коэффициента регулирования, соответствующего отклонению фактического при изготовлении значения коэффициента преобразования акселерометра от его номинального значения, а при предстартовой подготовке осуществляют измерение начального сигнала акселерометра, соответствующего отсутствию движения ракеты, определение нахождения начального сигнала в заданных пределах, его запоминание и вычитание из текущих показаний акселерометра с последующим решением тестовой задачи по алгоритму вычисления временной поправки с аргументами, соответствующими полученным от наземной аппаратуры данным полетного задания, тестовым значениям ускорения ракеты на траектории ее полета и времени их действия, записанным в постоянном запоминающем устройстве бортовой аппаратуры ракеты, номинальному значению коэффициента преобразования акселерометра и разности текущего показания акселерометра и его начального запомненного значения, выдача на наземную аппаратуру результатов решения тестовой задачи и при заключении наземной аппаратуры о правильности решения тестовой задачи, сделанном по результатам сравнения решения аналогичной задачи наземной аппаратурой, получение от наземной аппаратуры сигнала снятия блокировки, при наличии которого на траектории полета осуществляют измерение ускорения ракеты и времени его действия, а также вычисление временной поправки по алгоритму, аналогичному используемому при решении тестовой задачи с аргументами, соответствующими полученным от наземной аппаратуры данным полетного задания, значениям ускорения ракеты, определенным как разность текущего показания акселерометра и запомненного его начального значения, значения коэффициента преобразования акселерометра и записанного в постоянное запоминающее устройство индивидуального значения коэффициента регулирования.

Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является создание способа формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты, обеспечивающего повышение точности и надежности вскрытия или отделения за счет учета технологических разбросов коэффициента преобразования акселерометра и повышение надежности за счет введения тестовой задачи, решаемой при предстартовой подготовке, позволяющей определить правильность приема данных полетного задания, оценить отсутствие дрейфа параметров акселерометра и нормальное функционирование вычислительного устройства.

Это достигается тем, что в способе формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты, предусматривающем прием данных полетного задания от наземной аппаратуры, измерение с помощью акселерометра параметров движения ракеты на траектории полета и вычисление временной поправки на время вскрытия или отделения головной части по заданному алгоритму, согласно изобретению в постоянное запоминающее устройство бортовой аппаратуры записывают тестовые значения ускорения ракеты на траектории ее полета, время их действия, и индивидуальные параметры акселерометра в виде коэффициента регулирования, соответствующего отклонению значения коэффициента преобразования акселерометра от его номинального значения, а при предстартовой подготовке осуществляют измерение начального сигнала акселерометра, соответствующего отсутствию движения ракеты, определение нахождения начального сигнала в заданных пределах, его запоминание и вычитание из текущих показаний акселерометра с последующим решением тестовой задачи по алгоритму вычисления временной поправки с аргументами, соответствующими полученным от наземной аппаратуры данным полетного задания, тестовым значениям ускорения ракеты на траектории ее полета и времени их действия, записанным в постоянном запоминающем устройстве бортовой аппаратуры ракеты, номинальному значению коэффициента преобразования акселерометра и разности текущего показания акселерометра и его начального запомненного значения, выдачу на наземную аппаратуру результатов решения тестовой задачи и при заключении наземной аппаратуры о правильности решения тестовой задачи, сделанном по результатам сравнения решения аналогичной задачи наземной аппаратурой, получение от наземной аппаратуры сигнала снятия блокировки, при наличии которого на траектории полета осуществляют измерение ускорения ракеты и времени его действия и вычисление временной поправки по алгоритму, аналогичному используемому при решении тестовой задачи, с аргументами, соответствующими полученным от наземной аппаратуры данным полетного задания, значениям ускорения ракеты, определенным как разность текущего показания акселерометра и запомненного его начального значения, коэффициента преобразования акселерометра и записанного в постоянное запоминающее устройство индивидуального значения коэффициента регулирования.

Сущность предлагаемого способа заключается в следующем.

1. При изготовлении и сборке бортовой аппаратуры осуществляют:

1.1. Запись в постоянное запоминающее устройство бортовой аппаратуры ракеты тестовых значений ускорения ракеты в виде соответствующих сигналов акселерометра Fтест и времени их действия tтест.

1.2. Запись индивидуальных параметров акселерометра в виде коэффициента регулирования Кр.

Коэффициент регулирования определяют следующим образом.

Ускорение а, измеряемое акселерометром, связано с формируемым им сигналом F выражением

а=КпрF,

где Kпр - коэффициент преобразования акселерометра (фактическое его значение).

Указанный коэффициент преобразования каждого конкретного экземпляра акселерометра из-за технологических разбросов может отклоняться от номинального значения коэффициента преобразования Kном.

Для исключения влияния указанного технологического разброса в постоянное запоминающее устройство при сборке бортовой аппаратуры ракеты вводится коэффициент регулирования Кр, равный относительному отклонению фактического значения коэффициента преобразования Кпр акселерометра от его номинального значения Кном,

Кp=Kномпр-1.

Кр может иметь как положительный, так и отрицательный знак. Следующий этап работы бортовой аппаратуры осуществляется при предстартовой подготовке.

2. При предстартовой подготовке производится:

2.1. Ввод от наземной аппаратуры в бортовую аппаратуру ракеты данных полетного задания (ДПЗ).

2.2. Измерение начального сигнала акселерометра Fнач, соответствующего отсутствию движения ракеты.

2.3. Определение нахождения начального сигнала акселерометра в заданных пределах.

Эта операция служит для контроля исправности акселерометра. При исправном акселерометре его сигналы должны находиться в пределах, определяемых возможным углом стрельбы и вызванным им действием составляющей ускорения свободного падения, а также начальным сигналом, соответствующим отсутствию действующего на акселерометр ускорения. При выходе за пределы значений выходного сигнала, делается заключение о неисправности акселерометра, и дальнейшие операции не производятся.

2.4. Запоминание измеренного начального значения сигнала акселерометра Fнач.

2.5. Вычитание из текущих показаний акселерометра F его начального значения

F-Fнач.

2.6. Решение вычислителем бортовой аппаратуры ракеты тестовой задачи по алгоритму вычисления временной поправки с аргументами, соответствующими полученным от наземной аппаратуры данным полетного задания ДПЗ, текущему выходному сигналу акселерометра F за вычетом его начального значения Fнач и суммированием с представленным в виде тестового сигнала акселерометра Fтест тестовым значением ускорения. Кроме того, в качестве аргументов алгоритма коррекции при решении тестовой задачи входят время действия тестового ускорения (тест и номинальное значение коэффициента преобразования акселерометра Кном.

Указанные операции могут быть записаны в виде функциональной зависимости:

2.7. Выдача результатов решения тестовой задачи на наземную аппаратуру.

2.8. Получение сигнала от наземной аппаратуры о снятии блокировки.

Указанный сигнал выдается наземной аппаратурой при правильности решения тестовой задачи. Заключение о правильности решения бортовой аппаратурой тестовой задачи наземная аппаратура дает сравнением полученных от бортовой аппаратуры результатов решения тестовой задачи с решением аналогичной задачи самостоятельно.

Ответ тестовой задачи будет неверным в случаях:

ошибка приема бортовой аппаратурой ДПЗ,

нестабильность показаний акселерометра, дрейфа его выходного сигнала (при решении тестовой задачи ракета находится в неподвижном состоянии, вследствие чего выходной сигнал акселерометра при отсутствии его дрейфа должен быть равен измеренному ранее и запомненному начальному значению),

неисправность вычислителя бортовой аппаратуры ракеты, реализующего алгоритм коррекции.

При ошибке в ответе тестовой задачи сигнал снятия блокировки на бортовую аппаратуру управления не поступает.

При неправильном решении тестовой задачи наземная аппаратура либо осуществит повторный ввод ДПЗ, либо отменит пуск ракеты, либо осуществит пуск ракеты с отключенной системой коррекции.

Следующий этап работы соответствует пуску ракеты и движению ее на траектории полета.

3. При снятии блокировки и пуске ракеты на траектории полета осуществляется:

3.1. Измерение ускорения ракеты с получением соответствующих сигналов акселерометра и измерение времени его действия.

3.2. Вычисление временной поправки по алгоритму, аналогичному используемому при решении тестовой задачи с аргументами, соответствующими полученным от наземной аппаратуры данным полетного задания ДПЗ, текущему выходному сигналу акселерометра F за вычетом его начального значения, времени действия t ускорения, значению коэффициента преобразования акселерометра Кпр и записанному в постоянное запоминающее устройство индивидуального значения коэффициента регулирования Кр.

Указанные операции могут быть записаны в виде функциональной зависимости:

Алгоритм вычисления временной поправки может иметь несколько конкретных реализации, зависящих от типа используемой: ракеты и дальности стрельбы. Приведем несколько вариантов реализуемых алгоритмов.

Пример 1.

При стрельбе на дальность 45-60 км алгоритм (2) может иметь следующий вид:

где Ф, K1, K2 - данные полетного задания (ДПЗ), вводимые в бортовую аппаратуру ракеты при ее предстартовой подготовке от наземной аппаратуры,

Ф - функционал, численно равный двум последним членам выражения (3) при отсутствии отклонений измеренных на траектории полета параметров движения ракеты от расчетных,

t1 - длительность активного участка траектории полета ракеты (время работы двигателя),

К1 - коэффициент, учитывающий влияние измеренного и вычисленного значения скорости ракеты (интеграла от ускорения) на значение временной поправки,

К2 - коэффициент, учитывающий влияние измеренной длительности активного участка траектории на значение временной поправки.

Значение

Кпр(1+Кр)=Кном.

Интегрирование сигналов акселерометра (F-Fнач) в течение активного участка траектории полета ракеты соответствует скорости ракеты в конце активного участка.

Тестовая задача (1) для алгоритма (3) принимает вид

,

где Fтест - тестовое значение сигнала акселерометра, имитирующее ускорение ракеты на активном участке траектории,

t1 тест - тестовое значение активного участка траектории полета ракеты.

Пример 2.

При стрельбе на дальность, превышающую 60 км, алгоритм (2) может иметь следующий вид:

где Ф, K1, К2 - данные полетного задания (ДПЗ), вводимые в бортовую аппаратуру ракеты при ее предстартовой подготовке от наземной аппаратуры, аналогичные по назначению алгоритму (3),

t1 - длительность активного участка траектории полета ракеты (время работы двигателя),

t2 - длительность пассивного участка траектории полета ракеты, на котором осуществляется измерение параметров движения ракеты.

Результаты интегрирования сигналов акселерометра (F-Fнач) в течение активного участка траектории полета ракеты соответствуют скорости ракеты в конце активного участка.

Результаты интегрирования сигналов акселерометра (F-Fнач) на фиксированном участке траектории от момента окончания активного участка траектории t1 до времени t2 соответствуют величине падения скорости на пассивном участке траектории относительно ее значения в конце активного участка.

Тестовая задача (1) для алгоритма (4) принимает вид

где F1тест, F2тест - тестовые значения сигналов акселерометра, имитирующие действие активного и пассивного участков траектории полета ракеты соответственно,

t1 тест, t2тест - длительность тестовых активного и пассивного участков траектории полета ракеты соответственно.

В выражении (5) тестовая задача в соответствии с алгоритмом (4) решается при введенных ДПЗ в виде функционала Ф и коэффициентов K1, К2 и соответствующих тестовым ускорениям тестовым сигналам акселерометра F1тест, имитирующим активный участок траектории длительностью t1, и F2тест, имитирующий пассивный участки траектории, начинающийся в момент времени t1тест и заканчивающийся в момент времени t2тест.

Поскольку на пассивном участке траектории ускорение имеет отрицательный знак, знак F2тест также отрицательный.

Обычно для реактивных систем залпового огня значение t1 для различных ракет лежит в пределах 4-7 с, значение t2=const и выбирается равным 10-15 с.

Реализация способа формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты в соответствии с изобретением по сравнению с прототипом позволила повысить точность измерения ускорения, расширить допустимый технологический разброс коэффициента преобразования акселерометра до 5-10% при обеспечении точности измерения ускорения на уровне 0,1-0,2% и повысить надежность функционирования за счет осуществления контроля правильности приема данных полетных, контроля работоспособности вычислительного устройства, реализующего заданный алгоритм коррекции и контроля стабильности параметров акселерометра. Указанный положительный эффект подтвержден результатами летно-конструкторских испытаний ракет с предлагаемым способом коррекции.

Способ коррекции времени вскрытия или отделения головной части ракеты, включающий прием от наземной аппаратуры при предстартовой подготовке бортовой аппаратурой ракеты данных полетного задания, измерение с помощью акселерометра ускорения ракеты на траектории полета и вычисление по заданному алгоритму с помощью вычислителя бортовой аппаратуры ракеты временной поправки, отличающийся тем, что в постоянное запоминающее устройство бортовой аппаратуры ракеты записывают тестовые значения ускорения ракеты на траектории ее полета в виде соответствующих сигналов акселерометра, время их действия и индивидуальные параметры акселерометра в виде коэффициента регулирования, соответствующего отклонению значения коэффициента преобразования акселерометра от его номинального значения, а при предстартовой подготовке осуществляют измерение начального сигнала акселерометра при отсутствии движения ракеты и его нахождение в заданных пределах, запоминают значение начального сигнала акселерометра и вычитают его из текущих показаний акселерометра с последующим решением тестовой задачи по алгоритму вычисления временной поправки с аргументами, соответствующими полученным от наземной аппаратуры данным полетного задания, а также записанным в постоянном запоминающем устройстве бортовой аппаратуры ракеты тестовым сигналам акселерометра, соответствующим тестовым значениям ускорения ракеты на траектории ее полета и времени их действия, номинальному значению коэффициента преобразования акселерометра и разности текущего показания акселерометра и его начального запомненного значения, выдают на наземную аппаратуру результаты решения тестовой задачи и при правильном ее решении, сделанном по результатам сравнения решения аналогичной задачи наземной аппаратурой, получают от наземной аппаратуры сигнал на снятие блокировки, при котором на траектории полета осуществляют измерение ускорения ракеты и времени его действия с вычислением временной поправки по алгоритму, аналогичному используемому при решении тестовой задачи с аргументами, соответствующими полученным от наземной аппаратуры данным полетного задания, значениям сигналов акселерометра, соответствующим ускорению ракеты, определенным как разность текущего показания акселерометра и запомненного его начального значения, значениям коэффициента преобразования акселерометра и записанного в постоянное запоминающее устройство индивидуального значения коэффициента регулирования.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оборонной технике. .

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 области военной техники, а именно к системам управления вращающимися ракетами

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в зенитно-ракетных комплексах

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет

Изобретение относится к головкам самонаведения и может быть использовано для формирования сигналов управления артиллерийскими снарядами и управляемыми ракетами

Изобретение относится к гирокоординаторам головок самонаведения, используемых в системах управления артиллерийских управляемых снарядов и ракет

Изобретение относится к управляемым артиллерийским снарядам

Изобретение относится к области систем вооружения, в частности к оптико-электронным системам, обеспечивающим обнаружение, сопровождение, обработку координат различных воздушных, преимущественно низколетящих целей, а также наведение на эти цели средства вооружения зенитных ракетных комплексов ближнего действия

Изобретение относится к области военной техники

Наверх