Способ стрельбы управляемой ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения


 


Владельцы патента RU 2468327:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории. Топографическую привязку пусковой установки к местности с помощью аппаратуры спутниковой навигации пульта управления огневой позиции выполняют до расчета установок стрельбы. Устанавливают пульт управления огневой позиции вместе со средствами цифровой радиосвязи на расстоянии 50-100 метров от пусковой установки. Обеспечивают, чтобы погрешность топографической привязки пусковой установки, целеуказателя и цели по каждому измерению географической системы координат не превышала 50 метров. Рассчитанные в пульте управления огневой позиции установки стрельбы по пусковой установке и ракете передают в двоичном коде в блок автоматики пусковой установки и далее в ракету. Разворачивают пусковую установку по углам азимута и места установок стрельбы и производят пуск ракеты по сигналу с пульта управления огневой позиции. Техническим результатом изобретения является повышение дальности стрельбы и безопасности бойцов расчета огневой позиции. 1 ил.

 

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории.

Изобретение предназначено для управления огнем минометов и ствольной артиллерии калибров типа 120, 122, 152, 155 мм при стрельбе управляемыми боеприпасами, а также управляемыми ракетами с головкой самонаведения.

Известен способ стрельбы управляемым снарядом с лазерной полуактивной головкой самонаведения [Патент RU № 2247297 от 24.07.03 г. - Способ стрельбы управляемым снарядом с лазерной полуактивной головкой самонаведения], выбранный нами за прототип.

Разведчик на контрольно-наблюдательном пункте обнаруживает и сопровождает цель лазерным целеуказателем-дальномером; передает координаты цели на огневую позицию, откуда производится стрельба по сопровождаемой цели управляемым снарядом. После выстрела управляемый снаряд летит как ракета, которая захватывает подсвеченную лучом лазера цель на конечном участке траектории.

Названный способ заключается в следующем: производят последовательно топографическую привязку целеуказателя и огневой позиции к местности, цель обнаруживается целеуказателем, затем производят измерение азимута и расстояния от целеуказателя до цели и топографическую привязку цели к местности; производится расчет и реализация установок стрельбы по координатам цели и огневой позиции. Топографическая привязка цели к местности и преобразование ее координат в последовательность двоичных кодов осуществляется при помощи пульта разведчика, а расчет установок стрельбы осуществляется при помощи пульта управления огневой позиции. При этом в пульте разведчика и в пульте управления огневой позиции организовано единое компьютерное время. Далее производится пуск ракеты и наведение ракеты на цель, включающее последовательное наведение пусковой установки на цель по углам установок стрельбы, ввод установок стрельбы в ракету, затем пуск ракеты и разворот ракеты на цель, подсвеченную после выстрела лазерным излучением целеуказателя. После пуска ракеты до включения целеуказателя осуществляют передачу из пульта управления огневой позиции в пульт разведчика по цифровой радиосвязи значения времени включения лазерного излучения целеуказателя, а сигнал включения подсвечивания цели автоматически посылают из пульта разведчика в целеуказатель при достижении времени включения.

Недостатком данного способа является ограниченная дальность стрельбы ракетой или артиллерийским снарядом (до 20 км) и необходимость боевому расчету пусковой установки или орудия находиться вблизи пусковой установки при пуске ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение дальности стрельбы до 50 км и более за счет использования ракеты с лазерной полуактивной головкой самонаведения, имеющей маршевый двигатель в отличие от артиллерийского снаряда, а также повышение безопасности бойцов расчета огневой позиции за счет удаления пульта управления огневой позиции на несколько десятков метров от направляющих пусковой установки.

Для достижения указанной задачи в известном способе стрельбы управляемой ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, включающем последовательное обнаружение цели целеуказателем, измерение целеуказателем азимута и дальности до цели, топографическую привязку целеуказателя и цели к местности, причем топографическую привязку цели осуществляют в пульте разведчика расчетным путем, после чего в пульте разведчика координаты цели преобразуют в последовательность двоичных кодов и передают их по цифровой радиосвязи в пульт управления огневой позиции, расчет установок стрельбы ракеты и пусковой установки выполняют в пульте управления огневой позиции по координатам цели и пусковой установки, причем в пульте разведчика и в пульте управления огневой позиции устанавливают единое компьютерное время, выполняют производство пуска, включающее последовательное наведение пусковой установки на цель по углам установки стрельбы, ввод установок стрельбы в ракету, пуск и наведение ракеты на цель, подсвеченную лазерным излучением целеуказателя, причем сигнал на включение целеуказателя автоматически посылают из пульта разведчика при достижении необходимого времени включения, переданного из пульта управления огневой позиции в пульт разведчика по цифровой радиосвязи, а топографическую привязку пусковой установки выполняют с помощью аппаратуры спутниковой навигации пульта управления огневой позиции; новым является то, что дополнительно топографическую привязку пусковой установки к местности с помощью аппаратуры спутниковой навигации пульта управления огневой позиции выполняют до расчета установок стрельбы и устанавливают пульт управления огневой позиции вместе со средствами цифровой радиосвязи на расстоянии 50-100 метров от пусковой установки, обеспечивают, чтобы погрешность топопривязки пусковой установки, целеуказателя и цели по каждому измерению географической системы координат не превышала 50 метров, рассчитанные в пульте управления огневой позиции установки стрельбы по пусковой установке и ракете передают в двоичном коде в блок автоматики пусковой установки и далее в ракету, разворачивают пусковую установку по углам азимута и места установок стрельбы, пуск ракеты производят по сигналу с пульта управления огневой позиции, причем сигнал на пуск ракеты передают в блок автоматики пусковой установки в двоичном коде, а задержка передачи сигнала на включение целеуказателя с пульта управления огневой позиции в пульт разведчика после пуска ракеты не превышает 3-6 секунд.

Реализация предлагаемого способа поясняется блок-схемой, приведенной на чертеже, где обозначено: 1 - лазерный целеуказатель-дальномер, 2 - гирокомпас, 3 - аппаратура спутниковой навигации, 4 - пульт разведчика, 5 - цифровая радиостанция, 6 - пульт управления огневой позиции, 7 - блок автоматики, 8 - ракета.

Предлагаемый способ стрельбы ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения реализуется следующим образом: огневая позиция располагается на большой дальности от линии соприкосновения с противником. К линии боевого соприкосновения высылается разведчик с лазерным целеуказателем-дальномером (ЛЦЦ), аппаратурой спутниковой навигации, цифровой радиостанцией и пультом разведчика, причем выходы целеуказателя, аппаратуры спутниковой навигации и цифровой радиостанции через разъемы и адаптеры подключены к процессору пульта разведчика.

Лазерный целеуказатель с дальномером и визирным каналом служит для обнаружения и сопровождения цели, а также для определения координат цели, например, дальности и азимута цели относительно ЛЦД.

С помощью аппаратуры спутниковой навигации определяются координаты целеуказателя в прямоугольной географической системе и вводятся в пульт разведчика.

Разведчик с помощью ЛЦД производит замер дальности до цели и азимута цели. Результаты замеров вводятся в пульт разведчика, преобразуются, например, в земную систему координат топографической привязки к местности, отображаются на экране пульта разведчика, преобразуются в последовательность двоичных кодов, например, по стандарту EIA интерфейса RS232C и передаются в пульт управления огневой позиции по цифровой радиосвязи.

В пульте управления огневой позиции выполняют топографическую привязку пусковой установки к местности, например, с аппаратуры спутниковой навигации, вводятся координаты широты, долготы и высоты пусковой установки, с клавиатуры вводят данные для баллистических расчетов (весовой коэффициент ракеты, температура заряда), метеоданные (метеобюллетень или результаты наземных метеоизмерений).

Устанавливают пульт управления огневой позиции вместе со средствами цифровой радиосвязи на расстоянии 50-100 метров от пусковой установки. При этом пульт управления огневой позиции подключают с помощью кабеля к блоку автоматики пусковой установки.

В пульте управления огневой позиции с использованием полученных по радиосвязи координат цели автоматически вычисляются установки стрельбы пусковой установки и ракеты. Расчет углов наведения стрельбы пусковой установки выполняется, например, по зависимостям, приведенным в [Патент RU №2111437 от 20.05.98 г. - Способ и устройство наводки орудия].

Расчет установок стрельбы ракеты может включать определение времени подлета к цели и времени включения головки самонаведения.

С использованием гирокомпаса осуществляется наведение пусковой установки на цель по установкам стрельбы (по углам азимута и места).

Установки стрельбы ракеты, определяющие циклограмму ее полета, передаются в двоичном коде в блок автоматики пусковой установки и далее в запоминающее устройство ракеты.

Бойцы расчета огневой позиции выполняют разворот пусковой установки, вводят установки стрельбы в ракету и после этого укрываются в окопе (блиндаже) в 50-100 метрах от пусковой установки; оттуда ведется пуск ракеты.

После этого по речевому каналу связи на контрольно-наблюдательный пункт, где находится заместитель командира, передается доклад о готовности пусковой установки к пуску. С контрольно-наблюдательного пункта по речевому каналу связи подается команда «Пуск». По этой команде на огневой позиции осуществляется пуск ракеты.

Перед пуском блок автоматики пусковой установки формирует напряжения, необходимые для реализации циклограммы пуска ракеты.

В момент пуска на пульте управления огневой позиции командиром включается кнопка «Пуск» и автоматически формируется сообщение в пульт разведчика о пуске. При этом с таймера часов системы единого времени с пульта управления огневой позиции считывается время выстрела и назначается время задержки включения ЛЦД в режим подсвета цели, учитывая общее время полета ракеты. Значение времени включения подсвета цели передается в пульт разведчика в виде последовательности двоичных кодов.

Разведчик через ЛЦД продолжает сопровождать цель, держать ее в перекрестии визирного канала.

В пульт разведчика автоматически устанавливается время включения лазерного подсветчика, исходя из показаний единого времени пульта управления огневой позиции и пульта разведчика. В соответствующий момент времени сигнал из пульта разведчика выдается по цифровому интерфейсу, например RS232, в ЛЦД и луч лазера подсвечивает цель.

После пуска ракеты пусковую установку можно переводить в походное положение и перевозить на новую позицию.

При подлете ракеты к цели головка самонаведения на ракете сканирует земную поверхность в поисках следа луча лазера. При обнаружении лазерного пятна в управляемой ракете вырабатываются команды на рули, обеспечивающие разворот ракеты в центр лазерного пятна.

Время включения лазерного целеуказателя может выбираться постоянным и равным, например, 12 секундам до подлета ракеты к цели. При таком включении подсвета цели за фиксированный отрезок времени до встречи с целью проще организуется работа системы управления ракеты. Для включения ЛЦД на подсвет до подлета ракеты к цели установлено, что задержка передачи сигнала на включение ЛЦД не должна превышать 3-6 секунд.

Преобразования координат в данном способе могут производиться с использованием следующих систем координат.

Привязку к местности ЛЦД и огневой позиции желательно производить в географической системе координат (СК) с фиксацией широты, долготы и высоты местостояния.

ЛЦД фиксирует цель в полярной СК с измерением дальности и углов наведения ЛЦД. В пульте разведчика координаты цели, введенные с ЛЦД, преобразуются в географическую СК. Через радиосвязь координаты топографической привязки цели в географической СК поступают в пульт управления огневой позиции.

В пульте управления огневой позиции по координатам цели и огневой позиции определяют дальность до цели, перепад высот, а также производят расчет установок стрельбы в полярной СК, связанной с пусковой установкой; причем ось Х системы координат ориентирована на север. По этим координатам наводят пусковую установку.

Ракета на первом участке при полете с маршевым двигателем движется по траектории, определяемой наводкой пусковой установки. На втором участке после включения головки самонаведения управление ракетой идет в полярной СК, связанной с продольной осью ракеты.

Для реализации способа могут применяться следующие устройства.

В качестве лазерного целеуказателя-дальномера, гирокомпаса, аппаратуры спутниковой навигации, пульта разведчика, цифровой радиостанции и пульта управления огневой позиции могут быть использованы приборы, описанные в прототипе [Патент RU №2247297 от 24.07.03 г. - Способ стрельбы управляемым снарядом с лазерной полуактивной головкой самонаведения].

В качестве блока автоматики может быть использован блок автоматики комплекса «Гермес-А», описанный в [Многоцелевой ракетный комплекс ВТО вертолетного базирования, «Горизонты КБП», №3, 2007 г., стр.36-38].

В качестве пусковой установки может быть использована пусковая установка, описанная на стр. 365 в книге [Высокоточное оружие зарубежных стран. Том 1. Противотанковые ракетные комплексы: обзорно-аналитический справочник. / Конструкторское бюро приборостроения - Тула: издательство «Бедретдинов и Ко», 2008 г.].

Ракета описана на стр. 38 публикации [Многоцелевой ракетный комплекс ВТО вертолетного базирования, «Горизонты КБП», №3, 2007 г., стр.36-38].

Предлагаемый способ стрельбы ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения по сравнению с прототипом позволяет повысить дальность стрельбы ракетой и повысить безопасность работы с пусковой установкой на огневой позиции. Эффективность предложенного способа стрельбы подтверждена на комплексном моделирующем стенде предприятия.

Способ стрельбы управляемой ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, включающий последовательное обнаружение цели целеуказателем, измерение целеуказателем азимута и дальности до цели, топографическую привязку целеуказателя и цели к местности, причем топографическую привязку цели осуществляют в пульте разведчика расчетным путем, после чего в пульте разведчика координаты цели преобразуют в последовательность двоичных кодов и передают их по цифровой радиосвязи в пульт управления огневой позиции, расчет установок стрельбы ракеты и пусковой установки выполняют в пульте управления огневой позиции по координатам цели и пусковой установки, причем в пульте разведчика и в пульте управления огневой позиции устанавливают единое компьютерное время, выполняют производство пуска, включающее последовательное наведение пусковой установки на цель по углам установки стрельбы, ввод установок стрельбы в ракету, пуск и наведение ракеты на цель, подсвеченную лазерным излучением целеуказателя, причем сигнал на включение целеуказателя автоматически посылают из пульта разведчика при достижении необходимого времени включения, переданного из пульта управления огневой позиции в пульт разведчика по цифровой радиосвязи, а топографическую привязку пусковой установки выполняют с помощью аппаратуры спутниковой навигации пульта управления огневой позиции, отличающийся тем, что топографическую привязку пусковой установки к местности с помощью аппаратуры спутниковой навигации пульта управления огневой позиции выполняют до расчета установок стрельбы и устанавливают пульт управления огневой позиции вместе со средствами цифровой радиосвязи на расстоянии 50-100 м от пусковой установки, обеспечивают, чтобы погрешность топопривязки пусковой установки, целеуказателя и цели по каждому измерению географической системы координат не превышала 50 м, рассчитанные в пульте управления огневой позиции установки стрельбы по пусковой установке и ракете передают в двоичном коде в блок автоматики пусковой установки и далее в ракету, разворачивают пусковую установку по углам азимута и места установок стрельбы, пуск ракеты производят по сигналу с пульта управления огневой позиции, причем сигнал на пуск ракеты передают в блок автоматики пусковой установки в двоичном коде, а задержка передачи сигнала на включение целеуказателя с пульта управления огневой позиции в пульт разведчика после пуска ракеты не превышает 3-6 с.



 

Похожие патенты:

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 ракетной технике и может быть использовано в военных целях. .

Изобретение относится к оборонной технике. .

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 авиационного вооружения, в частности к способам наведения управляемых ракет класса «воздух-воздух» с активными радиолокационными головками самонаведения для поражения целей - постановщиков активных когерентных помех, преимущественно самолетов - помехопостановщиков

Изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации

Изобретение относится к ракетам «земля-воздух» и «воздух-воздух»

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым объектом визирования. Определяют и запоминают их дальность и угловые координаты относительно визирного устройства. После запуска летательного аппарата в направлении ближнего по дальности объекта визирования и захвата его системой управления измеряют время его движения на траектории полета. Определяют и подают в поле зрения визирного устройства информацию о попадании летательного аппарата в заданную зону объекта визирования или о его промахе. В случае промаха по ближнему по дальности объекту визирования и возможности его перевода на следующий объект подают на летательный аппарат команду на превышение его полета над линией визирования. Переводят линию визирования на следующий по дальности объект визирования и при подлете к нему снимают команду на превышение и плавно выводят летательный аппарат на линию визирования. В случае дальнейших промахов на летательный аппарат продолжают подавать команду на превышение с переводом линии визирования на последующие объекты визирования. Команду на превышение на летательный аппарат подают в момент пролета им очередного объекта визирования. Техническим результатом изобретения является повышение точности управления движением летательного аппарата.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автосопровождения заданного объекта визирования (ОВ), а также в системах самонаведения подвижных носителей с инерциальной измерительной системой. Технический результат - повышение точности. Для этого во время предстартовой подготовки к пуску подвижного носителя определяют и устанавливают сигналы, пропорциональные начальным координатам по наклонной дальности, по углу наклона, по азимуту взаимного положения подвижного носителя и первоначально заданного ОВ относительно основания интегрированного антенного устройства в связанной с центром масс подвижного носителя системе координат. При этом формируют штатные сигналы в виде пакета последовательных слов, пропорциональные параметрам начальной выставки инерциального измерение параметров вектора визирования заданного ОВ в местной горизонтальной системе координат. Эти сигналы преобразуют параллельную форму и по ним формируют сигналы, пропорциональные начальным условиям выставки инерциального пеленгования заданного ОВ в базовой антенной системе координат. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к системам автономной навигации летательных аппаратов (ЛА), в частности к системам навигации ЛА, включающим в свой состав бортовые радиолокационные средства, обеспечивающие приведение ЛА к наземным объектам (НО). При приведении ЛА к НО измеряют значения угла визирования НО в горизонтальной плоскости (ГП) относительно направления путевой скорости ЛА, угловую скорость линии визирования НО в ГП, значения дальности от ЛА до НО, скорости полета ЛА и его ускорения в ГП. Также измеряют текущее значение угла отклонения линии визирования НО от направления вектора скорости ЛА, текущее значение угла визирования НО в ВП, текущее значение угла наклона вектора скорости ЛА в ВП, текущее значение угловой скорости линии визирования НО в ВП, текущее значение ускорения ЛА в ВП. Рассчитывают значение текущего угла отклонения проекции линии визирования НО на ГП от проекции направления вектора скорости ЛА на эту же плоскость. С использованием полученных результатов осуществляют управление полетом ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях таким образом, чтобы обеспечивалась стабилизация линейного азимутального разрешения радиолокационного изображения НО, формируемого БРЛС с САР, стабилизация разрешения указанного радиолокационного изображения по горизонтальной дальности, а направление вектора скорости ЛА в ВП в каждый момент времени совпадало с направлением на точку пересечения перпендикуляра к горизонтальной проекции линии визирования НО, проходящего через этот объект и принадлежащего ГП, с вертикальной плоскостью, которой принадлежит вектор скорости ЛА. Затем оценивают величину отклонений (невязок) текущих измеренных значений углов, а также текущего угла наклона линии визирования НО от требуемых значений и формируют сигналы траекторного управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, обеспечивающие устранение этих отклонений. Достигается получение высокой точности приведения ЛА к заданным НО с использованием БРЛС с САР. 11 ил.

Предложен способ наведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты. В способе управление наведением на наземные объекты осуществляется одновременно в наклонной плоскости, положение которой определяется направлением земной скорости ЛА, и в вертикальной плоскости, исходя из условия обеспечения и стабилизации требуемого разрешения радиолокационных изображений наземных объектов, с использованием метода пропорционального наведения со смещением угловых скоростей линии визирования наземного объекта в обеих плоскостях управления ЛА. Значения смещений формируются так, что направление вектора скорости ЛА в вертикальной плоскости в каждый момент времени совпадет с направлением на точку пересечения перпендикуляра к проекции линии визирования наземного объекта на горизонтальную плоскость, совпадающую с земной поверхностью, проходящего через наземный объект и принадлежащего этой горизонтальной плоскости, с вертикальной плоскостью, которой принадлежит вектор скорости летательного аппарата. Техническим результатом является повышение точности наведения летательных аппаратов на наземные объекты. 10 ил.

Изобретение относится к способам управления движущимся объектом в случае самонаведения с использованием минимальной информации о цели. Достигаемый технический результат - возможность сближения при встречном самонаведении, когда линейная скорость цели превышает скорость объекта. Способ основан на использовании информации о факте визирования цели локатором, ось чувствительности которого совпадает с направлением вектора скорости объекта. Траекторию объекта формируют в виде циклов, которые начинаются и кончаются фактом визирования цели. Внутри каждого цикла дугообразное движение производят с максимально возможной, постоянной в цикле угловой скоростью, знак которой меняют по достижению значения величины среднего угла упреждения траектории объекта относительно линии визирования, который вычисляют для текущего цикла как произведение разности значения этого угла в предыдущем цикле и приращения угла наклона траектории объекта в текущем цикле относительно предыдущего, умноженного на коэффициент, зависящий от условий сближения, и дроби, в числителе которой стоит разность значений среднего угла упреждения в предыдущем цикле и приращения угла наклона траектории объекта в текущем цикле относительно предыдущего, а в знаменателе - сумма указанных величин. 5 ил.

Изобретение относится к области противовоздушной обороны. Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель (ГСЦ) основан на использовании зависимости статистических характеристик угловых шумов радиолокационной цели от ее линейных размеров. Сущность способа состоит в том, что значения угловых координат цели подвергаются адаптивной фильтрации методом α-β-γ сглаживания и алгоритму коррекции. Полученные таким образом значения будут соответствовать угловым координатам реальной цели из состава групповой, а не кажущемуся центру, который может находиться за пределами геометрических размеров объектов локации. Технический результат заключается в повышении точности наведения ракеты в условиях негативного воздействия угловых шумов. 4 ил.
Наверх