Комбинированная система управления корректируемой авиационной бомбой



Комбинированная система управления корректируемой авиационной бомбой
Комбинированная система управления корректируемой авиационной бомбой
Комбинированная система управления корректируемой авиационной бомбой
Комбинированная система управления корректируемой авиационной бомбой
Комбинированная система управления корректируемой авиационной бомбой
Комбинированная система управления корректируемой авиационной бомбой

 


Владельцы патента RU 2489675:

Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) при нанесении ударов по стационарным (наземным и надводным) объектам противника бомбами, оснащенными фугасными боевыми частями, в условиях радиоэлектронного противодействия противника. Система содержит: приемоиндикатор спутниковых навигационных систем (ПСНС), устройство коррекции (УК), инерциальную навигационную систему (ИНС), блок связи с носителем (БСН), блок управления (БУ), два коммутирующих устройства (КУ), блоки формирования команд спутникового наведения (БФКСН), инерциального наведения (БФКИН) и инерциального наведения с коррекцией (БФКИНК). Имеются последовательно соединенные автопилот (АЛ), рулевые приводы с турбогенераторным источником питания (РП) и аэродинамические рули (АР). Система управления КАБ обеспечивает наведение бомбы на цель с использованием трех каналов наведения - спутникового, инерциального и инерциального, корректируемого по данным спутникового канала. Это позволяет значительно повысить вероятность поражения цели в условиях радиоэлектронного подавления противником канала спутникового наведения КАБ. 3 ил.

 

Изобретение относится к области управляемого оружия и предназначается в основном для управления полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) при нанесении ударов по стационарным (наземным и надводным) объектам противника бомбами, оснащенными фугасными боевыми частями (ФБЧ) в условиях радиоэлектронного противодействия противника.

Стационарные военные и военно-промышленные объекты, включающие в себя пункты управления, объекты вооружения и военной техники, склады хранения, заводы, базы, в том числе и военно-морские и надводные корабли в них, являются важными элементами военного и промышленного потенциала любого государства. Одним из наиболее эффективных путей разрушения этого потенциала представляется огневое уничтожение его элементов. Поэтому задача огневого поражения стационарных наземных и надводных целей является важнейшей задачей соединений (частей) военно-воздушных сил (ВВС) как в ходе проведения воздушных операций, так и в операциях и боевых действиях объединений (соединений) вооруженных сил.

В ВВС задачи поражения стационарных объектов (защищенных командных пунктов, узлов связи, радиолокационных постов, военно-промышленных объектов, складов, кораблей на стоянках возлагаются, в первую очередь, на части и подразделения фронтовой авиации (ФА), обладающие наибольшей огневой мощью. В настоящее время к наиболее мощным средствам поражения ФА относятся корректируемые авиационные бомбы типа КАБ-500. В семействе этих бомб самой современной является КАБ-500С-Э, которая позволяет на качественно новом уровне, в любое время суток и в любых метеоусловиях решать задачи поражения широкого класса целей [Борисов М. Высокоточное возмездие. В России завершаются испытания управляемой авиабомбы КАБ-500С-Э со спутниковым наведением. «Военно-промышленный курьер», 25 мая 2005 г. http://www.avia.ru/press/6023/].

Известна система управления (СУ) корректируемых авиационных бомб типа КАБ-500С-Э, содержащая последовательно соединенные приемоиндикатор спутниковых навигационных систем (СНС) «ГЛОНАСС»/»Навстар» (ПСНС), блок управления (электронно-вычислительное устройство), блок формирования команд спутникового наведения (БФКСН)- наведения по информации от СНС, автопилот (АП), рулевые приводы (РП), работающие на газе турбогенераторного источника питания, аэродинамические рули (АР), а также блок связи с носителем (БСН), выход которого соединен со вторым входом блока управления (БУ), а вход подключен ко второму выходу ПСНС. Автопилот стабилизирует бомбу по крену, тангажу и курсу, а также наводит ее на цель по сигналам БФКСН. Сброс КАБ производится в расчетной точке, вычисляемой прицельно-навигационным комплексом самолета-носителя, после получения от КАБ сигнала готовности ПСНС к работе (после обнаружения и захвата ПСНС сигналов навигационных спутников и определения координат КАБ), а последующий полет - по баллистической траектории с коррекцией. После отделения бомбы от самолета ПСНС определяет параметры пространственного положения КАБ и выдает их в блок управления. При всяком отклонении бомбы от маршрута, параметры которого вычисляются в БУ по информации о координатах цели, полученных с носителя через БСН, и координатах КАБ, определенных ПСНС, на выходе БФКСН вырабатывается сигнал рассогласования, который через АП и РП воздействует на рули бомбы, возвращающие ее на заданный маршрут. Авиабомба КАБ-500С-Э может применяться без захода в зону действия системы ПВО (с высоты 5-10 км) при скорости полета носителя от 550 до 1100 м/с [Интернет-сайт Авиационное оружие России/СССР «КАБ-500Л» http://www.airbase.ru/alpha/rus/K/kab/500/1/, Борисов М. Высокоточное возмездие. В России завершаются испытания управляемой авиабомбы КАБ-500С-Э со спутниковым наведением. «Военно-промышленный курьер», 25 мая 2005 г. http://www.avia.ru/press/6023/].

Недостатками такой системы управления являются: полная зависимость процесса управления полетом КАБ от качества функционирования спутниковой навигационной системы (в случае выключения или отказа СНС процесс наведения невозможен); низкая помехозащищенность приемоиндикаторов спутниковых навигационных систем «ГЛОНАСС»/»Навстар» от средств радиоэлектронного подавления (РЭП). Это подтверждается опытом боевого применения крылатых ракет и управляемых авиабомб со спутниковым наведением при бомбардировке американцами объектов в Ираке и Югославии [Теория и практика падающих томагавков. «Компьютерра», сентябрь 2000, http://www.x-libri.ru/elib/kashn001/00000001.htm]. Экспериментальные исследования показывают, что для полного вывода из строя бортовой спутниковой навигационной аппаратуры достаточно излучать с Земли немодулированные гармонические сигналы частотой 1577 МГц (гражданский сигнал) и 1230 МГц (военный канал) мощностью единицы ватт (2-3 Вт). При этом в зависимости от высоты полета носителя бортовой аппаратуры СНС, дальность подавления приемоиндикаторов СНС лежит в пределах от 50 до 500 км [Иванов М.П., Кашинов В.В. Экспериментальная проверка помехозащищенности GPS // VII международная конференция «Радиолокация, навигация, связь» 24-26 апреля 2001, Воронеж, Россия. Том 3, стр.1917-1919.(См. также www. laboratory, ru 2001),Теория и практика падающих томагков. «Компьютерра», сентябрь 2000, http://www.xlibri.ru/elib/kashn001/00000001.htm]. Поэтому система управления КАБ-500С-Э в условиях подавления противником бортовых приемоиндикаторов СНС будет выведена из строя и применение КАБ-500С-Э возможно только как неуправляемой авиабомбы.

Наиболее близкой, по технической сущности и достигаемому эффекту, является система управления корректируемой авиационной бомбы типа КАБ-500С-Э, содержащая последовательно соединенные приемоиндикатор спутниковых навигационных систем (СНС) «ГЛОНАСС»/»Навстар» (ПСНС), блок управления (электронно-вычислительное устройство), блок формирования команд спутникового наведения (БФКСН), автопилот (АП), рулевые приводы (РП), работающие на газе турбогенераторного источника питания, аэродинамические рули (АР), а также блок связи с носителем (БСН), выход которого соединен со вторым входом блока управления (БУ), а вход подключен ко второму выходу ПСНС. Рулевые приводы позволяют с помощью четырех аэродинамических рулей производить коррекцию реальной траектории полета КАБ по углам тангажа и рыскания в интересах обеспечения ее полета по траектории, соответствующей реализованному в КАБ методу наведения [Авиационное оружие России/СССР «КАБ-500С-Э» http://www.airbase.ru/alpha/rus/K/kab/500/1/.]

Отклонение КАБ с такой системой управления во время бомбометания от точки прицеливания в полигонных условиях (без противодействия противника) дает ошибку (круговое вероятное отклонение Екво) 7-12 м [Авиационное оружие России/СССР «КАБ-500С-Э» http://www.airbase.ru/alpha/rus/K/kab/500/1/]. Боевые части КАБ-500 с массой взрывчатого вещества 195 кг.[Сайт корпорации «Тактическое ракетное вооружение», http://www.ktrv.ru/produc-tion/68/685/840/], как показывают расчеты, проведенные по методике [Справочник летчика и штурмана. Под ред. засл. воен. штурмана СССР генерал-лейтенанта авиации М.В.Лавского, - М.: Воениздат, 1974 г, с.448] имеют достаточно большой приведенный радиус поражения типовых РЭС (для зоны средних разрушений объектов фугасным действием), равный 30-32 метров.

Однако недостатком этой системы является то, что при нанесении ударов по стационарным объектам корректируемыми авиационными бомбами типа КАБ-500С-Э эффективность применения существенно зависит от качества работы спутниковой навигационной системы (при отказе СНС применение КАБ-500С-Э как управляемого оружия невозможно) и низкая помехозащищенность приемоиндикатора СНС (ПСНС) от воздействия средств радиоэлектронного подавления (РЭП) противника, приводящая к полному прекращению функционирования системы наведения КАБ. Поэтому рассматриваемая система управления не может обеспечить высокую вероятность поражения целей даже с точно известными координатами в условиях радиоэлектронного подавления как спутниковых навигационных систем «ГЛОНАСС»/ «Навстар» в целом, так и приемоинддикатора СНС КАБ. В обоих случаях КАБ-500С-Э может использоваться только в качестве неуправляемой авиабомбы, что, как известно, требует большого расхода бомб и нецелесообразно с военно-экономической точки зрения.

В общем случае вероятность поражения объекта корректируемой авиабомбой (РКАБ) вычисляется по формуле [Зотов В.П. Вероятностные основы методов оценки эффективности вооружения, выпуск 1. - М.: ВА им Ф.Э. Дзержинского, 1983 г, с.111]:

P к а б = ( 1 Р Л А ) n Р о б Р п о р , ( 1 )

где РЛА, n - вероятность поражения носителя средствами ПВО противника и число атак по нему, соответственно;

Роб, Рпор - условные вероятности обнаружения объекта аппаратурой самолета-носителя (подготовки КАБ к применению, ввода целеуказания, контроля аппаратуры и др.) и поражения его боевой частью КАБ соответственно.

Однако, учитывая, что спутниковая система наведения не накладывает ограничения на дальность применения КАБ (нет необходимости носителю КАБ заходить в зону действия объектовой ПВО противника) и не требуется обнаруживать объект поражения перед сбросом бомбы (необходимо только вести в СУ КАБ заранее заданные координаты цели.), вероятность поражения объекта Рпор будет определяться в основном точностью наведения КАБ и поражающими возможностями ее боевой части. Поэтому вероятность Рпор вычисляется по формуле [Фендриков Н.М., Яковлев В.И. Методы расчетов боевой эффективности вооружения. - М.: Воениздат, 1971 г, с 59]:

Р п о р = 1 exp { ρ 2 R n 2 E 2 } ,

где Rп, Е, ρ - приведенный радиус поражения цели фугасной БЧ КАБ, срединная ошибка наведения КАБ и константа нормального распределения (ρ=0.476) соответственно.

Рассмотрим два типовых случая применения КАБ-500С-Э по объектам противника:

1. Бомбометание по цели с точно известным местоположением в полигонных условиях (без противодействия противника).

2. Бомбометание по цели в условиях радиоэлектронного подавления противником приемоиндикатора спутниковых навигационных систем «ГЛОНАСС»/«Навстар» КАБ.

В первом случае, для типовых значений радиуса поражения цели (Rп=30 м) и отклонения КАБ от центра цели Е=7/1.749 м и Е=12/1.749 м по формуле (1) получаем РКАБ, равные 1 и 0.987 соответственно.

Во втором случае, при радиоэлектронном подавлении системы спутникового наведения КАБ, для получения гарантированных оценок будем считать, что минимальная величина дальности срыва наведения КАБ по данным от СНС равна 10 км (ближняя граница зоны прикрытия объекта средствами РЭП), а полет КАБ осуществляется по аэробаллистической траектории. При этом, начиная с этой дальности КАБ будет осуществлять неуправляемый полет. Отклонение КАБ во время такого бомбометания от точки прицеливания как показывают расчеты, проведенные по методике [Справочник летчика и штурмана. Под ред. засл. воен. штурмана СССР генерал-лейтенанта авиации М.В.Лавского. - М.: Воениздат, 1974 г, с.439-447] дает ошибку (круговое вероятное отклонение Екво) равную 100 м.

Для этой ошибки вероятность поражения цели одной КАБ Ркаб, вычисленная по формуле (1) равна 0.06. При таком значении Ркаб для поражения цели с заданной вероятностью Рз не ниже 0.8 потребный наряд КАБ определяется по формуле [Фендриков Н.М., Яковлев В.И. Методы расчетов боевой эффективности вооружения. - М.: Воениздат, 1971 г, с.90] n = ln ( 1 P з ) ln ( 1 P п о р ) и равен 26 единицам. Такой наряд представляется достаточно большим и свидетельствует о низкой эффективности применения КАБ-500С-Э в условиях подавления их спутниковых систем наведения средствами РЭП противника.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение эффективности применения КАБ путем увеличения вероятности поражения объекта одной бомбой в условиях радиоэлектронного подавления противником системы спутникового наведения КАБ-500С-Э за счет использования в системе управления КАБ-500С-Э новых каналов управления, обеспечивающих ее наведение на заданный объект в условиях противодействия противника спутниковой системе наведения бомбы на любом участке траектории полета.

Поставленная задача решается за счет того, что в известную систему управления КАБ-500С-Э, содержащую приемоиндикатор спутниковых навигационных систем (СНС) «ГЛОНАСС»/»Навстар» (ПСНС), к выходу которого подключен блок связи с носителем (БСН) к одному из выходов которого подсоединен блок управления ко второму входу которого подключен ПСНС, а так же содержит блок формирования команд спутникового наведения (БФК СН) и последовательно соединенные автопилот (АП), рулевые приводы (РП) с турбогенераторным источником питания и аэродинамические рули (АР) дополнительно введены инерциальная навигационная система (ИНС), устройство коррекции ИНС (УК), два коммутирующих устройства (КУ 1, КУ 2), блок формирования команд инерциального наведения (БФКИН) - наведения по данным ИНС, блок формирования команд инерциального наведения с коррекцией (БФКИНК) - наведения по скорректированным от ПСНС данным ИНС, причем первые управляющие входы КУ 1 и КУ 2 соединены с первым выходом блока управления, третий вход которого соединен со вторым выходом ИНС, а четвертый вход - с первым выходом УК, второй выход которого подключен ко второму входу КУ 1, первый вход УК соединен со вторым выходом БУ, второй вход УК соединен с третьим выходом ПСНС, четвертый выход которого соединен с четвертым входом КУ 1, первый выход которого соединен с входом БФКСН, выход которого подключен ко второму входу КУ 2, второй выход КУ 1 соединен с входом БФКИН, выход которого подключен к третьему входу КУ 2, третий выход КУ 1 подключен к входу БФКИНК, выход которого соединен с четвертым входом КУ 2, выход которого соединен с входом автопилота. Третий вход КУ 1 соединен с третьим выходом БУ, четвертый выход которого подключен к входу ИНС, первый выход которой соединен с третьим входом УК, пятый выход БУ подключен ко входу ПСНС. На второй и третий входы БСН поступают данные целеуказания для спутниковой системы наведения и начальные условия для ИНС соответственно от аппаратуры носителя КАБ, а со второго выхода БСН передаются сигналы контроля ПСНС в аппаратуру управления носителя (например, через разъем связи с самолетом-носителем).

Техническое решение обладает новыми свойствами:

- адаптивностью к противодействию противника (возможностью наведения на цель с использованием различных информационных каналов - спутникового, инерциального и инерциального с коррекцией от ИНС на отдельных этапах полета, а также и их комбинаций);

- высокой точностью наведения КАБ на цель за счет использования не только информации от приемоиндикатора СНС (ПСНС), но и от ИНС, корректируемой по данным ПСНС (или без коррекции) для управления КАБ и перевода ее в соответствующий помеховой обстановке режим наведения на цель или сразу же после сброса с носителя (с максимальной дальности бомбометания) или на любых других участках траектории полета КАБ, после обнаружения факта срыва средствами РЭП противника наведения КАБ по спутниковому каналу, определяемого в БУ по результатам контроля работоспособности ПСНС. В условиях радиоэлектронного подавления противником системы спутникового наведения КАБ использование режима наведения по информации от ИНС позволяет увеличить вероятность поражения РЭС одной КАБ в 12.5 раза, по сравнению с прототипом.

На фиг.1 представлена структурная схема комбинированной системы управления (КСУ) КАБ. На фиг.2 приведена структурная динамическая схема- КАБ с каналами спутникового наведения и наведения по информации от ИНС. На схеме подробно показана структура канала наведения по данным ИНС. Канал спутникового наведения имеет такую же структуру, что и канал наведения по информации от ИНС и для упрощения схемы на фиг.2 не раскрыт.На фиг.3 приведена таблица с результатами оценки точностных характеристик предложенной системы.

Комбинированная система управления КАБ (фиг.1) содержит ПСНС-1, УК-2, выполненное в виде квазиоптимального корректирующего фильтра с интегратором, например, на микросхеме операционного усилителя КР140УД14 [Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1982, с.241, Вениаминов В.Н., Лебедев О.Н., Мирошниченко А.И. Микросхемы и их применение: Справ, пособие. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Радио и связь, 1989, с.51 - (Массовая радиобиблиотека; Вып. 1143)], инерциальную навигационную систему 3, выполненную в виде бесплатформенной ИНС с трехстепенным гироскопом и датчиками линейных ускорений, размещенными непосредственно на корпусе КАБ [Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. - М.: Транспорт, 1992, с.350], блок связи с носителем 4, блок управления 5, два коммутатирующих устройства 6.1 и 6.2, выполненные, например, в виде электромагнитных или электронных реле с соответствующим числом нормально-разомкнутых (замкнутых) контактов на основе микросхемы электронного коммутатора 435КН2 [Вениаминов В.Н., Лебедев О.Н., Мирошниченко А.И. Микросхемы и их применение: Справ, пособие. - 3-е изд. перераб. и доп. - М.: Радио и связь, 1989, 240 с.: ил.-(Массовая радиобиблиотека; вып.1143), с.68], БФКСН 7, блок формирования команд инерциального наведения БФКИН 8 и блок формирования команд инерциального наведения с коррекцией БФКИНК 9 (от ПСНС-1), которые могут быть выполнены как в цифровом, так и в аналоговом исполнении на основе типовых интегральных схем (масштабирующих усилителей, сумматоров, делителей, умножителей и др.), автопилот АП 10, рулевые приводы РП 11 и аэродинамические рули АР 12, причем первые управляющие входы коммутирующих устройств 6.1 и 6.2 соединены с первым выходом блока управления 5, третий вход которого соединен со вторым выходом ИНС 3, а четвертый вход - с первым выходом УК 2, второй выход которого подключен ко второму входу КУ 6.1, первый вход УК 2 соединен со вторым выходом БУ 5, второй вход УК 2 соединен с третьим выходом ПСНС 1, четвертый выход которого соединен с четвертым входом КУ 6.1, первый выход которого соединен с входом БФКСН 7, выход которого подключен ко второму входу КУ 6.2, второй выход КУ 6.1 соединен с входом БФКИН 8, выход которого подключен к третьему входу КУ 6.2, третий выход КУ 6.1 подключен к входу БФКИНК 9, выход которого соединен с четвертым входом КУ 6.2, выход которого соединен с входом автопилота 10. Третий вход КУ 6.1 соединен с третьим выходом БУ 5, четвертый выход которого подключен к входу ИНС 3, первый выход которой соединен с третьим входом УК 2, пятый выход БУ 5 подключен ко входу ПСНС 1. На второй и третий входы БСН 4 поступают данные целеуказания для спутниковой системы наведения и начальные условия для ИНС 3 соответственно от аппаратуры носителя КАБ, а со второго выхода БСН 4 передаются сигналы контроля ПСНС 1 в аппаратуру управления носителя (например, через разъем связи с самолетом-носителем, срезаемый при сбросе КАБ, или по линиям беспроводной связи стандарта IEEE 802.11).

Таким образом, заявленная комбинированная система управления КАБ обеспечивает наведение бомбы на цель с использованием трех каналов наведения -спутникового, инерциального и инерциального, корректируемого по данным спутникового канала, что позволяет значительно повысить вероятность поражения цели в условиях радиоэлектронного подавления противником канала спутникового наведения КАБ.

Проведенный анализ уровня техники, включающий поиск по патентным и научно-техническим источникам информации, и выявление источников, содержащих сведения об аналогах заявленного изобретения, позволил установить, что заявитель не обнаружил аналог, характеризующийся признаками, тождественными всем существенным признакам предлагаемой комбинированной системы управления КАБ. Выбор из перечня выявленных аналогов прототипа, как наиболее близкого по совокупности существенных признаков аналога, позволил выявить совокупность существенных по отношению к сформулированному техническому результату признаков в заявленной системе управления, которые изложены в формуле изобретения. Поэтому заявленное изобретение соответствует критерию «новизна».

Для проверки соответствия заявленного изобретения критерию «изобретательский уровень» проведен поиск и анализ известных технических решений с целью выявления признаков, совпадающих с признаками предлагаемой комбинированной системы управления КАБ. Результаты поиска показали, что заявленное изобретение не вытекает явным образом из известного уровня техники, определенного заявителем. Заявленным изобретением не предусматриваются следующие преобразования:

дополнение известного средства каким-либо известным блоком, присоединяемым к нему по известным правилам, для достижения технического результата;

замена какой-либо части известного средства другой известной частью для достижения технического результата;

увеличение однотипных элементов для достижения сформулированного технического результата;

создание средства, состоящего из известных частей, выбор которых и связь между ними осуществлен по известным правилам, а достигнутый при этом технический результат обусловлен только известными свойствами частей этого средства и связями между ними.

Следовательно, заявленное изобретение соответствует критерию «Изобретательский уровень».

Предлагаемое техническое решение соответствует критерию «промышленная применимость», так как совокупность характеризующих его признаков обеспечивает возможность его существования, работоспособность и воспроизводимость, так как для реализации заявляемого технического решения могут быть использованы известные материалы и оборудование.

Комбинированная система управления корректируемой авиационной бомбы работает в трех основных режимах:

1. Сброс и наведение КАБ на цель с использованием спутниковой системы наведения (ПСНС- 1).

2. Сброс КАБ и полет к цели под управлением ПСНС 1 с последующим переходом в режим инерциального наведения по данным ИНС 3, корректируемой по информации от ПСНС-1.

3. Сброс и наведение КАБ на цель с использованием инерциальной системы наведения (ИНС- 3).

При изменении тактической и помеховой обстановки кроме указанных выше основных режимов возможно использование также их различных комбинаций.

Первый режим характерен для случая, когда СНС «ГЛОНАСС»/«Навстар» работоспособны и помехи спутниковой системе наведения КАБ не создаются. В первом режиме система управления КАБ работает следующим образом. В процессе полета самолета-носителя к цели в БСН 4 вводятся данные целеуказания для ПСНС 1 (заданные координаты цели) и начальные координаты КАБ для ИНС 3. После обнаружения цели ПСНС 1 спутников и захвата их на сопровождение и определения текущих координат носителя (КАБ) ПСНС 1 выдает в аппаратуру управления носителя через БСН 4 сигнал о готовности к работе, после чего производится сброс КАБ. После отделения КАБ она осуществляет полет по баллистической траектории, параметры которой корректируются ПСНС 1, Для этого из БУ 5 на управляющие входы КУ 6.1 и 6.2 подаются сигналы на подключение входа БФКСН 7 через КУ 6.1 к выходам ПСНС 1 и БУ 5 соответственно, а выхода БФКСН 7 через КУ 6.2 к входу АП 10. При этом в БФКСН 7 заданные значения координат Х,У цели, хранящиеся в БУ 5, сравниваются с текущими параметрами КАБ, измеряемыми ПСНС 1 и производится вычисление значений угла визирования цели в каждой плоскости управления и угловой скорости линии визирования КАБ-цель. При этом в БФКСН 7 формируется команда, соответствующая методу пропорционального наведения КАБ, имеющая вид [Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоуправление ракетами. - М.: Сов. радио, 1964, с.60]

К n н = N 1 ν ˙ ,

где N1, ν ˙ - коэффициент пропорциональности и угловая скорость линии визирования цели соответственно, и эта команда через КУ 6.2 передается в автопилот 10, где она сравнивается с нормальным ускорением КАБ, измеряемым в автопилоте 10, по результатам сравнения формируется сигнал рассогласования, в соответствии с которым на выходе автопилота 10 создается сигнал управления рулевыми приводами 11. Управляющий сигнал с РП 11 подается на аэродинамические рули 12, перемещение которых приводит к изменению траектории полета КАБ таким образом, что она переходит на траекторию полета, соответствующую методу пропорционального наведения и такой режим сохраняется до момента встречи КАБ с целью, т.е. до момента подрыва БЧ неконтактным или контактным взрывателями.

Во втором режиме система управления КАБ работает следующим образом. Перед сбросом КАБ в блок управления БУ 5 через БСН 4 вводятся данные целеуказания для ПСНС 1 (заданные координаты цели) и начальные координаты КАБ для ИНС 3. После отделения КАБ она осуществляет полет по баллистической траектории, параметры которой корректируются ПСНС 1, а ИНС 3 производит счисление текущих координат КАБ, начиная с момента ее сброса. Процесс управления протекает таким же образом как в первом режиме. При этом значения текущих координат КАБ, вычисленные ИНС 3, поступают на вход устройства коррекции 2, где производится их коррекция сигналами от спутниковой системы наведения (ПСНС 1) с использованием квазиоптимального фильтра [Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1982, с.240-241]. При достижении КАБ рубежа подавления ПСНС 1 средствами РЭП противника на основе данных, поступающих из ПСНС 1 в БУ 5, формируется команда на подключение к АП 10 вместо сигналов от БФКСН 7 сигналов от БФКИНК 9. При этом КУ 6.2 отключает выход БФКСН 7 от АП 10, а подключает к нему выход БФКИНК 9, на вход которого через КУ 6.1 подаются сигналы с УК 2, коррекция которых проведена до момента подавления ПСНС 1. В БФКИНК 9, таким же образом как в первом режиме, формируется команда, соответствующая методу пропорционального наведения КАБ, только при этом используются координаты КАБ, определенные в УК 2. Эта команда передается в автопилот 10, на выходе которого создается сигнал управления рулевыми приводами 11, в соответствии с которым происходит перемещение АР 12, приводящее к переходу КАБ на траекторию полета, соответствующую методу пропорционального наведения. Такой режим сохраняется до момента встречи КАБ с целью, если работоспособность ПСНС 1 не восстановится.

Третий режим функционирования КСУ КАБ характерен для случаев, когда системы спутниковой навигации выведены из строя или сброс КАБ производится самолетом - носителем в зоне подавления ПСНС 1 средствами РЭП противника. В третьем режиме система управления КАБ работает следующим образом. Перед сбросом КАБ в блок управления БУ 5 через БСН 4 вводятся данные целеуказания для ПСНС 1 (заданные координаты цели) и начальные координаты КАБ для ИНС 3. После отделения КАБ она осуществляет полет по баллистической траектории, параметры которой корректируются ИНС 3 на основе счисления текущих координат КАБ, начиная с момента ее сброса. Процесс управления протекает следующим образом. Значения текущих координат КАБ, вычисленные ИНС 3, поступают на вход БУ 5, где на основе данных, поступающих из ПСНС 1 в БУ 5, формируется команда на подключение к АП 10 вместо сигналов от БФКСН 7 и БФКИНК 9 сигналов от БФКИН 8. При этом КУ 6.2 отключает выходы БФКСН 7 и БФКИНК 8 от АП 10, а подключает к нему выход БФКИН 9, на вход которого через КУ 6.1 подаются сигналы ИНС 3 через БУ 5. В БФКИН 8, таким же образом как описано выше, но с использованием значений координат, определенных ИНС 3 формируется команда, соответствующая методу пропорционального наведения КАБ. Эта команда передается в автопилот 10, на выходе которого создается сигнал управления рулевыми приводами 11, в соответствии с которым происходит перемещение АР 12, приводящее к переходу КАБ на траекторию полета, соответствующую методу пропорционального наведения. Такой режим сохраняется до момента встречи КАБ с целью, если в процессе ее полета работоспособность ПСНС 1 не восстановится.

Для исследования точностных характеристик КАБ, оснащенных предлагаемой системой управления, на основе структурной динамической схемы (фиг.2) с использованием методов теории радиоуправления и случайных процессов была разработана статистическая имитационная модель процесса наведения КАБ на наземную стационарную цель.

Модель описывает динамику полета и наведения КАБ с системой управления, приведенной на фиг.1, и представляется следующей системой дифференциальных уравнений:

ξ x S = К 1 ξ б ш ξ x S Т 2 , ( 2 )

где εS,IKI, ε S , I K , I - угол линии визирования цели, угловая скорость линии визирования цели, вычисленные по данным ПСНС, ИНС с коррекцией и ИНС соответственно;

ξбш, σs - белый шум с нулевым математическим ожиданием и спектральной плотностью R0, среднеквадратическое значение ошибки определения местоположения ПСНС соответственно;

ξxS, ξB - флуктуационные составляющие, обусловленные ошибками ПСНС и ветровыми возмущениями соответственно;

σB, τB - среднеквадратическое значение и время корреляции порывов ветра соответственно;

σpr, σa - среднеквадратические значения случайной составляющей угловой скорости прецессии гироплатформы и ошибки акселерометра в измерении нормального ускорения соответственно;

θB - флуктуационная составляющая угла, характеризующего направление вектора скорости θ УО, обусловленная ветровыми возмущениями;

Θ - допустимые значения угловой скорости изменения угла атаки КАБ, определяемые допустимыми нормальными ускорениями;

Tv, ω0, d - постоянная времени, собственная частота колебаний КАБ и коэффициент демпфирования автопилота соответственно;

Ti, Кi - постоянные времени i-x элементов контура (фильтров, ПСНС, ИНС) и их коэффициенты усиления (передачи по скорости) соответственно;

Cx, Pdv, Va - аэродинамический коэффициент, тяга двигателя и скорость на активном участке траектории полета КАБ соответственно;

Kυ, K υ ' , K ε ' - коэффициенты передачи соответствующих элементов автопилота;

α, Sk, G, m - угол атаки, площадь крыла, вес и масса КАБ соответственно;

ρ(yrs) - плотность воздуха на соответствующей высоте полета КАБ;

Vx, Vy, Д, xrs, yrs, xc yc - проекции скорости полета КАБ на оси х, у, наклонная дальность до цели и координаты (х, у) КАБ и цели соответственно;

S, IK, I - логические переменные, выполняющие роль коммутатора в вычислителе системы управления;

Ф, FS(t), FIK(t), FI(t), TP1, ТР2, Δ - функция Хевисайда, временные логические (переключательные) функции, задающие различную продолжительность работы спутниковой системы наведения, ИНС с коррекцией от ПСНС и ИНС без коррекции, момент перехода КАБ на наведение по данным ИНС с УК, ИНС и время задержки подключения автопилота к ИНС соответственно;

FD(t), Tpd1, Tpd2 - временная логическая функция, задающая продолжительность работы ТТРД, момент включения и выключения ТТРД соответственно.

С использованием данной математической модели была оценена точность самонаведения КАБ, имеющей характеристики, близкие к характеристикам КАБ-500С-Э [Авиационное оружие России / СССР.КАБ-500С-Э http://airbase.ru/alpha/rus/k/kab/500/1/], оснащенной системой управления, выполненной по приведенной на фиг.1 схеме, на наземную цель. При этом точностные характеристики КАБ оценивались по показателю - среднеквадратическое отклонение (СКО) промаха (σ) в вертикальной плоскости.

Моделировался последний участок траектории полета КАБ на дальности (наклонной) 10 км от цели. Считалось, что на КАБ воздействуют порывы ветра, характеризующиеся спектральной плотностью мощности флуктуации скорости

S v ( ω ) = 2 σ v 2 τ v ω 2 τ v 2 + 1 ,

где σv - среднее квадратическое значение скорости порывов ветра; τv - время корреляции порывов ветра. При моделировании принималось, что для КАБ - σv=1-2 м/с, τv=1 с.

Кроме того, были приняты следующие численные значения для элементов, приведенных в математической модели: ω0=0.8, аδ=0.58, d=0.7, Кг=1.8, Ти=0.15, Т2=0.08, Т3=0.3, Tk=0.2, Tv=0.5, σs=10, Θ=0.392.

Результаты моделирования приведены в таблице (фиг.3), где представлены значения промаха КАБ в полигонных условиях (без противодействия противника) и при радиоэлектронном подавлении спутниковой системы наведения КАБ, а также соответствующие вероятности поражения цели одной бомбой. Кроме того, в таблице приведены вероятности поражения цели одной корректируемой авиабомбой типа КАБ-500С-Э (прототипом) при применении ее по объекту с точно известными координатами в таких же условиях.

Анализ полученных результатов показывает, что предлагаемое техническое решение в условиях противодействия противника увеличивает вероятность поражения цели - в 12.5 раза по сравнению с прототипом, а требуемый наряд КАБ для поражения цели с вероятностью не менее 0.8 снижается в 22 раза при нанесении ударов по цели с точно известными координатами в условиях РЭП системы спутникового наведения КАБ.

Изложенные сведения свидетельствуют о возможности выполнения при реализации заявленной системы управления следующей совокупности условий:

предлагаемая система управления при ее реализации позволит обеспечить эффективное применение КАБ по стационарным целям с точно известными координатами в условиях радиоэлектронного противодействия противника спутниковой системе наведения КАБ;

показана возможность реализации на практике заявленной комбинированной системы управления КАБ в том виде, как она охарактеризована в формуле изобретения, с помощью описанных в заявке или известных до даты приоритета средств и методов;

предлагаемая комбинированная система управления КАБ при ее разработке способна обеспечил. достижение усматриваемого заявителем технического результата.

Комбинированная система управления корректируемой авиационной бомбой, содержащая приемоиндикатор спутниковых навигационных систем (ПСНС), к выходу которого подключен блок связи с носителем (БСН), к одному из выходов которого подсоединен блок управления (БУ), ко второму входу которого подключен ПСНС, а также содержит блок формирования команд спутникового наведения (БФК СН) и последовательно соединенные автопилот (АП), рулевые приводы (РП) с турбогенераторным источником питания и аэродинамические рули (АР), отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены инерциальная навигационная система (ИНС), устройство коррекции (УК), два коммутирующих устройства (КУ1, КУ2), блок формирования команд инерциального наведения (БФКИН), блок формирования команд инерциального наведения с коррекцией (БФКИНК), причем первые управляющие входы коммутирующих устройств соединены с первым выходом блока управления, третий вход которого соединен со вторым выходом ИНС, а четвертый вход - с первым выходом УК, второй выход которого подключен ко второму входу КУ1, первый вход УК соединен со вторым выходом БУ, второй вход УК соединен с третьим выходом ПСНС, четвертый выход которого соединен с четвертым входом КУ1, первый выход которого соединен с входом БФКСН, выход которого подключен ко второму входу КУ2, второй выход КУ1 соединен с входом БФКИН, выход которого подключен к третьему входу КУ2, третий выход КУ1 подключен к входу БФКИНК, выход которого соединен с четвертым входом КУ2, выход которого соединен с входом автопилота, при этом третий вход КУ1 соединен с третьим выходом БУ, четвертый выход которого подключен к входу ИНС, первый выход которой соединен с третьим входом УК, пятый выход БУ подключен к входу ПСНС, при этом второй и третий входы БСН являются входами системы (входами ввода данных), а второй выход БСН - выходом системы (вывода данных контроля ПСНС).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) с целью поражения радиоэлектронных средств (РЭС) противника.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет. .

Изобретение относится к оборонной технике и может быть использовано для информационного обеспечения боевого снаряжения, в частности высокоточных управляемых снарядов или управляемых ракет.

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 технике управления вращающимися по углу крена беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение методом пропорциональной навигации.

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано во взрывателях различных боеприпасов, для определения расстояния до цели. .

Изобретение относится к автоматизированным информационно-управляющим системам, в частности системам визирования операторов, например военных объектов. .

Изобретение относится к оптическому приборостроению и может быть использовано в военной технике при создании ракет с оптическими головками самонаведения (ОГС). .

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, в частности к ракетам, регулярно вращающимся по углу крена, например со стартом из ствольной установки

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах и в управляемых пулях. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме. Пуля содержит балансировочный груз, стабилизирующие элементы, аэродинамические органы управления, блок привода органов управления и систему управления по лучу. Система управления по лучу включает фотоприемник, размещенный на маршевой ступени, и бортовую аппаратуру. В качестве балансировочного груза выступает боевая часть кинетического действия, которая выполнена в виде бронебойного стержня. Управляемая пуля снабжена отделяемым стартовым двигателем, в котором размещена центральная трубка для передачи сигнала на фотоприемник от защитной линзы. Линза расположена в задней части трубки. Внутренняя часть трубки выполнена светоотражающим световодом. Сопла двигателя установлены под углом 10-30° к оси двигателя. Достигается расширение номенклатуры поражаемых целей. 2 ил.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Управляемый реактивный снаряд включает управляющий и разгонный блоки. Управляющий блок выполнен в виде двух модулей: носового с органами управления реактивным снарядом и хвостового. Между собой модули управляющего блока соединены посредством цилиндрического шарнира с осью вращения, совпадающей с продольной осью разгонного блока. Хвостовой модуль управляющего блока выполнен в виде единого конструктивного целого с разгонным блоком. На оси цилиндрического шарнира, жестко связанной с разгонным блоком, расположен ротор электрического моментного двигателя. Статор двигателя жестко связан с корпусом носового модуля управляющего блока. На внешней поверхности носового модуля управляющего блока расположена одна пара аэродинамических рулей, жестко связанных с внешней поверхностью носового модуля. Рули установлены под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля. Достигается упрощение конструкции и повышение боевой эффективности управления реактивных снарядов. 1 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к пулям для стрелкового оружия. Хвостовая часть пули в полете принимает удобообтекаемую форму. Хвостовая часть пули выполнена в виде винтовой конической пружины сжатия. Пружина изготовлена из облегченной полосовой стали переменного прямоугольного поперечного сечения. Пружина принимает удобообтекаемую заднюю часть пули при ее полете за счет сил упругости. Достигается увеличение дальности полета пули. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам с газовым подвесом. Снаряд с газовым подвесом содержит гладкую цилиндрическую часть. В цилиндрической части выполнена полость питания. Полость питания соединена с наружной цилиндрической поверхностью через питающие устройства. Полость питания заполнена веществом, имеющим высокую скорость горения. Полость питания соединена с тыльной частью снаряда через отверстие, в котором размещен термитный фитиль. Питающие устройства выполнены в виде отверстий малого диаметра. Оси отверстий направлены под углом к радиусу гладкой цилиндрической части. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к головным отсекам (ГО) летательных аппаратов (ЛА). ГО ЛА содержит переднюю панель в виде клина с плоскими иллюминаторами, осесимметричную с переменным сечением боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, складную телескопическую аэродинамическую иглу. Иллюминаторы выполнены с различным диапазоном пропускания. Боковая обечайка выполнена биконической, оживальной, параболической, в виде сплайна или их комбинаций. В боковой обечайке выполнена призматическая, цилиндрическая, оптически- и радиопрозрачная вставка. Передняя панель и часть боковой обечайки выполнены поворотными и отделены от неподвижной части герметичной мембраной и в плоскости их разделения установлен подшипник. На внутренней стороне боковой обечайки и передней панели установлена теплоизоляция, на внутренней стороне иллюминаторов установлены сдвигающиеся теплоизолирующие накладки. Изобретение позволяет повысить точность наведения ГО ЛА. 18 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, в частности к системам стабилизации полета. Способ управления заключается в измерении текущих значений углов наклона траектории θ, пути ψ, крена γ, определении необходимых для наведения на цель ракеты значений углов наклона траектории θзад, пути ψзад, крена γзад, определении сигналов рассогласований по углам наклона траектории Δθзад, пути Δψзад, крена Δγзад от заданных значений и формировании сигналов скорости отклонения рулей по каналу высоты δ ˙ B , направления δ ˙ H , элеронов δ ˙ Э . Сигналы управления по каналам δ ˙ B , δ ˙ H , δ ˙ Э суммируются между собой и формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей δ 1 с у м м , δ 2 с у м м , δ 3 с у м м , δ 4 с у м м . Измеряя воздушную скорость движения ракеты Va и зная воздушную скорость, необходимую для движения на цель Va зад, определяют рассогласование от заданной скорости ΔVa зад=Va-Va зад и формируют дополнительный сигнал скорости отклонения рулей по каналу продольной скорости δ ˙ П С . Формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей δ 1 с у м м , δ 2 с у м м , δ 3 с у м м , δ 4 с у м м : - при угле атаки, большем угла скольжения - синхронное перемещение соседних рулей с каждой стороны попарно-синхронно навстречу друг другу; - при угле скольжения, большем угла атаки - синхронное перемещение соседних рулей сверху и снизу попарно-синхронно навстречу друг другу, что приводит к управлению значениями воздушной скорости движения ракеты Va. Повышается эффективность управления. 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме и содержит боевую часть, стартовый двигатель, блок управления и газодинамическое устройство управления. Она снабжена переходным обтекателем, в котором вокруг хвостовой части маршевой ступени размещено газодинамическое устройство управления, выполненное в виде газодинамического рулевого привода с пороховым аккумулятором давления торообразной формы, реализующее моментное управление путем создания поперечной тяги. Сопла газодинамического устройства управления выведены наружу переходного обтекателя в радиальном направлении. Стартовый двигатель выполнен отделяемым. Корпус стартового двигателя выполнен коническим. Боевая часть размещена в носовой части маршевой ступени. Блок управления размещен в хвостовой части маршевой ступени, которая вдвинута в центральную трубку, выполненную в стартовом двигателе. Уменьшается масса и увеличивается маневренность летательного аппарата. 2 ил.

Группа изобретений относится к системам управления ракетами (СУР). Cпособ формирования команд управления включает измерение величины угла крена ракеты, формируемой в виде сигнала в n-разрядном коде Грея, который преобразуют в двоичное число, содержащее n-разрядов, логические уровни которого вырабатывают многоступенчатую аппроксимацию сигналов синусоиды и косинусоиды, и формируют из декодированных принимаемых сигналов команды управления ракетой соответственно по курсу и тангажу. СУР включает в себя гироскопический измеритель угла крена, логическую схему «исключающее ИЛИ», преобразователь команд управления и второй рулевой привод. Способ измерения угла крена включает формирование дополнительных последовательностей логических уровней, формирующих число в n-разрядном коде Грея, которое преобразуют в двоичное n-разрядное число, соответствующее измеренной величине угла крена ракеты. В гироскопический измеритель угла крена дополнительно введены пары светодиод-фотодиод, размещенные на корпусе гироскопа и разделяемые растром. Способ включает формирование синусного и косинусного сигналов для формирования команд управления на ней, при котором двоичное число в параллельном виде формируют в виде n-разрядного. В СУР введён синус-косинусный формирователь М задатчиков чисел и логическая схема «НЕ». Повышается эффективность формирования команд управления СУР. 6 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх