Способ управления движением летательного аппарата



 


Владельцы патента RU 2496081:

Бытьев Алексей Вячеславович (RU)
Головань Михаил Витальевич (RU)
Кириченко Александр Александрович (RU)
Куприянов Геннадий Павлович (RU)
Ткаченко Владимир Иванович (RU)
Чекинов Сергей Геннадьевич (RU)
Черкасов Владислав Николаевич (RU)
Струментов Александр Гурьевич (RU)
Шульга Сергей Владимирович (RU)
Краснянчук Николай Алексеевич (RU)

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 военной технике, а более конкретно к способам управления движением летательных аппаратов (ЛА), в частности, устанавливаемых в составе комплексов БПЛА, телеуправляемых объектов (метеорологических, сельскохозяйственных, геологических, роботизированных и др.), управляемого вооружения как стационарных (на наземных, шахтных, надводных, подводных пусковых установках), так и мобильных (на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки, вертолеты и др.).

Управление движением летательных аппаратов в процессе их полета позволяет существенно повысить точностные характеристики соответствующих комплексов, в том числе и вооружения, устанавливаемых как на земле, так и на различных подвижных носителях. Огневая мощь таких машин существенно возрастает и за счет дополнения обычного вооружения (артиллерийского или стрелкового) управляемыми летательными аппаратами (беспилотные летательные аппараты (БПЛА), управляемые ракеты (УР) и др.).

В настоящее время известны различные способы управления движением летательных аппаратов (БПЛА, управляемых ракет, снарядов и др.). От эффективности способов управления их движением зависит и эффективность комплексов в целом.

Известен способ управления движением ракет (противотанковых, противоградовых и др.) первого поколения, заключающийся в наведении наводчиком (оператором) на объект визирования (цель) линии визирования, глазомерном измерении отклонения от нее летательного аппарата (управляемой ракеты), воздействии на органы управления ракетой в соответствии с этими отклонениями до совмещения управляемой ракеты с целью (см., например, А.Н.Латухин «Противотанковое вооружение», М., Воениздат, 1974, С.192-236). К первому поколению относятся управляемые (противотанковые и др.) ракеты с ручными системами наведения. ПТУР первого поколения и способы их наведения имеют очевидные недостатки: невысокая скорость движения ракеты, реализуемая в них, а следовательно, и очень большое время полета (20-25 с), наличие не поражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м, малая скорострельность по сравнению с другими противотанковыми средствами и др. Обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам очень дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов. Низкая скорость полета ракеты требует от оператора непрерывного визуального слежения за ракетой и целью и управления ракетой на всей траектории. Поэтому к наводчикам (операторам) ПТУР предъявляются строгие требования. Для обучения и периодических тренировок наводчиков управляемых ракет с ручной системой наведения требуются сложные электронно-оптические тренажеры. Кроме того, при таком способе управления практически невозможно устранить один из основных недостатков: низкую скорость полета управляемой ракеты, так как при увеличении скорости ее движения работа наводчика сильно усложняется, поскольку управление обычно осуществляется с помощью команд, основанных на учете взаимного положения ракеты и цели. Наводчик физически не успевает своевременно реагировать на изменения направления полета скоростной ракеты (ЛА). Он также испытывает значительные трудности при выводе ракеты на линию визирования. Во избежание клевка ракеты в землю вблизи пусковой установки (стреляющего объекта) последней придают значительный угол возвышения. В результате и образуется (см. выше) необстреливаемая зона размером в 600-700 м. Кроме того, в этих условиях практически исключается стрельба с подвижных носителей, особенно при их маневрировании, а также возможность перевода линии визирования на следующий объект визирования при промахе по предыдущему (особенно при ограничении максимальной дальности полета летательного аппарата).

Известен также способ управления движением летательного аппарата (ракеты) комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 «Кобра» (см., например, «Комплекс вооружения танка - Т-80Б». Танк Т-80Б. ТО и ИЭ. М., Воениздат, 1984, С.95-127), являющийся наиболее близким по технической сути к заявляемому и принимаемый за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом предлагаемого способа.

Этот способ управления движением летательного аппарата заключается в формировании стабилизированной линии визирования и совмещении ее с объектом визирования, запуске летательного аппарата, его захвате системой управления, измерении системой управления отклонения летательного аппарата от линии визирования в процессе его полета, автоматическом формировании и передаче на него команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления летательным аппаратом сигнала, соответствующего этой команде.

Этот способ от предшествующего отличается тем, что непрерывное слежение за объектом визирования, совмещая с ним линию визирования, ведет наводчик (оператор), а слежение за ЛА (ракетой), измерение его отклонений от линии визирования, выработка и передача команд на борт летящего ЛА (ракеты), а затем на его (ее) органы управления производятся системой управления автоматически. Этот способ по сравнению с предшествующим обеспечивает (см. там же):

увеличение скорости движения ЛА (ракеты); уменьшение времени полета ракеты на предельную дальность; уменьшение «мертвой зоны» до 75 м и менее от огневой позиции; более высокую эффективность и стабильность результатов стрельбы в разнообразных ситуациях противотанкового боя; упрощение работы оператора (его функции сводятся лишь к совмещению линии визирования с объектом визирования, а команды управления вырабатываются и передаются на ЛА автоматически), что повышает точность и сводит к минимуму влияние на результаты индивидуальных данных оператора.

Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость продолжительного по времени удержания линии визирования на объекте визирования приводит к возникновению опасности ее потери при появлении в поле зрения наводчика световых или пыледымовых помех. Наличие на борту ЛА (ракеты) мощного источника света, необходимого для образования световой обратной связи и замкнутого контура управления, затрудняет наводчику слежение за целью, усугубляя действие световых помех. Все это приводит к существенному увеличению ошибок слежения за целью (объектом визирования) из-за трудностей компенсации наводчиком отклонений линии визирования (визирной марки) от цели, вызванных маневрированием подвижного носителя. Это объясняется тем, что система стабилизации линии визирования в прототипе измеряет и компенсирует только угловые отклонения линии визирования от заданного гироскопическим датчиком углового направления на цель и не реагирует на линейные перемещения линии прицеливания вместе с носителем (танком). Оператор же не в состоянии своевременно их компенсировать, особенно в условиях помех и перерывах в видимости цели.

Кроме того, маневрирование носителя во время полета ЛА (управляемой ракеты) приводит к нарушению соответствия положений ЛА (управляемой ракеты) на траектории в продольном направлении и информационной зоны (плоскости, перпендикулярной к траектории полета ЛА (ракеты) управления.

В результате перечисленных недостатков остаются значительными ошибки совмещения линии визирования с объектом визирования (целью) из-за действия помех, особенно неожиданных помех, появления в процессе наведения более опасных объектов визирования (целей), требующих перевода линии визирования (перенацеливания) и принятия оперативного решения, приводит к промаху или потере ЛА (ракеты), постоянной напряженности оператора и снижению эффективности стрельбы.

Целью настоящего изобретения является повышение эффективности управления движением летательного аппарата (управляемой ракеты) путем обеспечения возможности его (ее) перенацеливания на другую, более опасную цель (объект визирования) или в случае промаха по первой цели (объекту визирования), повышение помехоустойчивости визуального канала, точности наведения управляемой ракеты (летательного аппарата) и введения дополнительной информации о параметрах процесса управления.

Указанная цель достигается тем, что в способе управления движением летательного аппарата, заключающемся в формировании стабилизированной линии визирования и совмещении ее с объектом визирования, запуске летательного аппарата, его захвате системой управления, измерении системой управления отклонения летательного аппарата от линии визирования в процессе его полета, автоматическом формировании и передаче на него команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления летательным аппаратом сигнала, соответствующего этой команде, при наличии в поле зрения визирного устройства нескольких предполагаемых объектов визирования совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым из них, определяют и запоминают их дальности и угловые координаты относительно визирного устройства, после запуска летательного аппарата в направлении ближнего (первого) 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 (первому) по дальности объекту визирования и выполнения условий (1) и (2)

Ψ 2,1 { [ ( Д 2 2 2 Д 1 Д 2 cos Ψ 2,1 + Д 1 2 ) / V л а ] t п } ω н г ,                (1)

ϕ 2,1 { [ ( Д 2 2 2 Д 1 Д 2 cos ϕ 2,1 + Д 1 2 ) / V л а ] t п } ω н в ,                (2)

где Д1 - дальность до ближнего (первого) по дальности объекта визирования,

Д2 - дальность до следующего (второго) по дальности объекта визирования,

Vла - маршевая скорость летательного аппарата,

tп - потери времени, определяемые суммарной инерционностью системы управления и оператора при переводе линии визирования с одного объекта визирования на другой,

ωнг, ωнв - рациональные (располагаемые) угловые скорости наведения летательного аппарата соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях,

Ψ2,1 φ2,1 - угловые рассогласования между направлениями на ближний и следующий (первый и второй) объекты визирования соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях при промахе по ближнему (первому) объекту визирования,

подают на летательный аппарат команду на превышение его полета над линией визирования, переводят линию визирования на следующий (второй) 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, определением и подачей информации в поле зрения визирного устройства о соответствующих промахах, а в случае потери захвата на время, превышающее время, необходимое на повторный захват, возвращают линию визирования в исходное положение, при этом команду на превышение на летательный аппарат подают при каждом промахе в момент пролета им очередного объекта визирования, а снятие команды превышения производят через время

t п р { [ ( Д 2 2 2 Д 1 Д 2 cos Ψ 2,1 + Д 1 2 ) / V л а ] ( t п + t y ) ,

где tпр - время полета летательного аппарата с превышением над линией визирования,

ty - время упреждения для снятия команды превышения и плавного вывода летательного аппарата на линию визирования.

Введение новых существенных признаков позволяет расширить возможности известных способов, обеспечивает повышение эффективности наведения ЛА (управляемой ракеты) путем перенацеливания (перевода линии визирования) на другие цели (объекты визирования) в случае промаха по ближней (первой) по дальности цели (объекту визирования), повышения помехоустойчивости визуального канала и точности наведения ЛА (управляемой ракеты) за счет введения дополнительной информации о возможности перенацеливания (перевода линии визирования) и временных параметрах процесса наведения ЛА (управляемой ракеты).

Реализация предлагаемого способа происходит следующим образом. Формируют стабилизированную линию прицеливания по аналогии с прототипом и совмещают ее последовательно с объектами визирования (целями), появившимися в поле зрения визирного устройства прицела (наводчика) и выбранными для визирования (поражения). Определяют и автоматически запоминают их дальности и угловые координаты относительно визирного устройства. При определении координат совместное функционирование лазерного дальномера, датчиков углов, запоминающих и вычислительных устройств, а также других элементов аппаратуры организуется таким образом, чтобы в моменты измерения дальности до целей одновременно измерялись бы и запоминались их угловые координаты относительно заданного направления, в качестве которого может использоваться направление от визирующего устройства на один из объектов визирования, как правило, ближний. Наличие координат объектов визирования (целей) обеспечивает возможность их сравнения между собой и вычисление угловых размеров зон вероятного попадания (поражения) в вертикальной и горизонтальной плоскостях для последующих после промаха целей, определения рациональной последовательности перевода (перенацеливания) линии визирования при возможных промахах по величине Ψ2,1, φ2,1, с использованием условий выражений (1) и (2).

На основании вычисленных значений вводят в поле зрения визирного устройства прицела и формируют визуальную информацию, облегчающую принятие решения на возможное предстоящее перенацеливание (перевод линии визирования), если вторая цель (второй объект визирования), например, находится в зоне вероятного попадания (поражения). Производят запуск ЛА (управляемой ракеты) и его (ее) захват системой наведения, после чего начинают измерять время его (ее) движения на траектории еще до вывода на линию визирования. Захват ЛА (управляемой ракеты) в прототипе осуществляется благодаря установке на ракету источника светового излучения, а в лучевых системах наведения захват обеспечивается устройством захвата, расположенным на борту управляемой ракеты. Вывод управляемой ракеты на линию прицеливания, как правило, производится автономно, по определенной программе, и в выработке дополнительных команд управления на этом участке практической необходимости нет.

Значение высоты полета ЛА (управляемой ракеты) поддерживают постоянным, обеспечивая уменьшение образования световых и пыледымовых помех, а также постоянство переходных процессов при маневрировании ЛА (управляемой ракеты) относительно линии визирования. При визировании ближнего объекта визирования (цели) движение ЛА (ракеты) может происходить как на высоте линии визирования, так и с превышением над ней (если высота неровностей местности создает опасность врезаний ЛА (ракеты) в них). Если же визирование ведется по одному (одной) из следующих объектов визирования (целей, после промаха по первой), то, из-за трудности оценки высоты неровностей, команду на превышение полета ЛА (управляемой ракеты) над линией визирования подают при каждом промахе, переводят линию визирования на следующую (вторую) по дальности цель (объект) и при подлете к ней (к нему) снимают команду на превышение и плавно выводят ЛА (управляемую ракету) на линию визирования. Снятие команды превышения производят через время

t п р { [ ( Д 2 2 2 Д 1 Д 2 cos Ψ 2,1 + Д 1 2 ) / V л а ] ( t п + t y ) ,

где tпр - время полета летательного аппарата с превышением над линией визирования, ty - время упреждения для снятия команды превышения и плавного вывода летательного аппарата (управляемой ракеты) на линию визирования.

При потере захвата ЛА (управляемой ракеты), связанной с окончанием процесса управления, возвращают линию визирования в исходное положение или совмещают ее с другим объектом визирования (целью) и повторяют операции по запуску и управлению движением второго ЛА (управляемой ракеты).

При потере захвата ЛА (управляемой ракеты), связанной с потерей видимости объекта визирования (цели) или ЛА (ракеты), выдерживают паузу, равную времени на повторный захват (для прототипа - 0,3-0,7 с), и только после этого возвращают линию визирования в исходное положение.

Если же в момент пролета объекта визирования (цели) потери захвата не произошло, то определяют и подают информацию в поле зрения визирного устройства о пролете ЛА (ракетой) этой цели с промахом по ней, после чего переводят в соответствии с условиями (1) и (2) линию визирования на второй(ую) и, в случае промаха по нему (ней), аналогично на последующие объекты визирования (цели) с определением и подачей информации в поле зрения визирного устройства о пролете соответствующих объектов визирования (целей) с промахом, после чего и в случае попадания, и в случае потери захвата и истечения времени, необходимого на повторный захват, возвращают линию визирования в исходное положение. При последующих пусках ЛА реализация способа аналогична.

Применение предлагаемого способа управления движением ЛА позволяет практически без существенного изменения его характеристик осуществить (посредством перевода линии визирования (перенацеливания) возможность существенно повысить эффективность управления ЛА (ракетами). Так, например, попадание во вторую цель (объект визирования) позволяет на 10-15% повысить общую вероятность попадания ЛА (управляемой ракетой).

Способ управления движением летательного аппарата, заключающийся в формировании стабилизированной линии визирования и совмещении ее с объектом визирования, запуске летательного аппарата, его захвате системой управления, измерении системой управления отклонения летательного аппарата от линии визирования в процессе его полета, автоматическом формировании и передаче на него команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления летательным аппаратом сигнала, соответствующего этой команде, отличающийся тем, что при наличии в поле зрения визирного устройства нескольких предполагаемых объектов визирования совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым из них, определяют и запоминают их дальности и угловые координаты относительно визирного устройства, после запуска летательного аппарата в направлении ближнего - первого 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 - первому по дальности объекту визирования и выполнения условий (1) и (2)
Ψ 2,1 { [ ( Д 2 2 2 Д 1 Д 2 cos Ψ 2,1 + Д 1 2 ) / V л а ] t п } ω н г ,                (1)
ϕ 2,1 { [ ( Д 2 2 2 Д 1 Д 2 cos ϕ 2,1 + Д 1 2 ) / V л а ] t п } ω н в ,                (2)
где Д1 - дальность до ближнего - первого по дальности объекта визирования,
Д2 - дальность до следующего - второго по дальности объекта визирования,
Vла - маршевая скорость летательного аппарата,
tп - потери времени, определяемые суммарной инерционностью системы управления и оператора при переводе линии визирования с одного объекта визирования на другой,
ωнг, ωнв - рациональные (располагаемые) угловые скорости наведения летательного аппарата соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях,
Ψ2,1, φ2,1 - угловые рассогласования между направлениями на ближний - первый и следующий - второй объекты визирования соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях при промахе по ближнему - первому объекту визирования,
подают на летательный аппарат команду на превышение его полета над линией визирования, переводят линию визирования на следующий - второй 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, определением и подачей информации в поле зрения визирного устройства о соответствующих промахах, а в случае потери захвата на время, превышающее время, необходимое на повторный захват, возвращают линию визирования в исходное положение, при этом команду на превышение на летательный аппарат подают при каждом промахе в момент пролета им очередного объекта визирования, а снятие команды превышения производят через время
t п р [ ( Д 2 2 2 Д 1 Д 2 cos φ 2,1 + Д 1 2 ) / V л а ] ( t п + t y ) ,
где tпр - время полета летательного аппарата с превышением над линией визирования,
ty - время упреждения для снятия команды превышения и плавного вывода летательного аппарата на линию визирования.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета заключается в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Многоразовый возвращаемый ракетный блок содержит фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки двигателей управления.

Изобретение относится к ракетам, в частности к ракетам с бескорпусными бессопловыми двигателями торцевого горения. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения содержит головную часть и шашку твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетно-космической отрасли, а именно к наземному вспомогательному оборудованию. .

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к тактическим управляемым ракетам, используемым в условиях жестких габаритных ограничений. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции крылатой ракеты. .

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к устройству и способу увеличения дальности полета артиллерийских снарядов. .

Изобретение относится к области ракетостроения. .

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

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

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 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.
Наверх