Интегрированная автоматическая система сопровождения



Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения
Интегрированная автоматическая система сопровождения

 


Владельцы патента RU 2498345:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

Изобретение предназначено для систем автоматического наблюдения и сопровождения за подвижными объектами в пространстве преимущественно с качающегося основания и может быть использовано для управления воздушным движением и уничтожения маневрирующих подвижных целей. Достигаемый технический результат изобретения - повышение точности и устойчивости сопровождения цели интегрированной автоматической системой сопровождения при пуске управляемой ракеты, а также проведение операций для обеспечения перезаряжания и пуска управляемых ракет при выполнении комплексом огневых задач поражения сопровождаемой пеленгаторами маневрирующей цели. Указанный результат достигается за счет того, что в систему сопровождения, содержащую функционально связанные между собой локационный и оптико-электронный пеленгаторы, формирователь логики режимов, первый, второй и третий коммутаторы, первый преобразователь координат из нестабилизированной системы координат в стабилизированную, устройство автоматического сопровождения, блок инерционного сопровождения, устройство наведения и стабилизации, блок управления оптико-электронной системы, локационный и оптико-электронный пеленгаторы механически соединены между собой и имеют кинематическую связь с выходным валом устройства наведения и стабилизации, введены первый и второй преобразователь нестабилизированных координат в стабилизированные, сглаживающий фильтр, второй и третий преобразователи стабилизированных координат в нестабилизированные, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой, девятый коммутаторы, задатчик начального положения, блок управления заряжанием ракет, гироскопический датчик угла, измеритель угловой скорости, второе устройство наведения и стабилизации, привод подъема ракет и механизм подъема ракет. Перечисленные средства определенным образом соединены между собой. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к автоматическому регулированию и предназначено для систем автоматического наблюдения и сопровождения за подвижными объектами в пространстве преимущественно с качающегося основания и может быть использовано для управления воздушным движением и уничтожения маневрирующих подвижных целей.

Известна телевизионно-оптическая система сопровождения со следящим стробом, содержащая телевизионную камеру, устройство обработки видеосигнала, решающее устройство, привод наведения. [1] (Барсуков Ф.И. Величкин А.И., Сухарев А.Д. Телевизионные системы летательных аппаратов. - М.: Советское радио, 1979. - 256 с., стр.232, рис.7.17, аналог).

Недостатком данной телевизионной системы является недостаточная точность сопровождения целей с подвижного основания из-за отсутствия системы стабилизации оптической линии визирования и, как следствие, наличие динамической инерционности исполнительного привода и контура электронного слежения. Эта система неспособна к автоматическому захвату объекта на автосопровождение.

Известна также телевизионно-оптическая система [2] (Грязин Г.Н., Оптико-электронные системы для обзора пространства: Системы телевидения. Л., Машиностроение, Ленинград. отд-ние. - 1988, стр.8, 9, рис.4, аналог), содержащая последовательно соединенные телевизионный датчик, устройство усиления и обработки сигнала, вычислительное устройство (в совокупности образующие пеленгатор) и исполнительный орган. Исполнительный орган, выполняющий функции блока наведения и стабилизации, кинематически связан с оптико-электронным (телевизионным) датчиком пеленгатора.

В известной системе переход в автоматический режим осуществляется посредством предварительного разворота пеленгатора на предназначенную для сопровождения цель таким образом, чтобы она оказалась в пределах окна захвата внутри поля зрения. Однако при увеличении угловых скоростей и ускорений визирования цели вероятность перехода в автоматический режим сопровождения падает. Это объясняется, с одной стороны, падением контраста изображения цели, перемещающейся относительно растра [2] (Грязин Г.Н., Оптико-электронные системы для обзора пространства: Системы телевидения. Л., Машиностроение, Ленинградское отделение. - 1988, стр.209-212). С другой стороны, если предварительный разворот пеленгатора осуществляется в полуавтоматическом режиме с участием человека оператора, увеличиваются ошибки сопровождения высокоскоростной цели оператором в силу ограниченности его динамических характеристик, приводящих к недопустимым переходным процессам в оптико-электронной системе, вызывающим срыв автосопровождения [3] (Цибулевский И.Е. Человек как звено следящей системы. - М., Наука, 1981. - 288 с.).

Недостатком оптических систем сопровождения является их высокая чувствительность к метеоусловиям и оптическим помехам, таким как атмосферная дымка, туман, дымо-пылевые помехи, засветки от ярких источников света и т.д., что объясняется работой телекамеры в видимой области спектра.

Известен также радиолокатор сопровождения, содержащий передатчик, приемник, последовательно соединенные антенну, двигатель вращения облучателя, генератор опорных напряжений, блок выделения сигналов ошибки, устройство наведения и стабилизации. [4] (Динамика следящих приводов. / Под ред. Л.В. Рабиновича. - М.: Машиностроение, 1982. - 496 с., стр.132, рис.2.26); [5] Радиолокационные устройства. / Под ред. В.В. Григорина-Рябова. - М.: Советское радио, - 1970, стр.570, рис.21.12, аналог).

Недостатком радиолокатора является чувствительность к средствам радиоэлектронного излучения и затруднительность работы при малых углах места из-за близости подстилающей поверхности.

Наиболее близкой по технической сущности к изобретению является свободная от основных недостатков телевизионной и радиолокационной систем известная интегрированная наблюдательная система сопровождения и наблюдения за подвижными объектами преимущественно с подвижного основания, которая содержит формирователь логики режимов, предназначенный для возможности перехода сопровождения подвижных объектов с локационного режима в оптический и обратно, два пеленгатора локационный и оптико-электронный, первые выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя логики режимов, устройство наведения и стабилизации, включающее последовательно соединенные преобразователь стабилизированных координат в нестабилизированные и привод наведения и стабилизации, первый коммутатор, управляющий вход которого соединен с первым выходом формирователя логики режимов, а второй вход - со вторым выходом локационного пеленгатора, локационный и оптико-электронный пеленгаторы механически соединены друг с другом и кинематически связаны с первым выходом устройства наведения и стабилизации, а также последовательно соединенные устройство автоматического сопровождения и цифровая приборная следящая система, содержащая последовательно соединенные преобразователь «код-напряжение», второй коммутатор, интегрирующий привод и механическую передачу, первый выход которой соединен с входом устройства наведения и стабилизации, а второй - со вторым входом преобразователя «код-напряжение», последовательно соединенные третий коммутатор и блок управления оптико-электронной системы, а также блок инерционного сопровождения, первым входом подключенный к третьему выходу локационного пеленгатора, вторым входом - ко второму выходу устройства наведения и стабилизации, а выходом к третьему входу первого и ко второму входу третьего коммутаторов, при этом второй и третий выходы формирователя логики режимов подключены соответственно к управляющим входам второго и третьего коммутаторов, выход первого коммутатора соединен со входом устройства автоматического сопровождения, второй выход оптико-электронного пеленгатора подключен к третьему входу третьего коммутатора, а выход блока управления оптико-электронной системы подключен ко второму входу второго коммутатора.

Блок инерционного сопровождения содержит преобразователь нестабилизированных координат в стабилизированные, блок прогнозирования дальности и блок прогнозирования координат, причем выход преобразователя нестабилизированных координат в стабилизированные подключен к первому входу блока прогнозирования координат, ко второму входу которого подключен выход блока прогнозирования дальности, первым входом блока инерционного сопровождения является вход преобразователя нестабилизированных координат в стабилизированные, вторым входом - вход блока прогнозирования дальности, а выходом - выход блока прогнозирования координат.

Устройство автоматического сопровождения содержит последовательно соединенные первый интегратор, блок сравнения, второй интегратор а также усиливающий элемент, входом соединенный с входом первого интегратора и выходом со вторым входом блока сравнения, причем входом устройства автоматического сопровождения является вход первого интегратора, а выходом - выход второго интегратора. [6] (Патент РФ на изобретение, №2327188, МПК7 G01S 13/66 - прототип).

В известной интегрированной наблюдательной системе сопровождения подвижных объектов обеспечивается повышенная точность сопровождения наблюдаемого объекта и восстановление автоматического сопровождения цели после срыва автоматического сопровождения при последующем возобновлении прерванной оптической или локационной связи с наблюдаемой целью.

Указанные известные системы наведения (аналог, прототип) предназначены для сопровождения цели. Однако, при использовании следящей системы для сопровождения цели при стрельбе по цели управляемыми ракетами возможны срывы автосопровождения в связи с ухудшающейся помехозащищенностью работы пеленгаторов при пуске ракеты (дымо-пылевые помехи и яркая плазма двигателя управляемой ракеты, значительно превышающая по фону параметры цели). Срыв автосопровождения связан с возможностью перехода системы на сопровождение находящихся в поле зрения пеленгаторов более контрастных объектов чем визируемая цель. Известная система сопровождения не обеспечивает также выполнение операций по установке и пуску ракет для выполнения комплексом огневой задачи поражения цели.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности и устойчивости сопровождения цели интегрированной автоматической системой сопровождения при пуске управляемой ракеты, а также проведение операций для обеспечения перезаряжания и пуска управляемых ракет при выполнении комплексом огневых задач поражения сопровождаемой пеленгаторами маневрирующей цели.

Решение указанной задачи достигается за счет того, что в интегрированную автоматическую систему сопровождения содержащую локационный и оптико-электронный пеленгаторы, первые выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя логики режимов, предназначенного для обеспечения перехода сопровождения цели с локационного режима в оптический или инерционный режимы и обратно, последовательно соединенные первый коммутатор и устройство автоматического сопровождения, последовательно соединенные второй коммутатор и блок управления оптико-электронной системы, а также третий коммутатор, блок инерционного сопровождения и первое устройство наведения и стабилизации, включающее последовательно соединенные первый преобразователь стабилизированных координат в нестабилизированные и первый привод наведения и стабилизации, при этом управляющие входы первого, второго и третьего коммутаторов подключены соответственно к первому, второму и третьему выходам формирователя логики режимов, первый вход второго коммутатора подключен ко второму выходу оптико-электронного пеленгатора, первый и второй входы блока инерционного сопровождения соединены соответственно с первым выходом первого привода наведения и стабилизации и вторым выходом локационного пеленгатора, а выход - с вторым входом первого коммутатора, причем локационный и оптико-электронный пеленгаторы механически соединены друг с другом и кинематически связаны с выходом первого устройства наведения и стабилизации дополнительно введены последовательно соединенные первый преобразователь нестабилизированных координат в стабилизированные, вход которого соединен с третьим выходом локационного пеленгатора, и сглаживающий фильтр, выходом подключенный к третьему входу первого коммутатора, второй преобразователь стабилизированных координат в нестабилизированные, вход которого соединен с выходом блока инерционного сопровождения, а выход - с третьимм входом второго коммутатора, механически связанные с пеленгаторами гироскопический датчик угла и измеритель угловой скорости, сумматор, задатчик начального положения, выходом соединенный со входом третьего коммутатора, последовательно соединенные блок управления заряжанием ракет и четвертый коммутатор, управляющий вход которого подключен к четвертому выходу формирователя логики режимов, причем выход устройства автоматического сопровождения подключен к входу первого преобразователя стабилизированных координат в нестабилизированные, выход блока управления оптико-электронной системы подключен ко входу гироскопического датчика угла, выходы гироскопического датчика угла и измерителя угловой скорости подключены соответственно к первому и второму входам сумматора, выход которого подключен к второму входу первого привода наведения и стабилизации, к третьему входу которого подключен пятый выход формирователя логики режимов, введены механизм подачи ракет, последовательно соединенные второй преобразователь нестабилизированных координат в стабилизированные и пятый коммутатор, а также второе устройство наведения и стабилизации, содержащее последовательно соединенные третий преобразователь стабилизированных координат в нестабилизированные и второй привод наведения и стабилизации, содержащий последовательно соединенные устройство управления, первый силовой блок и шестой коммутатор, первый, второй и третий выходы которого соединены с первым механизмом электромеханическим, первый выход которого механически соединен с башенной установкой, второй выход - с первым входом седьмого и входом восьмого коммутаторов, а третий выход - со вторым входом седьмого коммутатора, первый и второй выходы которого подключены соответственно к второму и третьему входам устройства управления, причем вход второго преобразователя нестабилизированных координат в стабилизированные соединен со вторым выходом первого привода наведения и стабилизации. выходы пятого и восьмого коммутаторов подключены соответственно ко входу третьего преобразователя стабилизированных координат в нестабилизированные и четвертому входу первого привода наведения и стабилизации. введены второй механизм электромеханический и девятый коммутатор, причем первый, второй и третий входы второго механизма электромеханического подключены соответственно к четвертому, пятому и шестому выходам шестого коммутатора, первый выход - механически соединен с механизмом подачи ракет, второй и третий выходы соединены соответственно с первым и вторым входами девятого коммутатора, первый и второй выходы которого соединены соответственно с четвертым и пятым входами устройства управления. при этом шестой выход формирователя логики режимов подключен к управляющим входам пятого, шестого, седьмого, восьмого и девятого коммутаторов, первый выход механизма подачи ракет связан с башенной установкой, выходы третьего и четвертого коммутаторов подключены соответственно к шестому и седьмому входам устройства управления, а первый, второй и третий входы блока управления заряжанием ракет подключены соответственно к седьмому выходу формирователя логики режимов, второму выходу механизма подъема ракет и выходу башенной установки.

Первый привод наведения и стабилизации содержит последовательно соединенные блок коррекции, десятый коммутатор, регулятор скорости, второй силовой блок и третий механизм электромеханический, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами второго силового блока, а второй и третий выходы - соответственно со вторыми входами блока коррекции и регулятора скорости, при этом первым, вторым, третьим и четвертым входами первого привода наведения и стабилизации являются соответственно первый вход блока коррекции, второй и управляющий входы десятого коммутатора и третий вход блока коррекции, а первым и вторым выходами - первый и второй выходы третьего механизма электромеханического, причем первый выход третьего механизма электромеханического является выходом первого устройства наведения и стабилизации.

Первый, второй и третий механизмы электромеханические каждый содержат исполнительный электродвигатель, выходной вал которого механически связан с датчиком скорости и механической передачей, причем первым, вторым и третьим входами каждого механизма электромеханического являются первый, второй и третий входы исполнительного электродвигателя, а первым, вторым и третьим выходами - соответственно выходной вал механической передачи, выход механической передачи по углу и выход датчика скорости вала двигателя.

В качестве иллюстрации на чертежах приведены: фиг.1 - функциональная схема предлагаемой интегрированной автоматической системы сопровождения для одного канала управления, фиг.2 - функциональная схема первого привода наведения и стабилизации, фиг.3 - схема размещения блоков на башенной установке, фиг.4 - общий вид размещения башенной установки на объекте, фиг.5 - схема подачи ракеты на башенную установку.

Следящая система сопровождения состоит из локационного 1 (ЛПл) и оптико-электронного 2 (ОЭПл) пеленгаторов, размещенных на башенной установке 37 (БУ), формирователя логики режимов 3 (ФЛР), последовательно соединенных первого 4 (Ком1) коммутатора и устройства автоматического сопровождения 5 (УАС), последовательно соединенных второго 6 (Ком2) коммутатора и блока управления оптико-электронной системы 7 (БУОЭС), третьего коммутатора 8 (Ком3), первого устройства наведения и стабилизации 9 (УНС1), содержащего последовательно соединенные первый преобразователь стабилизированных координат в нестабилизированные 10 (ПК1С-Н) и первый привод наведения и стабилизации 11 (ПНС1), блока инерционного сопровождения 12 (БИС), последовательно соединенных первого преобразователя нестабилизированных координат в стабилизированные 13 (ПК1Н-С) и сглаживающего фильтра 14 (СФ), второго преобразователя стабилизированных координат в нестабилизированные 15 (ПК2С-Н), гироскопического датчика угла 16 (ГДУ), измерителя угловой скорости 17 (ИУС), сумматора 18 (С), задатчика начального положения 19 (ЗНП), последовательно соединенных блока управления заряжанием ракет 20 (БУЗР) и четвертого коммутатора 21 (Ком4), механизма подачи ракет 22 (МПР), последовательно соединенных второго преобразователя нестабилизированных координат в стабилизированные 23 (ПК2Н-С) и пятого коммутатора 24 (Ком5), второго устройства наведения и стабилизации 25 (УНС2), содержащего последовательно соединенные третий преобразователь стабилизированных координат в нестабилизированные 26 (ПК3С-Н) и второй привод наведения и стабилизации 27 (ПНС2), содержащий устройство управления 28 (УУ), первый силовой блок 29 (СБ1), шестой коммутатор 30 (Ком 6), первый механизм электромеханический 31 (МЭМ1) и седьмой коммутатор 32 (Ком7), восьмого коммутатора 33 (Ком.8), привода подъема ракет 34 (ППР), включающего в себя второй механизм электромеханический 35 (МЭМ2), девятый коммутатор 36 (Ком7) и после срабатывания (Ком 6) 30 блоки (ПНС2) 27 - устройство управления 28 (УУ) и первый силовой блок 29 (СБ1).

Первый привод наведения и стабилизации состоит из блока коррекции 38 (БК), десятого коммутатора 39 (Ком 10), регулятора скорости 40 (PC), второго силового блока 41 (СБ2), третьего механизма электромеханического 42 (МЭМ3), содержащего первый исполнительный электродвигатель 43 (ИД1), первый датчик скорости 44 (ДС1) и первую механическую передачу 45 (МП1).

Первый механизм электромеханический 31 (МЭМ1)состоит из второго исполнительного электродвигателя 46 (ИД2), второго датчика скорости 47 (ДС2) и второй механической передачи 48 (МП2).

Второй механизм электромеханический 35 (МЭМ2)состоит из третьего исполнительного электродвигателя 49 (ИД3), третьего датчика скорости 50 (ДС3) и третьей механической передачи 51 (МП3).

Все используемые составные части комбинированной системы сопровождения являются известными или могут быть получены из известных устройств путем их объединения известными методами.

Оптико-электронный пеленгатор может быть выполнен как это описано в [1] (Барсуков Ф.И., Величкин А.И., Сухарев А.Д. Телевизионные системы летательных аппаратов. - М., Советское радио, 1979). Локационный пеленгатор может быть взят аналогичным [7] (Максимов М.В., Горгонов Г.И., Радиоэлектронные системы самонаведения. - М., Радио и связь, 1982, стр.219, рис.6.1), можно также использовать и лазерную локационную установку. Коммутаторы могут быть реализованы на герконах, реле, электронных ключах и т.п. сглаживающий фильтр и сумматор могут быть реализованы на операционных усилителях [8] (Тетельбаум И.И., Шнейдер Ю.Р. 400 схем для АВМ. - М., Энергия, 1978) или цифровых микросхемах. Формирователь логики режимов и блок управления заряжанием ракет могут быть изготовлены на базе логических микросхем [9] (Павлов В.В. Управляющие устройства логического типа. - М., Энергия, 1968). Задатчик начального положения может быть реализован по аналогии с аналогами приведенными на рис 2-12, 8.4, 8.5 [10] (Башарин А.В. и др. Управление электроприводами: Учебное пособие для вузов. - Л.: Энергоиздат. Лен. отд-ние, 1982. - 392 с. Преобразователи нестабилизированных координат в стабилизированные и стабилизированных координат в нестабилизированные могут быть сделаны, как это описано в [11] (Ривкин С.С. Стабилизация измерительных устройств на качающемся основании. - М., Наука, 1978). Устройство наведения и стабилизации может быть реализовано как в прототипе, на базе гидравлических, электрических двигателей и сервоприводов как описано в [12] (Чиликин М.Г., Сандлер А.С. Общий курс электропривода. - М., Энергоиздат, 1981). При необходимости работы при больших углах возвышения или существенных значениях амплитуды качек, когда система может потерять устойчивость в результате возникновения положительных перекрестных связей из-за несовпадения измерительной и исполнительной систем координат УНС дополняется преобразователем координат. Например, УНС может представлять собой последовательно соединенные преобразователь стабилизированных координат пеленгатора в нестабилизированные координаты сервопривода, сам сервопривод совместно с механической передачей. Выходной вал привода наведения и стабилизации ПНС при этом является выходным валом устройства наведения и стабилизации. Блоки динамической коррекции БК, УАС, PC, БУ ОЭС при известных требованиях к приводу наведения и стабилизации и системе сопровождения (локационной, оптической) могут быть реализованы в виде пропорционально-интегрально-дифференциального (ПИД) регулятора по правилам, изложенным в [13] (Бесекерский В.А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования. - М., Наука, 1973) с реализацией аппаратной части на основе методов, приведенных в [8] (Тетельбаум И.И., Шнейдер Ю.Р. 400 схем для АВМ. - М., Энергия, 1978). Синтез параметров ПИД-регулятора и примеры реализации и моделирования ПИД-регулятора в составе динамической системы приведены в [14] (Герман-Галкин С.Г. Компьютерное моделирование полупроводниковых систем в MATLAB 6.0: Учебное пособие. - СПб: КОРОНА принт, 2001. - 320 с.). В [14] также в главе 3 стр.125-187 подробно описаны силовые блоки, используемые в системах электропривода для регулирования параметров электродвигателя, приведены функциональные и электрические принципиальные схемы, а также эпюры напряжений, поясняющие работу блоков. Гироскопический датчик угла (корректируемый позиционный гироскоп) может быть реализован, как это изложено в [15] (Магнус К. Гироскоп. Теория и применение. - М., Мир, 1982. - стр.401-407). Измеритель угловой скорости может быть реализован на базе двухстепенного, вибрационного, лазерного гироскопа как описано в [16] (Бессекерский В.А., Фабрикант Е.А. Динамический синтез систем гироскопической стабилизации. - Л., Судостроение, 1968. - 348 с.). Блок инерционного сопровождения, состав и функциональная схема которого подробно описаны в [17], может быть реализован в цифровом микроконтроллере на базе сигнальных процессоров семейства ADSP 218X характеристики которых и рекомендации по применению приведены в [18, 19]. Алгоритм работы БИС и аналитические выражения, определяющие функционирование блока в составе системы приведены в описании работы системы сопровождения.

Интегрированная автоматическая система сопровождения (см. фиг.1) обеспечивает высокоточное сопровождение подвижных маневрирующих целей, автоматизацию процессов установки ракет на башенную установку, синхронное подслеживание башенной установки за линией визирования цели и пеленгаторов за положением башенной установки. Повышенная точность и устойчивость сопровождения цели обеспечивается за счет возможности перехода сопровождения с локационного режима в оптический и обратно. Названная интегрированная автоматическая система сопровождения объединяет достоинства двух пеленгаторов локационного и телевизионного.

Устойчивость сопровождения цели и возможность восстановления сопровождения в автоматическом режиме в случае перерыва оптической связи или потери объекта пеленгатором также обеспечивается построением структуры интегрированной автоматической системы сопровождения и использованием блока инерционного сопровождения. Локационный и оптико-электронный пеленгаторы механически соединены между собой и имеют кинематическую связь с выходным валом устройства наведения и стабилизации. Пеленгаторы последовательно соединены с формирователем логики режимов, подключенного к управляющим входам коммутаторов. Формирователь логики режимов 3 (ФЛР) анализирует наличие признака автосопровождения в обоих каналах и выдает сигнал управления на первый и второй коммутаторы 4, 6 которые обеспечивают переход сопровождения с локационного режима в оптический и обратно переключением структур с помощью своих контактов.

Автоматизация процессов наведения пеленгаторов, управление движением башенной установки, процессы установки и съема ракет определяют аппаратный состав и режимы работы интегрированной системы. Основные подсистемы интегрированной автоматической системы сопровождения:

- подсистема управления пеленгаторами цели: локационная, оптическая, инерционная;

- подсистема наведения башенной установки с установленными на ней управляемыми ракетами;

- подсистема хранения и заряжания ракет на башенную установку. Локационный режим сопровождения объектов обеспечивается структурой контура, включающего приемник, передатчик, антенный переключатель, синхронизатор системы сопровождения по дальности и угловым координатам и устройство наведения и стабилизации. Приемник, передатчик, антенный переключатель, синхронизатор системы сопровождения по угловым координатам в совокупности представляют собой локационный пеленгатор. Локационный пеленгатор определяет положение цели относительно оси диаграммы направленности антенны. Сигнал о положении цели с локационного пеленгатора 1 (ЛПл) после преобразования в ПК1Н-С 13, фильтрации в СФ14 и коррекции в УАС 5 подается на вход первого устройства наведения и стабилизации 9 (УНС1) и оно осуществляет разворот локационного пеленгатора до тех пор, пока цель не окажется на оси диаграммы направленности. УНС1 9, одновременно отрабатывает сигнал наведения и компенсирует качки носителя. Сигнал управления приводом наведения с учетом стабилизированного сигнала наведения и качек носителя вычисляется в преобразователе координат 10.

Оптический режим сопровождения обеспечивается структурой, содержащей последовательно соединенные телевизионный датчик, устройство усиления и обработки видеосигнала, вычислительное устройство в совокупности образующие оптико-электронный пеленгатор 2 (ОЭПл), устройство коррекции, реализованное в блоке управления 7 оптико-электронной системы (БУ ОЭС) и УНС1 9. Общий для ЛПл 1 и ОЭПл 2 исполнительный орган УНС1 9 кинематически связан с оптико-электронным датчиком пеленгатора.

Режим инерционного сопровождения, предназначенный для исключения потери ракеты при прерывании локационной или оптической связи с сопровождаемым объектом, обеспечивается структурой, содержащей для локационной системы сопровождения последовательно соединенные блок инерционного сопровождения 12 (БИС), Ком1 4, УАС 5, УНС1 9, для оптико-электронной системы - последовательно соединенные блок инерционного сопровождения 12 (БИС), Ком 2 6, БУ ОЭС 7, ГДУ 16, сумматор 18 (С), УНС1 9 и ИУС 17. Переключение локационной или оптической структуры управления на инерционную при отсутствии признака автосопровождения производится формирователем логики режимов с помощью контактов коммутаторов Ком1 4 и Ком2 6. Рассчитанные в блоке инерционного сопровождения координаты цели подаются на вход БУ ОЭС 7 оптической системы управления или на вход УАС 5 локационной системы управления, обеспечивая движение пеленгаторов синхронно с целью с высокой точностью.

Режим наведения башенной установки обеспечивается структурой, содержащей преобразователь координат ПК2Н-С 23, ЗНП 19, коммутаторы Ком 3 8, Ком 5 24 и второе устройство наведения и стабилизации УНС 2 25. Подсистема приводит башенную установку по сигналу с задатчика начального положения 19 (ЗНП) на фиксированные углы для установки контейнеров с управляемыми ракетами и обеспечивает подслеживание башенной установки по сигналу со второго выхода ПНС1 11 за линией визирования пеленгаторов для точного ввода ракеты в луч пеленгатора. Схема размещения блоков на башенной установке приведена на фиг.4, где показаны блоки обеспечивающие наведение антенного поста 52 с пеленгаторами и размещение контейнеров с управляемыми ракетами 53 на башенной установке 37.

Режим подачи ракет на башенную установку («заряжание») обеспечивается структурой, содержащей БУЗР 20, Ком4 21, привод подачи ракет 34 (ППР) и механизм подачи ракет 22 (МПР). С целью повышения надежности работы системы, а также с учетом логики работы интегрированной системы, разделяющей во времени операции загрузки контейнеров с управляемой ракетой и наведения башенной установки, в приводе подачи ракет используется устройство управления 28 (УУ) и первый силовой блок 29 (СБ1) второго привода наведения и стабилизации 27 (ПНС2). Коммутация блоков и сигналов управления производится контактами коммутаторов Ком3 8, Ком4 21, Ком5 24, Ком6 30, Ком 7 32 и Ком 9 36. На фиг.4, 5, 6 приведен общий вид размещения башенной установки на объекте применения и схема поясняющая процесс подачи контейнеров с управляемыми ракетами 53 на башенную установку 37. На фиг.5, 6, показаны - башенная установка 37, площадка А 54, каретка 55, цепь 56, направляющие 57, пакет с контейнерами 58, механизм подъема ракет 22, включающий, каретку 55, цепь 56, направляющие 57, звездочку 59, барабан 60 с приводом подъема ракет ПНР 34 и приводом поворота барабана 61 (ППБ). Барабан 60 с установленным механизмом подъема ракет 22 и приводами поворота барабана 61 и подъема ракет 34 образуют систему хранения и перезаряжания ракет - СХП.

Работа интегрированной автоматической системы сопровождения при выполнении основных задач поражения целей происходит следующим образом.

Первым этапом работы интегрированной системы после подачи питания является подача контейнеров с управляемой ракетой 53 из барабана 60 СХП на направляющие башенной установки 37. По команде с ФЛР 3 контактами Ком3 8 подключает задатчик начального положения ЗНП 19 на вход устройства управления (УУ) 28 второго привода наведения и стабилизации ПНС2 27, обеспечивающего перемещение башенной установки 37. ПНС2 27 отрабатывает заданный сигнал с ЗНП 19 и башенная установка 37 автоматически приводится в положение заряжания, что соответствует углу поворота вращающейся части (ВЧ) башенной установки на угол - 90 град и углу возвышения качающейся части (КЧ) 90 град. В таком положении КЧ и ВЧ стопорятся. После стопорения, по сигналу с ФЛР 3, контактами Ком6 30 электронная аппаратура ПНС2 27 (УУ 28 и СБ1 29) переключается на МЭМ2 35 привода подъема ракет ППР 34 для управления ИДЗ 51 и привод поворота барабана 61 (ППБ). Контактами Ком 7,9 32,36 отключаются сигналы датчиков по скорости ДС2 47 и углу Вых2 МЭМ1 31 от второго и третьего входа УУ 28 и подключаются сигналы датчиков угла Вых2 и скорости ДСЗ 50, расположенные в МЭМ2 35 привода подачи ракет 34 (поворота барабана 61) к четвертому и пятому входу УУ 28. Включается привод поворота барабана 61 ППБ до тех пор пока под направляющими не окажется пакет 58 с установленными на нем контейнерами 53 с управляемой ракетой. Включается привод подъема ракет 34 (ППР). Вращение от электродвигателя ИДЗ 49 через редуктор МПЗ 51 подается на механизм подачи ракет МПР 22, который звездочкой 59, приводит в движение роликовою цепь 56 с кареткой 55, перемещающейся в направляющих стойках 57. Каретка 55 в соответствии с фиг.5 подходит к пакету 58, находящемуся на позиции заряжания, площадкой А 54, упираясь в торец пакета 58, продвигает его вверх по направляющим рейкам 57 до стыковки с направляющими башенной установки. При достижении фиксаторов положения пакета на направляющих БУ 37 срабатывает концевой выключатель, который подает сигнал, соответствующий наличию пакета на направляющей, по которому привод подъема ракет 34 отключается. Пакет с ракетами стопорится на направляющих башенной установки 37, одновременно подается сигнал на расстопорение башенной установки и переключение контактами коммутаторов Ком6 30, Ком7 32, Ком9 36 электронной аппаратуры (УУ 28, СБ1 29) и подключение сигналов датчика скорости ДС2 47 и выхода МЭМ1 31 по угловому положению (Вых.2) на управление ИД2 46 и приводом башенной установки ПНС2 27.

Окончание цикла установки контейнеров 53 с управляемыми ракетами на башенную установку 37 соответствует готовности интегрированной системы к выполнению задач сопровождения и поражения цели. После того как по сигналу от внешней системы поступающему на вход коммутатора Ком1 4, пеленгаторы 1,2 развернуты в направлении цели с точностью, достаточной для взятия цели на сопровождение, пеленгаторы осуществляют захват и вырабатывают угловые координаты цели относительно оптической оси оптического пеленгатора 2 или оси антенны локационного пеленгатора 1. Для того, чтобы исключить из сигнала локационного пеленгатора составляющую от качки и уменьшить перекрестные связи между каналами, сигнал с выхода локационного пеленгатора пересчитывают в стабилизированную систему координат в ПК1н с 13, например, по зависимостям (1).

δε, δβ - сигналы рассогласования в нестабилизированной системе координат;

δεc, δβc - сигналы рассогласования в стабилизированной системе координат;

γ - угол скрутки нестабилизированной системы координат. ([11], стр.138).

Через коммутатор Ком1 4 полученный с выхода ПК1Н-С 6 сигнал после сглаживания СФ 14 поступает на вход корректирующего устройства УАС 5, где над ним проводятся такие операции, чтобы, обеспечивая устойчивость локационной системы, добиться требуемых параметров по точности и характеристикам переходных процессов (подробнее см. [13] Бесекерский В.А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования, М., Наука. - 1973).

Поскольку диаграмма направленности луча (1-2 град) локационного пеленгатора ЛПл 1 существенно больше величины следящего строба (1-5 мрад) оптико-электронного пеленгатора ОЭПл 2 и, как правило, превышает по величине погрешность целеуказания, первоначально объект берется на автосопровождение локационным пеленгатором 1. Он выдает признак автосопровождения объекта в формирователь логики режимов ФЛР 3, который обеспечивает подключение сигнала со второго выхода ЛПл 1, после преобразования координат в ПК1Н-С 13, фильтрации СФ1 14 и коррекции в УАС 5 на первый вход устройства наведения и стабилизации УНС1 9. Поступающие на вход УНС1 9 стабилизированные координаты визируемой цели для управления приводом наведения и стабилизации ПНС 111 суммируются с сигналами качки носителя в преобразователе координат ПК1Н-С 10. Нестабилизированные координаты цели с выхода ПК1С-Н 10 поступают на вход первого привода наведения и стабилизации ПНС1 11. ПК1С-Н 10 может быть реализован с использованием зависимостей предложенных в [11]:

εH, qH - углы наведения УНС в нестабилизированной системе координат;

εC, βC - углы наведения УНС в стабилизированной системе координат;

Q, ψ, θ - углы курса, тангажа и крена носителя соответственно.

Выходной вал ПНС1 (11) разворачивает пеленгаторы 1, 2 или их передающие устройства в сторону объекта таким образом, чтобы объект оказался на оси диаграммы направленности локационного пеленгатора ЛПл 1.

Однако погрешность определения координат объекта с помощью ЛПл 1 существенно выше, чем с помощью ОЭПл 2. Поэтому целесообразно перевести управление устройством наведения и стабилизации УНС1 9 на сигнал от ОЭПл 2. Для этого необходимо обеспечить попадание изображения от объекта в часть поля зрения ОЭПл 2, соответствующую стробу. Поскольку процессу сопровождения, особенно за высокоскоростными объектами с быстродвижущегося носителя, присущи динамические ошибки, необходимо обеспечить перемещение следящего строба по полю зрения в соответствии с текущей величиной ошибки. Когда изображение объекта оказывается в стробе и сигнал от него становится отличным от фона, ОЭПл 2 выдает в ФЛР 3 информацию об этом со своего первого выхода. ФЛР 3 подключает с помощью контактов десятого коммутатора Ком 10 39 обратную связь по углу ПНС1 11 через гироскопический датчик угла ГДУ 16. Для чего, отключается блок коррекции 38 (БК) и соответственно обратная связь по угловому положению с Вых.2 МЭМ1 45. На вход регулятора скорости 40 (PC) со второго входа Ком 10 39 подключается выход ГДУ 16, управляемый через БУ ОЭС 7 со второго выхода ОЭПл 2. Выход локационного пеленгатора ЛПл 1 контактами Ком 4 отключается от входа УНС1 9. В этом режиме выходной вал УНС1 9 стремится развернуть пеленгатор 2 так, чтобы изображение объекта оказалось в центре растра, соответствующем положению оптической оси ОЭПл 2. Точность слежения за объектом возрастает. Дополнительный эффект повышения точности определения координат достигается за счет того, что в контур оптической системы сопровождения введен гироскопический датчик угла (ГДУ) 16 и блок измерения угловых скоростей (ИУС) 17.

Интегрированная автоматическая система сопровождения имеет три основных контура сопровождения:

- контур с локационным пеленгатором (ЛПл) 1;

- контур с оптико-электронным пеленгатором (ОЭПл) 2;

- контур инерционного сопровождения.

Проблема обеспечения требуемых точностных характеристик локационного и оптического контуров связана со специфическими особенностями работы пеленгаторов 1,2 в составе системы сопровождения.

Применение в составе системы сопровождения оптико-электронного пеленгатора 2, в котором работа чувствительного органа построена на принципе накопления сигнала, требует для обеспечения работы чувствительного элемента малого уровня динамических воздействий на следящий контур и отсутствия колебаний линии визирования, ослабляющих накопленный сигнал из-за перемещения линии визирования относительно платформы от отсчета до отсчета. Точностные характеристики и высокая плавность работы оптической системы управления обеспечена выбором структуры оптико-электронной системы управления - введением гироскопического датчика угла (ГДУ) 16 и организацией в контуре сопровождения дополнительного астатизма по управлению за счет перевода первого привода наведения и стабилизации (ПНС1) 11 в интегрирующий режим работы с помощью коммутатора (Ком 10) 39. Введение в контур оптической системы гироскопического датчика угла 16, установленного на той же платформе, что и приемное устройство пеленгатора, позволяет измерять качки в той же системе координат, что и приемное устройство пеленгатора 2. Поскольку положение измерительных осей ГДУ 16 соответствует желаемому, а не фактическому положению платформы, сигнал на выходе ГДУ 16 представляет собой ошибку наведения и стабилизации, замеренную в нестабилизированной системе координат и является сигналом управления для УНС1 9.

Такое построение оптической системы дает преимущество по точности стабилизации, так как измеритель качки находится непосредственно на стабилизируемом объекте. Уменьшение ошибок стабилизации уменьшает уровень динамических воздействий и повышает плавность движения платформы (под плавностью понимается скорость изменения ошибки по углу). Увеличение ошибки стабилизации за счет замыкания обратной связи привода не по абсолютной скорости качки, а по скорости двигателя, компенсируется с помощью измерителя абсолютной угловой скорости 17 (ИУС) платформы с установленными на ней пеленгаторами 1,2.

Рекомендованное построение оптической системы управления позволяет значительно повысить точность определения координат объекта (ошибка определения координат не превышает 0.05-0.13 мрад) и плавность наведения оптического пеленгатора 2, что в итоге уменьшает вероятность срыва сопровождения при работе системы сопровождения в оптическом режиме.

Основная проблема обеспечения точности определения координат в локационном режиме работы системы сопровождения - это шумы блока выделения ошибок измерения координат объекта чувствительным элементом локационного пеленгатора 1. Помеха в управляющем сигнале имеет широкий спектральный состав и, в большинстве случаев работы локационного пеленгатора 1, в разы превышает информационную составляющую. Наличие помех в информационном канале ставит серьезные проблемы по обеспечению точности работы локационной системы. Учитывая ограниченные линейные зоны элементов локационной системы, решить задачу простым увеличением коэффициентов усиления не представляется возможным из-за насыщения элементов и, в конечном счете, потерей устойчивости системой сопровождения.

В предлагаемой локационной системе сопровождения с электроприводом антенны зеркального типа структура системы управления построена с косвенной системой стабилизации, в которой качки носителя замеряются автономным гироскопическим прибором носителя и передаются на вход локационной системы по системе функциональных связей. Задача фильтрации сигнала локационного пеленгатора для обеспечения точности работы локационной системы сопровождения решается применением сглаживающего фильтра 14 (СФ) высокого порядка. Использование фильтров высокого порядка для подавления шумов широко используется в технических системах. Последнее стало возможным в связи с появлением быстродействующих сигнальных процессоров. Аппаратная и программная реализация фильтра 11-42 порядка описана в [17] (Руководство пользователя по сигнальным процессорам семейства ADSP-2100 / Пер. с англ. О.В.Луневой: под ред. А.Д. Викторова. СПб. гос. ун-т. - СПб., 1997. - 520 с., стр.340. Цифровой фильтр с конечно-импульсной характеристикой, полученный непосредственно из уравнений дискретной свертки, имеет вид:

X(n), Y(n) - вход и выход фильтра в момент времени n;

hK(n) - коэффициент в момент времени n;

Высокий коэффициент подавления шума реализуется за счет каскадирования - последовательного включения нескольких секций с соответствующими коэффициентами. Каскадирование обеспечивает высокий порядок фильтра, при этом секции могут масштабироваться отдельно друг от друга и затем каскадироваться для получения минимального квантования коэффициентов и минимальных накапливающихся ошибок.

Качество наведения на подвижный объект (время регулирования, перерегулирование) и динамическая точность в радиолокационной системе обеспечиваются за счет устройства автоматического сопровождения 5 (УАС), функциональная схема УАС приведена на фигуре 2 прототипа. УАС 5 имеет в своем составе два интегратора и создает в контуре радиолокационного сопровождения астатизм второго порядка по управлению. Амплитудно-частотные характеристики УАС приведены на фигуре 3 прототипа. Введение астатизма второго порядка в контур сопровождения подвижного объекта обеспечивает требуемые точностные характеристики контура сопровождения радиолокационной системы. Применение шумоподавляющего фильтра 14 (СФ) и реализация повышенного порядка астатизма по управлению с помощью УАС 5 обеспечивает устойчивость и требуемую точность системы сопровождения в широком диапазоне изменения постоянных времени элементов системы в процессе их функционирования.

В процессе сопровождения подвижного объекта интегрированной автоматической системой сопровождения (локационным или оптическим каналами) в силу различных причин возможны пропадания оптической или локационной связи с сопровождаемым объектом. В этом случае контур сопровождения размыкается и происходит срыв автосопровождения, потеря ракеты и визируемого объекта из диаграммы направленности локационной системы или поля зрения оптической системы. При отсутствии специальных устройств для восстановления автоматического сопровождения, требуется повторить поиск объекта оператором, ввод его в центр поля зрения (диаграммы направленности), дополнительная готовность пеленгаторов и только затем переход в режим автоматического сопровождения наблюдаемого объекта и пуск новой ракеты для поражения цели. Выше перечисленные процедуры занимают значительное время из отведенного интегрированной системе на сопровождение цели и ее уничтожение, в связи, с чем задачи, решение которых обеспечивает интегрированная система, могут быть не выполнены. Для автоматического восстановления автосопровождения в предлагаемом техническом решении используется блок инерционного сопровождения 12 (БИС) прототипа. Инерционная система сопровождения обеспечивает точное под-слеживание пеленгаторов за целью и возобновление автосопровождения цели пеленгаторами при появлении признак готовности к автосопровождения. При этом наведение ракеты не прерывается. БИС 12 с момента пропадания в ФЛР 3 сигнала Авт рассчитывает инерционные координаты визируемого объекта. В основу формул расчета заложена гипотеза равномерного прямолинейного движения цели, что с учетом реальных скоростей объектов до 700 м/сек обеспечивает высокую точность расчета координат. Рассчитанные координаты через коммутаторы Ком 1, Ком 2 (4, 6), блоки коррекции УАС 5, БУ ОЭС 7, ГДУ 16 подаются на вход УНС1 9, которое выполняет разворот пеленгаторов за сопровождаемой целью. При готовности пеленгаторов повторно «взять» цель на автосопровождение (восстановление оптической или локационной связи с подвижным объектом) в ФЛР 3 восстанавливается сигнал Авт, и по команде с ФЛР 3 БИС 12 с помощью коммутаторов Ком1, Ком2 (4,6) отключается от БУ ОЭС 7 или УАС 5 и подключается сигнал локационного 1 или оптико-электронного 2 пеленгатора для продолжения автоматического сопровождения подвижной цели. В момент срыва автосопровождения координаты сопровождаемой цели, замеренные локационным пеленгатором, сравниваются со стабилизированными координатами сопровождаемой цели, замеренными датчиками ПНС1 8 (Вых.2). Нестабилизированные координаты (рн с выхода ПНС1 11, для сравнения с сигналом локационного пеленгатора, при срыве автосопровождения преобразуются в стабилизированные координаты преобразователе координат блока инерционного сопровождения БИС 12 (см. фиг.2 прототипа), для чего сигнал со второго выхода ПНС1 10 подается на вход Вх1 БИС 12. Если разность сигналов с локационного пеленгатора (ЛПл) 1 и преобразователя координат блока БИС 12 превышает половину ширины диаграммы направленности локационного пеленгатора или половины окна следящего строба оптико-электронной системы сигнал рассогласования подается на вход УНС1 (9) для разворота пеленгаторов и компенсации рассогласования в сигналах пеленгатора и датчика ПНС1 11. После входа ошибки в заданную трубку, блоком инерционного сопровождения 12 (БИС) рассчитываются инерционные координаты сопровождаемого объекта в соответствии с приведенной ниже логикой.

Логика работы блока инерционного сопровождения:

- инерционное сопровождение возможно через 1 сек после начала сопровождения цели;

- по значениям локационных координат на момент срыва автосопровождения вычисляются сферические координаты цели;

- по сферическим координатам с целью повышения точности вычислений вычисляются прямоугольные (декартовые) координаты;

- вычисляются сглаженные координаты цели;

- по сглаженным локационным координатам вычисляются сглаженные сферические координаты цели, по которым вычисляются угловые координаты подвижной цели - полученные значения угловых координат используются для управления УНС1 9 и системой сопровождения.

Формулы для вычисления по приведенному алгоритму приведены ниже - выражения 4-15.

Выход из режима инерционного сопровождения осуществляется

- при переходе в режим автосопровождения;

- при поступлении релейного сигнала «сброс» из ФЛР;

- по истечении времени инерционного сопровождения (максимальное время инерционного сопровождения - 5-10 сек).

Применение предложенного алгоритма с пересчетом сферических координат в прямоугольные (декартовые), а также использование алгоритмов сглаживания локационных координат обеспечивает высокую точность расчета координат цели, и, как следствие, высокую точность подслеживания пеленгаторами за подвижной целью и допускает, в отдельных случаях (ограниченное время сопровождения малоподвижной цели с незначительными скоростями и ускорениями наведения), решение обеспечиваемых системой сопровождения задач с использованием блока инерционного сопровождения без восстановления автосопровождения визируемой цели.

Вычисление инерционных координат в блоке инерционного сопровождения (БИС) 12 производится по следующим зависимостям:

1. По данным локационного пеленгатора 1 вычисляются сферические координаты сопровождаемого объекта

где

qн - нестабилизированный угол горизонтального наведения, измеряемый в плоскости погона башни от продольной оси объекта до проекции линии визирования и отсчитываемый по часовой стрелке;

εн - нестабилизированный угол места объекта, измеряемый в плоскости проходящей через линию визирования и перпендикулярный плоскости погона, от линии пересечения этой плоскости с плоскостью погона до линии визирования;

Q - курсовой угол объекта, отсчитываемый по часовой стрелке от основного направления до проекции оси объекта по горизонтальной плоскости;

θ - угол поперечной качки, измеряемый от проекции поперечной оси объекта на горизонтальной плоскости до поперечной оси объекта;

ψ - угол продольной качки, отсчитываемый от горизонтальной проекции продольной оси объекта до поперечной оси объекта;

X, Y, H - проекции наклонной дальности на оси прямоугольной системы координат; Подстрочные символы:

т - текущий, с - стабилизированный, и - инерционный, л - локаторный, б - башня, * - признак расчетной величины.

2. Локационные прямоугольные координаты вычисляются по формулам

3. Параметры движения цели определяются по формулам

где Xин, Yин, Hин - значения скоростей на момент перехода в режим инерционного сопровождения;

Xл, Yл, Hл - значения прямоугольных сглаженных координат на момент перехода в режим инерционного сопровождения;

Tис - время инерционного сопровождения.

4. Прямоугольные сглаженные скорости и ускорения цели вычисляются по формулам

Зависимости (11) определяют координаты подсчетом числа импульсов за определенный интервал. В этом случае значение параметра равно среднему значению, а не мгновенному в момент измерения параметра.

5. Дальность до цели и сферические сглаженные координаты определяются по соотношениям

значения углов при определении величины arctgYин/Xин вычисляются с учетом зависимостей (9).

6. По полученным данным вычисляются угловые инерционные скорости цели

Полученные расчетные значения углов и дальности используются для управления ПНС1 и для работы систем управления локационного 1 и оптического 2 пеленгаторов.

Таким образом, использование прогнозных оценок положения цели, вырабатываемых БИС 12 исключает потерю управляемой ракеты при ее движении на траектории и позволяет, с учетом потребных скоростей и ускорений ПНС1 для выполнения ракетной стрельбы, обеспечить высокоточное сопровождение цели до возобновления прерванных локационной или оптической связей. Имея ввиду стоимость управляемой ракеты и логику работы интегрированной автоматической системы сопровождения при работе управляемым вооружением, наличие БИС 12 и инерционного режима сопровождения в системе управления принципиально необходимо.

Автоматический точный ввод ракеты в луч пеленгаторов определяет введение в состав интегрированной системы башенной установки с собственной системой наведения и предполагает синхронное подслеживание башенной установки за положением пеленгаторов. Система наведения башенной установки включает второе устройство наведения и стабилизации УНС 2 25, содержащее второй привод наведения и стабилизации 27, Ком 5 24, преобразователь координат ПК2Н-С 23, задатчик начального положения ЗНП 19 и Ком 3 8. В процессе работы интегрированной автоматической системы сопровождения согласованное положение пеленгаторов и башенной установки обеспечивается двумя структурами. В режиме сопровождения башенная установка с помощью собственного УНС 2 подслеживает за положением пеленгаторов отрабатывая сигнал углового положения пеленгаторов со второго выхода ПНС1 11, который поступает на вход УНС2 25 после преобразования в преобразователе координат ПК2н-с 23 по команде с ФЛР 3 на коммутатор Ком 5 24. В режиме заряжания (при установке в начальное положение) по команде с ФЛР 3 пеленгаторы с помощью УНС1 9 подслеживают за башенной установкой по сигналу углового положения поступающего со второго выхода МЭМ 1 31 ПНС2 27 через Ком 8 33 на четвертый вход ПНС1 11.

После выполнения задачи поражения цели для перезаряжания контейнеров и неиспользованных ракет по команде с ФЛР 3 башенная установка 37 приводится в положение заряжания по сигналу с ЗНП 19. После выполнения команды с ЗНП 19 контактами Ком6 30 устройство управления 28 и первый силовой блок 29 ПНС2 27 переключается на управления МЭМ2 35 привода подачи ракет 34, контакторами Ком 7 32 отключаются датчики скорости ДС2 47 и положения со второго выхода ПНС2 от второго и третьего входа УУ 28 и контакторами Ком 9 подключаются к четвертому и пятому входу УУ 28 датчики МЭМ2 35 ППР 34. По команде с ФЛР 3 Ком4 21 подключается БУЗР 20 и включается привод подъема ракет 34. Вращение от электродвигателя ИДЗ 49 через редуктор МПЗ 51 передается на звездочку 59 механизма подъема ракет 22 (МПР), приводящую в движение роликовую цепь 56 с кареткой 55. Каретка 55 перемещается вверх, подходит к пакету 58, находящемуся на направляющих башенной установке 37, входит в зацепление с пакетом 58, с ФЛР 3 подается сигнал на опускание каретки 55 с пакетом 58. Пакет 58 перемещается с направляющей башенной установки 37 на исходную позицию в барабане 60 СХП. В конце движения цепи 56 каретка 55 останавливается, нажимает на концевой выключатель при срабатывании которого выключается привод подъема ракет 34. После выключения привода подъема ракет 34, при установке пакета 58 с управляемыми ракетами в исходное положение, контактами Ком 6 30 переключаются УУ 28 и СБ1 29 на управление ИД2 46 привода ПНС2 27 башенной установки 37. Коммутаторами Ком7,9 отключаются датчики ППР 34 -по углу с Вых.2 МЭМ2 35 и по скорости ДСЗ 50 от четвертого и пятого входа УУ 28, а к второму и третьему входу УУ 28 подключаются датчики ПНС2 - по углу с Вых.2 МЭМ1 31 и по скорости ДС2 47 и включается привод башенной установки ПНС2 47.

Таким образом, в заявленном техническом решении за счет применения специальных устройств для автоматизации подготовки к пуску и пуску управляемой ракеты при использовании высокоточных локационной и телевизионной систем управления обеспечивается:

- повышение точности и устойчивости сопровождения объектов локационным и оптико-электронным пеленгаторами при пуске ракеты;

- повышение надежности автосопровождения за счет уменьшения ошибок наведения и использования дополнительного контура, обеспечивающего подслеживание пеленгаторов за визируемой целью при прерывании локационной и оптической связи с целью;

- повышенная точность ввода управляемой ракеты в луч пеленгатора с использованием башенной установки с собственным устройством наведения и стабилизации;

- автоматизация процессов заряжания и перезаряжания ракет башенной установки в процессе работы интегрированной автоматической системы сопровождения.

Источники информации

1. Барсуков Ф.И., Величкин А.И., Сухарев А.Д. Телевизионные системы летательных аппаратов. - М., Советское радио, 1979. - 256 с., аналог.

2. Грязин Г.Н. Оптико-электронные системы для обзора пространства: Системы телевидения. - Л.: Машиностроение, Ленинградское отд., 1988. - 224 с.

3. Цибулевский И.Е. Человек как звено следящей системы.- М., Наука, 1981. - 288 с., аналог.

4. Динамика следящих приводов / Под ред. Л.В. Рабиновича. - М.: Машиностроение, 1982. - 496 с., стр.132, рис.2.26, аналог.

5. Радиолокационные устройства / Под ред. В.В. Григорина-Рябова. - М.: Советское радио, 1970. - 680 с., стр.570, рис 21.12 аналог.

6. Патент РФ на изобретение №2327188, МПК 8 G01S 13/66, 2008 г., прототип.

7. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М., Радио и связь, 1982. - 304 с.

8. Тетельбаум И.И., Шнейдер Ю.Р. 400 схем для АВМ. - М., Энергия, 1978. - 246 с., ил.

9. Павлов В.В. Управляющие устройства логического типа. - М., Энергия, 1968.

10. Башарин А.В. и др. Управление электроприводами: Учебное пособие для вузов. - Л.: Энергоиздат. Лен. отд-ние, 1982. - 392 с.

11. Ривкин С.С. Стабилизация измерительных устройств на качающемся основании. - М., Наука, 1978. - 320 с.: ил.

12. Чиликин М.Г., Сандлер А.С. Общий курс электропривода. - М., Энергоиздат, 1981. - 576 с.

13. Бессекерский В.А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования. - М., Наука, 1973. - 768 с.

14. Герман-Галкин С.Г. Компьютерное моделирование полупроводниковых систем в MATLAB 6.0: Учебное пособие.- СПб: КОРОНА принт, 2001. - 320 с.

15. Магнус К. Гироскоп. Теория и применение. - М., Мир, 1974. - 526 с.

16. Бессекерский В.А., Фабрикант Е.А. Динамический синтез систем гироскопической стабилизации. - Л., Судостроение, 1968. - 348 с.

17. Пат. 2327188 РФ. Интегрированная наблюдательная система сопровождения / И.В. Степаничев, А.В. Жуков, Е.В. Александров и др. // Бюл. - 2008. - №17. - С.855.

18. Руководство пользователя по сигнальным микропроцессорам семейства ADSP 2100 / Пер. с англ. О.В. Луневой; под ред. А.Д. Викторова, С-Пб. Гос. ун-т. - С-Пб, 1997. - 520 с.

19. DESIGNERS REFERENS MANUAL.-Analog Devices Inc., USA, 1996.

1. Интегрированная автоматическая система сопровождения, содержащая локационный и оптико-электронный пеленгаторы, первые выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя логики режимов, предназначенного для обеспечения перехода сопровождения цели с локационного режима в оптический или инерционный режимы и обратно, последовательно соединенные первый коммутатор и устройство автоматического сопровождения, последовательно соединенные второй коммутатор и блок управления оптико-электронной системы, а также третий коммутатор, блок инерционного сопровождения и первое устройство наведения и стабилизации, включающее последовательно соединенные первый преобразователь стабилизированных координат в нестабилизированные и первый привод наведения и стабилизации, при этом управляющие входы первого, второго и третьего коммутаторов подключены соответственно к первому, второму и третьему выходам формирователя логики режимов, первый вход второго коммутатора подключен ко второму выходу оптико-электронного пеленгатора, первый и второй входы блока инерционного сопровождения соединены соответственно с первым выходом первого привода наведения и стабилизации и вторым выходом локационного пеленгатора, а выход - с вторым входом первого коммутатора, причем локационный и оптико-электронный пеленгаторы механически соединены друг с другом и кинематически связаны с выходом первого устройства наведения и стабилизации, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены последовательно соединенные первый преобразователь нестабилизированных координат в стабилизированные, вход которого соединен с третьим выходом локационного пеленгатора, и сглаживающий фильтр, выходом подключенный к третьему входу первого коммутатора, второй преобразователь стабилизированных координат в нестабилизированные, вход которого соединен с выходом блока инерционного сопровождения, а выход - с третьим входом второго коммутатора, механически связанные с пеленгаторами гироскопический датчик угла и измеритель угловой скорости, сумматор, задатчик начального положения, выходом соединенный со входом третьего коммутатора, последовательно соединенные блок управления заряжанием ракет и четвертый коммутатор, управляющий вход которого подключен к четвертому выходу формирователя логики режимов, причем выход устройства автоматического сопровождения подключен к входу первого преобразователя стабилизированных координат в нестабилизированные, выход блока управления оптико-электронной системы подключен ко входу гироскопического датчика угла, выходы гироскопического датчика угла и измерителя угловой скорости подключены соответственно к первому и второму входам сумматора, выход которого подключен к второму входу первого привода наведения и стабилизации, к третьему входу которого подключен пятый выход формирователя логики режимов, введены механизм подачи ракет, последовательно соединенные второй преобразователь нестабилизированных координат в стабилизированные и пятый коммутатор, а также второе устройство наведения и стабилизации, содержащее последовательно соединенные третий преобразователь стабилизированных координат в нестабилизированные и второй привод наведения и стабилизации, содержащий последовательно соединенные устройство управления, первый силовой блок и шестой коммутатор, первый, второй и третий выходы которого соединены с первым механизмом электромеханическим, первый выход которого механически соединен с башенной установкой, второй выход - с первым входом седьмого и входом восьмого коммутаторов, а третий выход - со вторым входом седьмого коммутатора, первый и второй выходы которого подключены соответственно к второму и третьему входам устройства управления, причем вход второго преобразователя нестабилизированных координат в стабилизированные соединен со вторым выходом первого привода наведения и стабилизации, выходы пятого и восьмого коммутаторов подключены соответственно ко входу третьего преобразователя стабилизированных координат в нестабилизированные и четвертому входу первого привода наведения и стабилизации, введены второй механизм электромеханический и девятый коммутатор, причем первый, второй и третий входы второго механизма электромеханического подключены соответственно к четвертому, пятому и шестому выходам шестого коммутатора, первый выход механически соединен с механизмом подачи ракет, второй и третий выходы соединены соответственно с первым и вторым входами девятого коммутатора, первый и второй выходы которого соединены соответственно с четвертым и пятым входами устройства управления, при этом шестой выход формирователя логики режимов подключен к управляющим входам пятого, шестого, седьмого, восьмого и девятого коммутаторов, первый выход механизма подачи ракет связан с башенной установкой, выходы третьего и четвертого коммутаторов подключены соответственно к шестому и седьмому входам устройства управления, а первый, второй и третий входы блока управления заряжанием ракет подключены соответственно к седьмому выходу формирователя логики режимов, второму выходу механизма подъема ракет и выходу башенной установки.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что первый привод наведения и стабилизации содержит последовательно соединенные блок коррекции, десятый коммутатор, регулятор скорости, второй силовой блок и третий механизм электромеханический, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами второго силового блока, а второй и третий выходы - соответственно со вторыми входами блока коррекции и регулятора скорости, при этом первым, вторым, третьим и четвертым входами первого привода наведения и стабилизации являются соответственно первый вход блока коррекции, второй и управляющий входы десятого коммутатора и третий вход блока коррекции, а первым и вторым выходами - первый и второй выходы третьего механизма электромеханического, причем первый выход третьего механизма электромеханического является выходом первого устройства наведения и стабилизации.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что первый, второй и третий механизмы электромеханические каждый содержат исполнительный электродвигатель, выходной вал которого механически связан с датчиком скорости и механической передачей, причем первым, вторым и третьим входами каждого механизма электромеханического являются первый, второй и третий входы исполнительного электродвигателя, а первым, вторым и третьим выходами - соответственно выходной вал механической передачи, выход механической передачи по углу и выход датчика скорости вала двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в телевизионных, радиотехнических и радиолокационных системах измерения параметров траекторий летательных аппаратов и других системах аналогичного назначения, в которых информация о непосредственно измеряемых координатах объекта сопровождения (дальности, угловых положениях) формируется с помощью соответствующих дискриминаторов.

Изобретение относится к области радиолокации, в частности к области сопровождения траекторий целей в обзорных радиолокационных станциях (РЛС). .

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в радиотехнических и радиолокационных системах измерения параметров траекторий летательных аппаратов и других системах аналогичного назначения, в которых информация о непосредственно измеряемых координатах (дальности, угловых положениях) формируется с помощью соответствующих дискриминаторов.

Изобретение относится к обнаружителям маневра воздушной цели радиолокационными системами сопровождения. .

Изобретение относится к автоматическому регулированию, предназначено для систем автоматического наблюдения и сопровождения за подвижными объектами в пространстве преимущественно с качающегося основания и может быть использовано для управления воздушным движением.

Изобретение относится к автоматическому регулированию, предназначено для систем автоматического наблюдения и сопровождения за подвижными объектами в пространстве преимущественно с качающегося основания и может быть использовано для управления воздушным движением.

Изобретение относится к радиолокации, а именно к радиолокационным системам наблюдения за объектами на базе многоканальной бортовой импульсно-доплеровской РЛС. .

Изобретение относится к области систем сопровождения и наблюдения за подвижными объектами, в том числе с качающегося основания, и может быть использовано для управления воздушным движением.

Изобретение относится к космическим радиотелескопам и может быть использовано для адаптации отражающих поверхностей антенны. Технический результат заключается в повышении коэффициента использования поверхности многодиапазонных двухзеркальных антенн. Для этого по значениям положений щитов для каждого щита строят аппроксимирующий параболоид так, чтобы фокусное расстояние и положение основания каждого параболоида минимально отличалось от соседнего и при этом разности между их фокусными расстояниями были кратны длине волны принимаемого радиоизлучения, и вычисляют отклонения каждого щита от соответствующего параболоида, после окончания перемещений щитов главного зеркала измеряют положения каждого щита второго зеркала (контррефлектора), строят модель хода лучей, отраженных от щитов главного зеркала в сторону контррефлектора, и положения отражающих поверхностей щитов контррефлектора и вычисляют рассогласования крайних лучей с положениями соответствующих краев отражающих поверхностей щитов контррефлектора, и с помощью системы автоматического управления перемещают каждый щит контррефлектора в сторону уменьшения рассогласований так, чтобы положения их фокусов минимально расходились между собой и с положением вторичного фокуса зеркальной системы и (или) с положением приемника излучения при условии, что длины лучей от первичного фокуса до отражающих поверхностей щитов контррефлектора, а также длины лучей от отражающих поверхностей щитов контррефлектора до вторичного фокуса, и расхождения в обоих случаях были кратны длине волны принимаемого излучения. 3 ил.

Изобретение относится к технике пространственного наведения и сопровождения подвижных точечных объектов. Технический результат - повышение надежности захвата цели в случае редких посылок зондирующих импульсов и точности слежения за быстро летящей точечной целью. Способ управления инерционным приводом антенны, в котором формируют сигнал ошибки сопровождения по пеленгу цели вычитанием из значения оцененного сигнала пеленга цели значения оцененного сигнала угла поворота антенны и усиливают его с зависящим от свойств привода антенны, коэффициентом усиления, формируют сигналы ошибок сопровождения по всем оцениваемым в фильтре угломера производным пеленга цели вычитанием из значения оцененного сигнала каждой производной пеленга цели значения оцененного сигнала каждой производной угла поворота антенны, усиливают каждый из упомянутых сигналов ошибок сопровождения по производным пеленга цели с различными, зависящими от свойств привода антенны коэффициентами усиления и складывают их с усиленным сигналом ошибки сопровождения по пеленгу цели, образуя сигнал управления приводом антенны, при этом для образования сигнала управления приводом антенны на каждом зондирующем импульсе коэффициенты усиления меняют синхронно с посылками зондирующих импульсов. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к радиолокации, а именно к радиолокационным станциям (РЛС) наблюдения за воздушной обстановкой, работающим в режиме узкополосной доплеровской фильтрации. Технический результат направлен на однозначное измерение угловых координат обнаруженных воздушных целей в зоне видимости движущейся доплеровской РЛС. Указанный результат достигается за счет того, что способ измерения угловых координат воздушных целей с помощью доплеровской РЛС заключается в вычислении угловых координат обнаруженных в элементах разрешения дальности целей на основе доплеровских частот, измеренных в каждой паре приемных элементов, расположенных определенным образом на антенне.

Изобретение относится к области радиолокации и может быть использовано для обнаружения траекторий скоростных и интенсивно маневрирующих целей с помощью мобильных радиолокационных станций (РЛС) кругового обзора. Достигаемый технический результат - обнаружение и сопровождение траекторий скоростных и интенсивно маневрирующих целей с достаточно малым периодом обновления информации в заданном секторе по азимуту с помощью РЛС кругового обзора с антенной, выполненной в виде ФАР с электронным управлением лучом по углу места и механическим вращением по азимуту, имеющей значительную массу. Указанный результат обеспечивается за счет прохождения лучом антенны области вне этого сектора с максимальными допустимыми ускорением и скоростью вращения антенны, определяемыми возможностями привода антенны и ее механической прочностью. 5 ил.

Изобретение относится к радиоэлектронным системам сопровождения, в частности к следящим системам по направлению (измерителям углов и угловых скоростей линии визирования), в которых используется инерционный привод антенны, и может быть использовано для эффективного управления инерционными следящими системами по направлению в режиме сопровождения различных воздушных объектов, включая интенсивно маневрирующие. Технический результат - повышение точности и устойчивости сопровождения по направлению интенсивно маневрирующих объектов (ИМО). Для этого способ учитывает в законе управления угловую скорость линии визирования, ее первую и вторую производные, а также инерционные свойства привода антенны, при этом в способе в сигнале управления дополнительно учитываются скорость линии визирования, ее первая и вторая производные. 6 ил.

Способ наведения на удаленный объект электромагнитного излучения, основанный на формировании в материальной среде излучения с заданной в направлении объекта диаграммой направленности с длиной волны λ0 длительностью импульса τ0 и одновременным пропусканием в пределах сформированной диаграммы направленности в направлении объекта когерентного излучения с длиной волны λ1 и длительностью τ1<τ0. При этом когерентное элетромагнитное излучение с коэффициентом поглощения α1<α0 направляют относительно оси диаграммы направленности под углом полного внутреннего отражения, а часть отраженного от объекта когерентного электромагнитного излучения длиной волны λ1<λ0 перехватывают диаграммой направленности, подвергают усилению и комплексному сопряжению. Технический результат - увеличение точности измерений и увеличение дальности обнаружения с одновременным уменьшением энергозатрат. 2 ил.
Наверх