Способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке

Авторы патента:

Разина Надежда Алексеевна (RU)

Смирнов Олег Николаевич (RU)

Бурганский Аркадий Ильич (RU)

Рябов Дмитрий Анатольевич (RU)

F41G7/26 - оптические системы наведения

Владельцы патента RU 2549215:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к военной технике и может найти применение при изготовлении наземных передвижных ракетных комплексов с крылатыми ракетами средней дальности. Технический результат - повышение точности. Для этого осуществляют сбор данных от маршрутно-навигационной системы топопривязки и ориентирования (МНСТО) из состава самоходной пусковой установки (дСПУ) и результатов измерений угловых рассогласований между осями инерциальной навигационной системы (ИНС) ракеты и МНСТО. При этом осуществляют измерение угловых рассогласований по курсу между продольной осью ИНС ракеты и продольной осью МНСТО и последующим использованием результатов проведенных измерений во время предстартовой подготовки для определения истинного азимутального угла ракеты путем расчета поправки к азимутальному углу, измеренному МНСТО. Массив угловых поправок, измеряемых на заводах-изготовителях ИНС, ракеты и СПУ записывается в постоянные запоминающие устройства. 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к военной технике, а именно к технике прицеливания крылатых ракет средней дальности, и может найти применение на крылатых ракетах, размещаемых на подвижных наземных пусковых установках.

В настоящее время практически все крылатые ракеты оснащаются системами конечного наведения, использующими в качестве датчика первичной информации головки самонаведения (радиолокационные, инфракрасные и др.). Однако для корректного выбора назначенной к поражению цели, ракета должна с минимальной погрешностью выйти в расчетную точку для последующего самонаведения. Одним из определяющих факторов ошибки выхода в расчетную точку является погрешность определения начального азимутального угла ракеты.

Задачу определения начального азимутального угла ракеты решает система прицеливания. От способа реализации данной системы зависит точность определения начального азимутального угла ракеты.

В настоящее время широкое применение в схемах построения систем прицеливания самоходных пусковых установок (далее - СПУ) находит использование маршрутно-навигационных систем топопривязки и ориентирования (далее - МНСТО). Особенно это распространено в танках, системах залпового огня и т.д. Для реализации подобной схемы прицеливания необходимо предварительно измерить угловое рассогласование по курсу между приборными осями МНСТО и продольной осью дула (для танков), направляющих (для систем залпового огня) и т.д. На фиг.1 представлена схема измерений углового рассогласования по курсу между продольной осью МНСТО Sigma-30 и продольной осью дула самоходной гаубицы. Согласно руководству по эксплуатации на МНСТО Sigma-30 (документ №NTA14/Sigma30-011, стр.3-11), измерение угла рассогласования по курсу между приборными осями МНСТО 1 и продольной осью дула 2 самоходной гаубицы проводится посредством двух теодолитов 3 и 4 с использованием оптического контрольного элемента (далее - ОКЭ) 5, устанавливаемого на корпус МНСТО и материализующего приборные оси МНСТО, и специального приспособления с ОКЭ 6, устанавливаемого на дуло самоходной гаубицы и материализующего продольную ось дула. Устанавливая теодолиты 3 и 4 перпендикулярно к оптическим контрольным элементам 5 и 6 соответственно, а потом, проводя автоколлимационную привязку теодолитов 3 и 4 друг к другу, измеряют углы Ψ₁ и Ψ₂. Используя значения углов Ψ₁ и Ψ₂, определяют угловое рассогласование ΔΨ по курсу между продольной осью МНСТО 1 и продольной осью дула самоходной гаубицы 2. Значение ΔΨ заносится в постоянное запоминающее устройство (далее - ПЗУ) МНСТО 1 и в последующем используется при прицеливании самоходной гаубицы.

Данное решение по технической сущности наиболее близко к предлагаемому изобретению и поэтому взято авторами за ближайший аналог.

Необходимо отметить, что указанное техническое решение может быть признано оптимальным по точности только для танков и систем залпового огня, снаряды и выстрелы которых не имеют в своем составе инерциальных навигационных систем (далее - ИНС).

Что касается крылатых ракет, базирующихся на СНУ и имеющих в своем составе систему управления, основным элементом которых является инерциальная навигационная система, данный способ является грубым и требует усовершенствования.

Это связано со следующими обстоятельствами.

Во-первых, дальность полета крылатых ракет в десятки раз больше дальности полета снарядов, что в свою очередь приводит к пропорциональному увеличению отклонения от плоскости стрельбы.

Во-вторых, самоходные пусковые установки с крылатыми ракетами могут иметь, в отличие от танков, несколько индивидуальных ракето-мест, продольные оси которых, в отличие от систем залпового огня, в силу конструктивных особенностей непараллельны друг другу.

В-третьих, каждая ракета, в отличие от неуправляемых снарядов танков и выстрелов систем залпового огня, имеет в своем составе ИНС с индивидуальными значениями паспортных данных.

С целью повышения точности и адаптации рассмотренного способа прицеливания к особенностям применения в ракетной технике авторами предлагается проводить измерения углового рассогласования по курсу между ИНС ракеты и МНСТО СПУ в несколько этапов с учетом особенностей конструкции ракеты, а также способов установки МНСТО и ракеты на СПУ.

Суть предлагаемого способа заключается в последовательном измерении угловых рассогласований по курсу между элементами конструкции ракеты и СПУ с целью получения суммарного углового рассогласования по курсу между ИНС ракеты и МНСТО СПУ и последующим использованием результатов проведенных измерений во время предстартовой подготовки для определения истинного азимутального угла ракеты, путем расчета поправки к азимутальному углу, измеренному МНСТО.

На фиг.2 показана структурная схема точностных параметров, измерения которых необходимо провести в процессе изготовления ИНС, ракеты и СПУ. Обозначения, наименования, места измерения и хранения параметров a₁-а₅ приведены в таблице.

На фиг.3 на примере одной ракеты из боекомплекта, назначенного к проведению стрельбы, схематично показаны места хранения параметров a₁-а₅ и информационные связи, обеспечивающие передачу параметров a₁, а₂, и азимутального угла А_МНСТО, измеренного МНСТО 4, в системе управления оружием (СУО) СПУ 3 для расчета начального азимутального угла A_j во время предстартовой подготовки.

Перед началом предстартовой подготовки параметр a₁ передается из ПЗУ ИНС 1 в БЦВМ 2, а оттуда, совместно с параметром а₂, - в СУО СПУ 3. Одновременно из МНСТО 4 в СУО СПУ 3 передается азимутальный угол, измеренный МНСТО 4. В СУО СПУ 3, с учетом параметров а₃-а₅, хранящихся в ПЗУ СУО СПУ, вычисляются:

- поправка к азимутальному углу, измеренному МНСТО, по формуле:

где j - номер ракето-места;

- азимутальный угол для каждой ракеты, назначенной к стрельбе:

где j - номер ракето-места.

Рассчитанный по формуле (2) азимутальный угол A_j передается в БЦВМ 2 ракеты, а оттуда - в ИНС 1. После этого выполняется предстартовая подготовка и пуск ракеты.

Данный способ позволяет проводить операцию прицеливания для любой ракеты, расположенной на любом ракето-месте любой СПУ.

С целью оценки точности предложенного способа прицеливания был проведен расчет, который показал, что суммарная погрешность определения начального азимутального угла ИНС ракеты удовлетворяет предъявляемым к ракетам данного класса требованиям.

Таким образом, можно констатировать, что изобретение позволяет создать полностью автоматический способ прицеливания, отвечающий требованиям по точности для ракет средней дальности. Представляется, что данный способ найдет применение как во вновь разрабатываемых ракетных комплексах, так и при модернизации существующих комплексов ракетного оружия.

Таблица
СПОСОБ ПРИЦЕЛИВАНИЯ КРЫЛАТЫХ РАКЕТ, БАЗИРУЮЩИХСЯ НА САМОХОДНОЙ ПУСКОВОЙ УСТАНОВКЕ
	Наименование параметра	Обозначение	Место измерения	Место хранения
1.	Угловое рассогласование по курсу между осями ИНС и посадочным местом под ИНС	a₁	Завод-изготовитель ИНС	ПЗУ
ИНС
2.	Угловое рассогласование по курсу между посадочным местом под ИНС изделия и внешними стыковочными узлами ТПС	a₂	Завод-изготовитель ракеты	ПЗУ
				БЦВМ
ракеты
3.	Угловое рассогласование по курсу между продольной осью ТПС и базовой линией, проходящей через центры ложементов СПУ	а₃	Завод-изготовитель СПУ	ПЗУ
				СУО
СПУ
4.	Угловое рассогласование по курсу между базовой линией, проходящей через центры ложементов СПУ и продольной осью шасси СПУ	a₄	Завод-изготовитель СПУ	ПЗУ
				СУО
СПУ
5.	Угловое рассогласование по курсу между продольной осью МНСТО и продольной осью шасси СПУ	а₅	Завод-изготовитель СПУ	ПЗУ
				СУО
СПУ

Способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке, включающий определение азимутального угла инерциальной навигационной системы ракеты по известному азимутальному углу маршрутно-навигационной системы топопривязки и ориентирования самоходной пусковой установки, отличающийся тем, что в процессе изготовления ракет проводят предварительные измерения угловых рассогласований между элементами конструкции ракеты и самоходной пусковой установки с последующим расчетом суммарного углового рассогласования по курсу между инерциальной навигационной системой ракеты и маршрутно-навигационной системой топопривязки и ориентирования и использованием результатов проведенных измерений для автоматического расчета поправки к азимутальному углу, измеренному маршрутно-навигационной системой топопривязки и ориентирования.

Изобретение относится к технике оптического приборостроения и касается устройства имитации инфракрасного излучения наземных объектов. Устройство содержит микрозеркальный матричный сканирующий узел, инфракрасный излучатель, набор линз и зеркал, объективы, приводы объективов, переключатель объективов и систему наведения.

Способ стрельбы ракетой, управляемой по лучу лазера // 2516383

Изобретение относится к системам наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Способ стрельбы ракетой, управляемой по лучу лазера, включает измерение дальности до цели и ввод измеренного значения в наземную систему управления, установку начального превышения Y0 оси луча относительно линии визирования цели, запуск управляемой ракеты, подъем оси луча до максимального превышения Ymax относительно линии визирования цели, полет ракеты на максимальном превышении до момента времени, установленного в наземной системе управления в соответствии с измеренной дальностью до цели, и совмещение оси луча с линией визирования цели.

Способ корректирования траектории полета управляемого снаряда и снаряд для осуществления способа // 2509975

Использование: в способах корректировки траектории полета управляемого снаряда. Сущность: предложено направлять или вращать пучок (12) лазерных лучей относительно центра (13) текущего заданного курса снаряда (1), чтобы снаряд (1) сам определял массив данных и затем выполнял автоматическое корректирование.

Комбинированный оптико-электронный прибор // 2497062

Изобретение относится к области оптико-электронного приборостроения. Заявленное устройство включает последовательно соединенные лазер и оптико-электронную систему сканирования, включающую два скрещенных анизотропных акустооптических дефлектора и выходную оптическую систему, а также блок управления дефлекторами, выходы которого подключены к входам управления дефлекторов, а на управляющие входы которого поступают внешние сигналы пуска и схода управляемого изделия, блок выбора режима, на вход которого поступает внешний сигнал разрешения измерения дальности, генератор синхроимпульсов, блок управления модулятором, оптический модулятор добротности резонатора, вход управления которого соединен с выходом блока управления модулятором, выходная оптическая система дальномерного канала и поляризационный призменный блок, установленный между первым и вторым акустооптическими дефлекторами, второй выход которого соединен с входом оптической системы дальномерного канала.

Способ стрельбы управляемой ракетой // 2495354

Способ относится к управляемому вооружению. В способе осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, цель обнаруживается целеуказателем, координаты цели определяются и передаются в пульт огневой позиции.

Способ одновременного наведения телеориентируемых в луче управления ракет (варианты) и система наведения для его осуществления // 2479818

Способ распознавания цели и устройство для его осуществления // 2478898

Изобретение относится к оптическим прицелам систем наведения управляемых объектов и может быть использовано в системах управления огнем противовоздушной обороны.

Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, и система наведения для его осуществления // 2436033

Оптический прицел со следящим дальномером // 2410629

Многоканальное оптико-электронное устройство корабельного зенитного комплекса для обнаружения и сопровождения воздушных и надводных целей (варианты) // 2406056

Способ сопровождения воздушной цели и оптический прицел со следящим дальномером для его осуществления // 2549552

Изобретение относится к оптическим прицелам систем наведения управляемых объектов и может быть использовано в системах управления огнем противовоздушной обороны. Сущность изобретения заключается в том, что обнаруживают воздушную цель, выбирают угловую скорость наведения оптико-электронного модуля (ОЭМ) путем совмещения перекрестья на экране монитора с целью, переводят ОЭМ в режим автоматического слежения за целью путем ввода изображения цели внутрь строба слежения и выдачи команды «Захват», измеряют текущую дальность до цели путем излучения лазерного излучения в направлении на цель и приеме отраженного от цели излучения, обеспечивают управление пространственным положением лазерного излучения в направлении на цель путем выдачи команд управления, соответствующих угловым координатам цели, на двухкоординатный акустооптический дефлектор, преобразуют цифровой код дальности в видеосигнал, высвечивают его на мониторе в виде цифровой надписи, определяют угловые скорости движения воздушной цели и привода ОЭМ, определяют величину и направления необходимых изменений угловых скоростей движения привода ОЭМ путем сравнения угловых скоростей движения цели и привода ОЭМ, выдают рекомендации наводчику переносного комплекса о необходимой величине и направлении изменения угловой скорости движения привода ОЭМ. Технический результат изобретения - повышение надежности сопровождения быстролетящих и маневрирующих целей. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Метод засветки оптико-электронных приборов малогабаритных беспилотных летательных аппаратов // 2578722

Изобретение относится к области военной техники и касается способа засветки оптико-электронных приборов малогабаритных беспилотных летательных аппаратов (МБЛА). Способ включает в себя определение блоком обнаружения распространяющегося от МБЛА излучения, расчет автоматизированной системой обработки информации мощности лазерного излучения, площади и положения светового экрана. Сигналы от автоматизированной системы передаются на источники лазерного излучения, которые вырабатывают расчетную мощность излучения. Перемещение светового экрана в пространстве осуществляется с помощью электроприводов зеркальной системы. Технический результат заключается в улучшении защиты объектов от летательных аппаратов, снабженных оптико-электронными прицелами и приборами наблюдения. 2 ил.

Способ стрельбы снарядом, управляемым по лучу лазера, и оптический прицел системы наведения снаряда // 2582308

Группа изобретений относится к области систем наведения снарядов. Способ стрельбы снарядом, управляемым по лучу лазера, включает измерение дальности до цели и ввод измеренного значения Dц в наземную систему управления, сравнение измеренной дальности до цели Dц с хранящимся в памяти наземной системы управления значением дальности Dmin, допускающим введение превышения оси луча относительно линии визирования цели, установку превышения при выполнении условия Dц>Dmin, запуск управляемого снаряда, полет снаряда в луче с превышением над линией визирования цели до момента времени, установленного в наземной системе управления в соответствии с измеренной дальностью до цели, и совмещение оси луча с линией визирования цели. При этом при дальности до цели менее дальности Dmin, но более дальности DЭГ, где DЭГ - дальность до снаряда в момент времени ; ωср - частота среза системы управления снарядом, рад/с, центр информационного поля луча в течение времени от запуска снаряда до момента времени tM, где , смещают вверх относительно оси луча на величину YЭГ=(0,2…0,5)RЛ, где RЛ - радиус луча, после чего их совмещают в течение времени от момента tM до момента tЭГ, а при дальности до цели менее дальности DЭГ стрельбу производят без смещения центра информационного поля луча. Устройство для реализации способа снабжено формирователем электронного смещения, вход которого соединен с выходом формирователя временных интервалов, а выход соединен с первым входом сумматора. Технический результат заключается в обеспечении возможности исключения соприкосновения снаряда с подстилающей поверхностью. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Способ управления полетом ракеты // 2595282

Изобретение относится к военной технике, преимущественно к тактическим и оперативно-тактическим комплексам управляемого ракетного оружия (УРО) с баллистическими (аэробаллистическими) и высотными крылатыми ракетами. В состав оптико-электронной корреляционно-экстремальной СН ракеты дополнительно вводят лазерный высотомер (ЛВ). Функционирование СН начинают на удалении от цели и при высоте полета ракеты 1…20 км, при этом, в случае приема ЛВ отраженных подстилающей поверхностью сигналов выше порогового уровня, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию пикирующей траектории ракеты вплоть до окончания полета. В случае приема ЛВ отраженных сигналов ниже порогового уровня, осуществляют программный маневр ракеты в плоскости стрельбы с выходом на участок пологого планирования на высоте 100…500 м за 0,5…15,0 км от цели, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию планирующей траектории ракеты, с пикирующим конечным участком за 0,1…2,0 км от цели, вплоть до окончания полета. Изобретение позволяет расширить погодный диапазон применения ракет. 2 ил.

Способ телеориентации движущихся объектов // 2614333

Способ телеориентации движущихся объектов включает формирование ортогонального растра построчным, прямым и встречным реверсивным сканированием лазерного пучка с дублированием прямого сканирования, между которыми выдерживают в каждой строке заданные временные задержки при гашении излучения. Причем между сканированиями выдерживают в каждой строке заданные временные задержки, позволяющие идентифицировать номер строки при определении положения объекта в информационном поле. Технический результат изобретения направлен на увеличение скорости передачи информации в системах телеориентации за счет уменьшения количества растров, необходимых при формировании информационного поля. 2 ил.

Оптический прицел системы наведения управляемого снаряда (варианты) // 2623687

Изобретение относится к области оптико-электронного приборостроения и касается оптического прицела системы наведения управляемого снаряда. Прицел содержит соосно установленные визир и прожектор. Прожектор включает в себя два инжекционных лазера, излучающие области которых расположены перпендикулярно осям измеряемых координат, систему вывода излучения лазеров на единую оптическую ось, оптический сканер, панкратический объектив, непрозрачную шторку, растровый диск, два оптронных датчика и формирователь импульсов. Оптический сканер выполнен в виде вращающейся призмы. Непрозрачная шторка установлена на оправу вращающейся призмы и выполнена с прозрачной щелью. Первый оптронный датчик снимает сигнал с непрозрачной шторки, а второй снимает сигнал с растрового диска. Выходы оптронных датчиков подключены ко входам формирователя импульсов, выходы которого соединены с лазерами. Технический результат заключается в повышении точности наведения управляемого снаряда. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.