Способ стрельбы управляемой ракетой



Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой
Способ стрельбы управляемой ракетой

 


Владельцы патента RU 2559373:

Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения управляемых ракет. Задают методы совмещения трех точек, спрямления траектории наведения и пропорционального сближения наведения ракеты, ранжируют методы наведения ракеты по убывающему приоритету, формируют и сравнивают прогнозируемые и пороговые значения показателей угла места цели в момент пуска ракеты, угла пуска ракеты в вертикальной плоскости, дальности полета ракеты, скорости полета ракеты, угла пеленга ракеты, располагаемой перегрузки ракеты, угла встречи ракеты с целью, определяют границу зоны поражения ракеты, назначают выбранный метод наведения ракеты, сопровождают и измеряют координаты цели, прогнозируют показатели условия встречи ракеты с целью, выбирают метод наведения ракеты, определяют момент пуска и углы пуска ракеты, запускают ракету, наводят ракету на цель. Изобретение позволяет повысить эффективность наведения ракеты. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в системах наведения управляемых ракет.

Известен способ стрельбы управляемой ракетой, включающий задание метода наведения ракеты, сопровождение и измерение координат цели, формирование соответствующих углов пуска ракеты, пуск ракеты при подходе цели на определенную дальность и наведение ракеты на цель в соответствии с заданным методом наведения. ([1], Ф.К. Неупокоев. Стрельба зенитными ракетами. М.: Воениздат, 1980, с. 49).

Недостатки известного способа определяются тем, что при пуске ракеты не учитываются условия встречи ракеты с целью, определяемые, в основном, параметрами движения цели и располагаемыми характеристиками ракеты. Поэтому при таком способе стрельбы ракетой по высокоскоростным (особенно по высотным) целям в районе точки встречи ракеты с целью располагаемая перегрузка ракеты может оказаться меньше потребной для наведения ракеты перегрузки, определяемой параметрами движения цели и используемым методом наведения, и тогда произойдет срыв наведения ракеты. Также отрицательно на результат пуска ракеты могут оказать и другие неучитываемые ограничения, например конструктивное ограничение на величину угла пуска ракеты по высотной цели и т.д.

Наиболее близким к предлагаемому является способ стрельбы управляемой ракетой, включающий предварительно до пуска ракеты задание метода наведения ракеты, совокупности параметров предполагаемых движений целей и определение, с учетом ожидаемых средних летных характеристик ракеты, заданного метода наведения и параметров предполагаемого движения цели, границ зоны возможного пуска ракеты в виде ряда горизонтальных и вертикальных сечений ее геометрической поверхности, а далее в процессе сопровождения и измерения координат цели последовательное сравнение текущих измеренных координат цели с координатами границы зоны пуска в соответствующих ее сечениях, и если соответствующие координаты цели не превышают координат границы зоны пуска, то проводят пуск ракеты с предварительным формированием углов ее пуска и последующее наведение ракеты на цель в соответствии с заданным методом наведения ракеты ([2], А.А. Лебедев, В.А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1965, с. 359-364).

В данном способе стрельбы границы зон пуска ракеты для набора значений скоростей и параметров движения принятой номенклатуры обстреливаемых целей и ожидаемых средних летных характеристик ракеты (скорости, дальности, располагаемой перегрузки) определяют заранее, на этапе проектирования ракеты, и хранят в памяти системы управления ракетой. В реальных условиях стрельбы скорость и располагаемая перегрузка ракеты могут существенно отличаться от заранее принятых средних значений, особенно при изменениях высоты полета ракеты (цели) и метеоусловий, а принятый набор значений скоростей цели может не охватывать значение скорости цели, подлежащей текущему обстрелу. Поэтому определение момента пуска ракеты по факту вхождения цели в границы определенной таким образом зоны пуска может приводить к тому, что в точке встречи ракеты с целью характеристики ракеты (например, скорость, располагаемая перегрузка, углы встречи и т.п.) окажутся ниже потребных (допустимых) значений и произойдет срыв наведения ракеты или непоражение цели.

Известный способ стрельбы основан на использовании для наведения ракеты только одного заранее заданного метода наведения. Для современных ракетных систем (особенно зенитных комплексов) характерно требование обстрела широкой номенклатуры целей со значительными диапазонами изменения параметров их движения и условий применения. Обеспечить в таких условиях эффективную и экономичную стрельбу ракетами с использованием только одного метода наведения ракеты не всегда представляется возможным. Поэтому на практике используют набор различных методов наведения ракеты ([1], с. 56-104).

Указанные обстоятельства определяют недостатки известного способа стрельбы, приводящие к снижению эффективности наведения ракеты, ограниченности условий ее применения и неэкономичному расходу ракет.

Задачей настоящего изобретения является повышение эффективности наведения ракеты, расширение условий ее применения и повышение экономичности расхода ракет на выполнение боевой задачи.

Поставленная задача решается тем, что в способе стрельбы управляемой ракетой, включающем задание набора методов наведения ракеты, сопровождение и измерение координат цели, выбор метода наведения ракеты из заданного набора методов наведения, определение момента пуска и углов пуска ракеты, пуск ракеты и наведение ракеты на цель в соответствии с выбранным методом наведения, новым является то, что предварительно до пуска ракеты ранжируют методы наведения ракеты в заданном наборе методов наведения по назначенным приоритетам использования, формируют для каждого метода наведения ракеты из заданного набора методов наведения совокупность показателей, характеризующих условие встречи ракеты с целью, и задают их пороговые значения, которые в совокупности определяют границу зоны поражения ракеты, далее, до пуска ракеты, в процессе сопровождения и измерения координат цели выбирают из заданного набора методов наведения метод наведения ракеты с наивысшим приоритетом использования, прогнозируют с учетом измеренных текущих координат цели значения соответствующих показателей условия встречи ракеты с целью, последовательно сравнивают прогнозируемое значение каждого показателя условия встречи ракеты с целью с соответствующим его пороговым значением, и если в совокупности показателей прогнозируемое значение каждого показателя не выходит за его пороговое значение, то назначают выбранный метод наведения ракеты для дальнейшего наведения ракеты на цель, производят пуск ракеты с предварительным формированием углов пуска ракеты и наведение ракеты на цель в соответствии с назначенным методом наведения, а если в совокупности показателей условия встречи ракеты с целью прогнозируемое значение какого-либо показателя выходит за его пороговое значение, то далее выбирают из заданного набора методов наведения метод наведения ракеты со следующим более низким приоритетом использования и повторяют указанный цикл назначения метода наведения ракеты и момента пуска ракеты до их определения или последующего перебора в соответствии с назначенными приоритетами использования всех методов наведения ракеты в заданном наборе методов наведения.

В предлагаемом способе стрельбы управляемой ракетой заданный набор методов наведения ракеты включает:

- метод совмещения трех точек;

- метод спрямления траектории наведения;

- метод пропорционального сближения,

расположенные по убывающему приоритету использования от высшего к низшему.

В предлагаемом способе стрельбы управляемой ракетой совокупность показателей условия встречи ракеты с целью включает:

- угол места цели в момент пуска ракеты;

- угол пуска ракеты в вертикальной плоскости;

- дальность полета ракеты;

- скорость полета ракеты;

- угол пеленга ракеты;

- располагаемая перегрузка ракеты;

- угол встречи ракеты с целью.

Сущность предлагаемого способа заключается в том, что заранее, на этапе проектирования, задают набор методов наведения ракеты, который при всем многообразии заданной номенклатуры целей и их параметров движения обеспечивает для данной ракеты требуемую зону их поражения. В конкретных условиях стрельбы ракеты с учетом измеренных текущих координат и параметров движения цели автоматически назначают наиболее рациональные метод наведения ракеты и момент пуска ракеты, обеспечивающие гарантированную встречу ракеты с целью в этих условиях с учетом ограничений, присущих ракете и ее системе управления.

Предлагаемый способ стрельбы ракетой поясняется следующим образом. Способ предполагает проведение ряда последовательных операций до пуска ракеты, в процессе пуска и в ходе управляемого полета ракеты. В соответствии с этим предварительно, на этапе проектирования ракеты, задают набор методов наведения ракеты, который обеспечивает требуемую зону поражения всех заданных целей во всех условиях стрельбы. Такой набор методов наведения, например, включает в себя ([1], с. 66-80, 96-104):

- метод совмещения трех точек;

- метод спрямления траектории наведения;

- метод пропорционального сближения.

Методы наведения в заданном наборе ранжируют по назначенным приоритетам использования, т.е. упорядочивают по определенному правилу - наиболее предпочтительному методу наведения по сравнению с другими методами присваивается более высокий приоритет использования (меньший номер или ранг). Такая процедура, например, может быть следующей. Метод совмещения трех точек требует от системы управления ракетой наименьшей информативности (не требуется измерять дальности до цели и ракеты), что обеспечивает относительно высокую помехозащищенность системы управления и наименьшую флуктуационную составляющую ошибки наведения, также при таком методе наведения имеется возможность компенсации динамической ошибки, присущей методу наведения. Этому методу присваивается наивысший (первый) приоритет использования (с первым рангом). Метод совмещения трех точек из рассматриваемого набора методов обеспечивает, с точки зрения потребной перегрузки от ракеты, реализацию наименьшей зоны поражения подвижной цели по высоте и курсовому параметру движения цели. В то же время метод спрямления траектории наведения требует меньшую потребную перегрузку в точке встречи ракеты с целью и соответственно обеспечивает более широкую зону поражения по сравнению с методом совмещения трех точек, но при этом ему свойственны относительно повышенные флуктуационная и инструментальная составляющие ошибки наведения, а также необходимость измерения дальностей до цели и ракеты, что снижает помехозащищенность системы управления. В связи с этим этому методу наведения присваивается следующий более низкий приоритет использования - второй. Метод пропорционального сближения обеспечивает еще более широкую зону поражения подвижной цели, но при этом требуется и дополнительная информация для формирования сигналов управления (в том числе и по скоростям изменения координат цели и ракеты), также из-за больших потребных углов упреждения требуется широкий сектор обзора пеленгатора ракеты, что соответственно относительно еще более повышает флуктуационную и инструментальную составляющие ошибки наведения. Такому методу присваивается следующий еще более низкий приоритет использования - третий и т.д. Такой подход к назначению метода наведения ракеты обеспечивает для конкретной обстреливаемой цели определение зоны пуска и требуемую зону поражения ракеты с благоприятными условиями встречи с целью.

Далее формируют совокупность показателей, характеризующих условия встречи ракеты с целью. В качестве таких показателей принимают текущие значения:

- угла места цели в момент пуска ракеты εц;

- угла пуска ракеты в вертикальной плоскости εПУ;

- дальности полета ракеты Дp;

- скорости полета ракеты Vp;

- угла пеленга ракеты γp;

- располагаемой перегрузки ракеты np;

- угла встречи ракеты с целью φp.

Для каждого указанного показателя устанавливают пороговое значение. Пороговые значения для угла места цели εцпор и соответственно для угла пуска ракеты в вертикальной плоскости εПУпор задают максимально возможными значениями углов визирования цели и пуска ракеты, определяемыми конструктивными ограничениями системы сопровождения цели и пусковой установки ракеты. Пороговые значения дальности полета ракеты задают в виде минимальной дальности управления Дp min (дальности "мертвой" зоны) и возможной максимальной дальности управления Дp max, определяемой видом и конструкцией ракеты. Текущая дальность до ракеты Дp должна быть больше минимальной дальности управления Дp min, меньше максимальной дальности управления Дp max и меньше или равна текущей дальности до цели Дц. Пороговое значение скорости полета ракеты Vp min определяется минимально допустимой скоростью встречи ракеты с целью. Пороговое значение угла пеленга ракеты γp max определяется максимальным значением допустимого угла пеленга ракеты, не выходящим за секторы диаграмм направленности бортовых приемного и ответного устройств ракеты. Пороговое значение для располагаемой перегрузки ракеты np задают в виде текущего значения потребной для наведения ракеты перегрузки nпот. Располагаемая перегрузка ракеты np в точке встречи с целью должна быть не меньше значения потребной для наведения ракеты перегрузки nпот. Для угла встречи ракеты с целью φp пороговое значение задают максимальным значением допустимого угла встречи φр max, определяемого требованием эффективного накрытия обстреливаемой цели поражающим полем боевой части ракеты. Указанные пороговые значения показателей в совокупности определяют границу зоны поражения ракеты при использовании соответствующего метода наведения.

Далее операции предлагаемого способа стрельбы выполняются непосредственно в процессе подготовки, проведения пуска ракеты и наведения ракеты на цель.

После захвата цели на сопровождение измеряют с темпом nТ0, где T0 - временной шаг, n - текущий номер дискретного шага, n=1, 2, …, ее текущие сферические координаты: угол места εц[n], азимут βц[n] и дальность Дц[n]. Измеренные сферические координаты цели преобразуют в прямоугольные координаты xц[n], yц[n], zц[n]

Далее посредством использования дифференцирующе-сглаживающих устройств определяют скорости x ˙ ц [ n ] , y ˙ ц [ n ] , z ˙ ц [ n ] изменения полученных прямоугольных координат цели ([3], Л.Н. Преснухин, Л.А. Соломонов и др. Основы теории и проектирования вычислительных приборов и машин управления. М.: Высшая школа, 1970, с. 117, 172-190).

Затем прогнозируют координаты цели на момент пуска ракеты по соотношениям

где τ0n - прогнозируемое время пуска ракеты, определяемое временем подготовки пуска (временем готовности ракеты и пусковой установки к стрельбе и т.п.).

Определяют угол места цели εц0 на прогнозируемый момент пуска ракеты τ0n по соотношению

Затем сравнивают прогнозируемые значения угла места цели εц0 с его пороговым значением εцпор. Если выполняется условие

то считается, что цель находится не в зоне пуска и система остается в фазе ожидания, а если условие (4) не выполняется, т.е.

то цель условно считается в зоне пуска и цикл назначения метода наведения и определения момента пуска ракеты продолжают далее.

В случае выполнения соотношения (5) из заданного набора методов наведения ракеты выбирают метод наведения с наивысшим (первым) приоритетом использования, в данном случае это метод совмещения трех точек, и проводят с шагом Т0 следующий цикл вычислений. Определяют прогнозируемый угол пуска ракеты (угол отворота пусковой установки) в вертикальной плоскости εПУ0 в соответствии с соотношением

где Δ - поправка угла отворота пусковой установки на весовое провисание ракеты, параллаксы пусковой установки, угол упреждения и т.п.

Затем сравнивают прогнозируемое значение угла пуска ракеты εПУ0 с его пороговым значением εПУпор. Если выполняется условие

то считают, что цель находится не в зоне пуска и система остается в фазе ожидания, а если это условие не выполняется, т.е.

то цель условно считают в зоне пуска и цикл назначения метода наведения и определения момента пуска ракеты продолжают.

Далее, в случае выполнения соотношения (8), выполняют следующие операции.

Прогнозируют прямоугольные координаты цели по рекуррентным соотношениям

где xцп[0]=xц0, yцп[0]=yц0, zцп[0]=zц0 - начальные условия, здесь xц0, yц0, zц0 - прогнозируемые координаты цели на прогнозируемый момент пуска.

Определяют прогнозированные угловые координаты цели εцп, βцп, их скорости ε ˙ ц п , β ˙ ц п и ускорения ε ¨ ц п , β ¨ ц п по соотношениям

где

Определяют также прогнозированные угловые положения Θцп, Ψцп вектора скорости цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях

Затем прогнозируют значения скорости Vpп и дальности Дpп полета ракеты в соответствии с соотношениями

где V ˙ р п - прогнозируемое значение продольного ускорения ракеты;

Д ˙ р п - прогнозируемое значение радиальной скорости ракеты.

Прогнозируемое значение продольного ускорения ракеты V ˙ р п определяют с помощью математической модели ракеты, которую задают, например, следующими соотношениями

где m - программное значение массы ракеты;

F - программное значение силы тяги разгонного двигателя ракеты;

mT - программное значение массы топлива разгонного двигателя ракеты;

Q - программное значение импульса тяги разгонного двигателя ракеты;

cx, cx0, cxu - программные значения коэффициента лобового сопротивления и его составляющих: коэффициента лобового сопротивления при нулевых углах атаки и коэффициента индуктивного сопротивления соответственно;

nпот - прогнозируемое значение потребной перегрузки для наведения ракеты;

np - прогнозируемое значение располагаемой перегрузки ракеты;

δm - значение максимального угла отклонения рулей ракеты;

ρ - программное значение плотности воздуха;

S - площадь миделева сечения ракеты;

εцп - угловая координата цели в вертикальной плоскости;

g≈9.81 м/с2 - ускорение силы тяжести.

Прогнозируемое значение располагаемой перегрузки ракеты np определяют по соотношению

где c y α , c y δ - программные значения производных коэффициентов подъемной силы по углу атаки и углу отклонения рулей соответственно;

m z α , m z δ - программные значения производных коэффициентов продольного момента по углу атаки и углу отклонения рулей соответственно.

Соотношения, задающие модель ракеты, основаны на известных выражениях динамики полета ракет: соотношение (14) - уравнение для массы ракеты, соотношения (15) и (16) - уравнение для скорости, соотношение (17) для располагаемой перегрузки ([4], А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета. - М.: Оборонгиз, 1962, с. 430, 349, 154). Числовые программные значения коэффициентов, входящих в модель ракеты, определяются на этапах проектирования и испытания ракеты и хранятся в памяти ее системы управления.

Прогнозируемое значение потребной перегрузки для наведения ракеты nпот определяют по соотношению

где Wkny, Wknz - прогнозируемые значения нормальных ускорений ракеты в вертикальной и горизонтальной плоскостях наведения соответственно ([1], с. 68):

Прогнозируемое значение радиальной скорости ракеты Д ˙ р п определяют соотношением

где γрп - прогнозируемый угол пеленга ракеты.

Прогнозируемое значение угла пеленга γpп определяют по соотношению

где γpпε, γpпβ - прогнозируемые значения составляющих угла пеленга в вертикальной и горизонтальной плоскостях наведения соответственно

Прогнозируемые значения углового положения составляющих вектора скорости ракеты в вертикальной и горизонтальной плоскостях наведения Θрп, Ψрп определяют соотношениями

Прогнозируемое значение угла встречи ракеты с целью φрп определяют по соотношению

где δΘ, δΨ - прогнозируемые значения составляющих угла встречи ракеты с целью в вертикальной и горизонтальной плоскостях наведения

Затем сравнивают прогнозируемое значение дальности ракеты Дрп с прогнозируемым значением дальности до цели Дцп. Если выполняется условие

то далее проверяют выполнение условия

Если условие (29) выполняется, то переходят на следующий nT0 шаг прогнозирования координат цели и показателей условия встречи ракеты с целью (соотношения (2)-(29)). Если условие (29) не выполняется, то считают, что цель не в зоне пуска и система находится в режиме ожидания.

Если условие (28) по дальности встречи на текущем "n" шаге прогнозирования не выполняется, то считают, что произошла "встреча" ракеты с целью и далее проверяют условие, что

Если условие (30) не выполняется, то считают, что цель не в зоне пуска. Если условие (30) выполняется, то последовательно сравнивают прогнозируемые значения располагаемой перегрузки ракеты nрп, угла пеленга γрп, скорости ракеты Vрп и угла встречи ракеты с целью φрп с соответствующими пороговыми значениями

При выполнении каждого из условий (31)-(34) считают, что цель находится в зоне пуска. В этом случае назначают выбранный метод наведения ракеты (метод первого приоритета использования), в рассматриваемом случае это метод совмещения трех точек, для дальнейшего использования при наведении ракеты на цель, производят формирование углов пуска ракеты в соответствии с соотношением (6), отработку этих углов пусковой установкой и пуск ракеты в текущий момент времени.

Если какое-либо из условий (31)-(34) не выполнилось, то это означает, что в рамках использования выбранного метода наведения первого приоритета зона пуска ракеты по данной цели не обеспечивается, и тогда выбирают из заданного набора методов наведения следующий метод наведения более низкого (второго) приоритета использования. В рассматриваемом случае это метод спрямления траектории наведения. Затем повторяют приведенный выше цикл назначения метода наведения ракеты и момента пуска ракеты до их определения или получения условия, что цель не в зоне пуска ракеты в рамках выбранного метода наведения данного приоритета.

В последнем случае переходят к выбору следующего (третьего) по приоритету использования методу наведения ракеты. Такая процедура продолжается до назначения метода наведения ракеты и момента пуска ракеты или перебора в соответствии с приоритетами использования всех методов наведения ракеты в заданном наборе методов наведения.

При выборе метода наведения соответствующего приоритета для определения прогнозируемых значений потребной перегрузки для наведения ракеты nпот и угла пеленга γрп должны использоваться соответствующие соотношения для рассматриваемого метода наведения. Так, например, для метода спрямления траектории программные значения составляющих потребных нормальных ускорений ракеты W k n y ' , W r n z ' и угла пеленга γ р п ε ' , γ р п β ' определяются следующими соотношениями:

где

здесь εsn, βsn, ε ˙ s n , β ˙ s n , ε ¨ s n , β ¨ s n - углы спрямления и их производные соответственно

m - коэффициент спрямления, 0<m≤1;

После того как определены метод наведения, момент пуска ракеты и проведен ее пуск, измеряют текущие координаты ракеты: угол места εp[n], азимут βp[n], дальность Дp[n] и далее с учетом координат цели в соответствии с назначенным методом наведения формируют в каждой плоскости опорную траекторию наведения в виде закона изменения ее угловых текущих координат εk[n], βk[n], например при наведении ракеты по методу совмещения трех точек по соотношениям ([2], с. 364)

Далее формируют в каждом канале управления сигналы текущих линейных рассогласований между ракетой и опорной траекторией наведения hε[n], hβ[n] в соответствии с соотношениями

Затем формируют пропорционально сигналам линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения hε, hβ команды управления ракетой Uε, Uβ, например, в соответствии с соотношением ([2], с. 370)

где К0 - программный коэффициент передачи контура управления ракетой;

Tk - весовой коэффициент, учитывающий производную сигнала линейного рассогласования в законе управления.

Значения коэффициентов К0 и Tk определяются при анализе устойчивости замкнутого контура управления ракетой исходя из требований по обеспечению его запасов устойчивости.

При необходимости команды управления Uε(β), пропорциональные линейным рассогласованиям (39), корректируют на величину динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории ([2], с. 390-394).

Сформированные команды управления (39) передаются на ракету. Ракета, отрабатывая эти команды, наводится на цель в соответствии с рационально назначенными методом наведения и моментом пуска, обеспечивающими встречу ракеты с целью в конкретных условиях стрельбы с учетом ограничений, присущих ракете и ее системе управления.

Предлагаемый способ стрельбы управляемой ракетой может быть реализован известной системой управления ракетой. Функциональная схема такой системы управления представлена на фиг. ([5], С.З. Кузьмин. Основы проектирования систем цифровой обработки радиолокационной информации. - Μ.: Радио и связь, 1986, с. 212-217, с. 8-9). На фиг. обозначено:

РЛК - радиолокационный комплекс;

РЛС - радиолокационная станция.

Система управления содержит РЛК обнаружения и целеуказания 1, РЛК управления стрельбой ракетой 2, включающий РЛС управления стрельбой 3 и систему обработки информации и выработки данных 4, пусковую установку 5 и ракету 6.

Элементы РЛК обнаружения и целеуказания 1, РЛС управления стрельбой 3 и пусковая установка 5 представляют собой штатные элементы систем управления ракетой. Система обработки информации и выработки данных 4 представляет собой цифровую вычислительную систему, принципы построения, состав, структура и алгоритм функционирования которой приведены в [5], с. 223-292.

Система работает следующим образом. РЛК обнаружения и целеуказания 1 обнаруживает цель 7, оценивает ее параметры движения и выдает целеуказание РЛК управления стрельбой 2 для последующего сопровождения цели РЛС управления стрельбой 3. РЛК управления стрельбой посредством системы обработки информации и выработки данных 4 в соответствии с соотношениями (1)-(36), приведенными выше при описании предлагаемого способа стрельбы, назначает метод наведения ракеты, угол наведения пусковой установки, определяет факт нахождения цели в зоне пуска ракеты, определяет момент пуска и вырабатывает команду на пуск ракеты, которая передается на пусковую установку 5. После пуска ракеты РЛС управления стрельбой 3 осуществляет захват ракеты на сопровождение, измерение ее координат и в соответствии с назначенным методом наведения по измеренным координатами цели и ракеты формирует команды управления ракетой, которые передает на ракету. Ракета, отрабатывая команды, наводится на цель.

Таким образом, предлагаемый способ стрельбы обеспечивает повышение эффективности наведения ракеты, расширение условий применения и повышение экономичности расхода ракет на выполнение боевой задачи, что выгодно отличает его от известных технических решений.

Источники информации

1. Ф.К. Неупокоев. Стрельба зенитными ракетами. М.: Воениздат, 1980.

2. А.А. Лебедев, В.А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1965.

3. Л.Н. Преснухин, Л.А. Соломонов и др. Основы теории и проектирования вычислительных приборов и машин управления. М.: Высшая школа, 1970.

4. А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета. - М.: Оборонгиз, 1962.

5. С.З. Кузьмин. Основы проектирования систем цифровой обработки радиолокационной информации. - М.: Радио и связь, 1986.

1. Способ стрельбы управляемой ракетой, включающий задание набора методов наведения ракеты, сопровождение и измерение координат цели, выбор метода наведения ракеты из заданного набора методов наведения, определение момента пуска и углов пуска ракеты, пуск ракеты и наведение ракеты на цель в соответствии с выбранным методом наведения, отличающийся тем, что предварительно до пуска ракеты ранжируют методы наведения ракеты в заданном наборе методов наведения по назначенным приоритетам использования, формируют для каждого метода наведения ракеты из заданного набора методов наведения совокупность показателей, характеризующих условие встречи ракеты с целью, и задают их пороговые значения, которые в совокупности определяют границу зоны поражения ракеты, далее, до пуска ракеты, в процессе сопровождения и измерения координат цели выбирают из заданного набора методов наведения метод наведения ракеты с наивысшим приоритетом использования, прогнозируют с учетом измеренных текущих координат цели значения соответствующих показателей условия встречи ракеты с целью, последовательно сравнивают прогнозируемое значение каждого показателя условия встречи ракеты с целью с соответствующим его пороговым значением, и если в совокупности показателей прогнозируемое значение каждого показателя не выходит за его пороговое значение, то назначают выбранный метод наведения ракеты для дальнейшего наведения ракеты на цель, производят пуск ракеты с предварительным формированием углов пуска ракеты и наведение ракеты на цель в соответствии с назначенным методом наведения, а если в совокупности показателей условия встречи ракеты с целью прогнозируемое значение какого-либо показателя выходит за его пороговое значение, то далее выбирают из заданного набора методов наведения метод наведения ракеты со следующим более низким приоритетом использования и повторяют указанный цикл назначения метода наведения ракеты и момента пуска ракеты до их определения или последующего перебора в соответствии с назначенными приоритетами использования всех методов наведения ракеты в заданном наборе методов наведения.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что заданный набор методов наведения ракеты включает:
- метод совмещения трех точек;
- метод спрямления траектории наведения;
- метод пропорционального сближения,
расположенные по убывающему приоритету использования от высшего к низшему.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что совокупность показателей условия встречи ракеты с целью включает:
- угол места цели в момент пуска ракеты;
- угол пуска ракеты в вертикальной плоскости;
- дальность полета ракеты;
- скорость полета ракеты;
- угол пеленга ракеты;
- располагаемая перегрузка ракеты;
- угол встречи ракеты с целью.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления полетом ракеты при летных испытаниях. Постоянно обследуют в течение всего отрезка времени от установки ракеты в пусковую установку до ее пуска с помощью бортового радиолокационного комплекса дистанционного зондирования Земли штатное и прогнозируемое места уничтожения ракеты в результате возможного нештатного изменения траектории полета, регистрируют в обоих местах появление несанкционированных объектов, существование которых подвергается опасности при самоликвидации ракеты, фиксируют, выявляют и идентифицируют несанкционированные объекты, одновременно вводят в программную систему управления полетом команду отсрочки момента самоликвидации, включают команду отсрочки самоликвидации ракеты или отвода ее в безопасное место, если к моменту пуска ракеты несанкционированные объекты все еще будут находиться в одном из мест ликвидации ракеты, запускают ракету, определяют текущие координаты и параметры движения ракеты, рассчитывают вероятную траекторию, формируют и передают на ракету команды на изменение траектории полета, постоянно передают на командный пункт данные о состоянии окружающей среды на трассе летных испытаний, прогнозируют возможные нештатные изменения траектории полета, приводящие к загрязнению поверхности земли, водоемов и воздуха, передают на ракету команды либо на продолжение полета к цели, либо на отклонение от траектории и уничтожение ракеты в районе с минимальным ущербом для окружающей среды.

Группа изобретений относится к способам и системам управления летательными аппаратами. В способе формирования линеаризованного сигнала на вращающейся по углу крена ракете разбивают период вращения ракеты на временные интервалы, измеряют и запоминают их длительности определенным образом.

Изобретение относится к области радиолокации, в частности к юстировочным щитам. Юстировочный щит моделирует прямые и зеркально отраженные от земли радиосигналы, идущие от ракеты и цели на конечном участке наведения.

Изобретение относится к области боеприпасов и ракетной техники, в частности к контейнерам бакового типа боевых частей ракет и боеприпасов. Контейнер бакового типа боевой части содержит обтекатель, тонкостенный корпус-бак, переднее и заднее донья, устройство для разброса и воспламенения наполнителя.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах (КР). Разгоняют вращающуюся ракету до маршевой скорости с помощью твердотопливного отделяемого стартового ускорителя, поддерживают маршевую скорость тягой малогабаритного одноразового турбореактивного двигателя, закручивают и поддерживают режим вращения вокруг оси крена с помощью скошенных относительно продольной оси хвостовых стабилизаторов и/или газодинамической насадки на турбореактивном двигателе, формируют аэродинамическую подъемную силу в режиме вращения с помощью n-пар малогабаритных складывающихся крыльев.

Изобретение относится к области огнестрельного гладкоствольного оружия, в частности к снарядам с газовым подвесом. Снаряд с газовым подвесом содержит гладкую цилиндрическую часть, в которой выполнена полость питания, соединенная с наружной цилиндрической поверхностью через питающие устройства.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной части.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным частям со стабилизатором реактивных снарядов. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда содержит корпус с многосопловым блоком и раскрывающийся стабилизатор с лопастями.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.
Изобретение относится к комплексам автоматизированного управления ракетными формированиями и формированиями реактивных систем залпового огня крупного калибра.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано при стрельбе управляемой ракетой (УР). Производят топографическую привязку целеуказателя и пусковой установки (ПУ) к местности, обнаруживают и измеряют координаты цели, передают координаты цели в пульт управления огневой позиции, рассчитывают и передают в диалоговом режиме установки стрельбы в блок автоматики ПУ и ракету, задают время ожидания готовности ракеты к пуску, осуществляют контроль готовности ракеты к пуску, формируют разрешение на пуск ракеты из совокупности признаков готовности бортовой навигационной спутниковой аппаратуры (количество наблюдаемых спутников не менее количества спутников, заданных оператором, канала головки самонаведения, высотометра, параметров полетного задания, канала связи с УР), производят пуск ракеты.

Изобретение относится к вооружению, в частности к системам комплексного применения средств разведки, автоматизированного управления и огневого поражения. .

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу наведения управляемых ракет. .

Изобретение относится к системам автоматического управления движущимися объектами и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. .

Изобретение относится к области техники, занимающейся разработкой бортовой аппаратуры и бортовых систем летательных аппаратов (ЛА), обеспечивающих безопасность полетов и безопасность наземных объектов особой важности при несанкционированном использовании ЛА недоброжелателем.
Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу наведения управляемых ракет. .

Изобретение относится к военной технике, в частности к комплексам управления реактивным оружием залпового огня. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке систем теленаведения управляемых ракет. .

Изобретение относится к боеприпасам и способам их применения, к гранатам и выстрелам для автоматических гранатометов, а также к способам стрельбы из автоматических гранатометов такими боеприпасами. Способ стрельбы из автоматического гранатомета осколочными гранатами заключается в том, что в гранатомет устанавливают ленту или магазин с выстрелами, гранаты которых содержат взрыватель с различным временем срабатывания на траектории полета гранаты, и производят стрельбу одиночно или группами, или непрерывно, или с рассеиванием гранат относительно друг друга по фронту и по дальности. Достигается повышение эффективности поражения живой силы и огневых средств противника. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх