Способ комбинированного наведения малогабаритной ракеты с отделяемой двигательной установкой и система наведения для его осуществления

Изобретение относится к области вооружения и касается способа и устройства наведения ракеты. Способ включает формирование информационного поля управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели. При запуске передают на борт ракеты угловое положение линии визирования цели в стартовой системе координат. С момента схода ракеты измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты и линейные ускорения по осям связанной с ракетой системы координат, вычисляют углы рыскания, тангажа и координаты центра масс ракеты. До включения двигателя осуществляют газореактивное управление угловым положением ракеты по измеренным угловым скоростям разворота ее продольной оси и вычисленным углам рыскания и тангажа. После включения двигателя осуществляют аэродинамическое управление ракетой по отклонениям вычисленных координат центра масс ракеты относительно программной траектории вывода ракеты на линию визирования цели. Технический результат заключается в повышении помехоустойчивости линий визирования цели и ракеты, повышении точности и уменьшении ближней границы зоны поражения комплекса. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Предлагаемая группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в комплексах вооружения телеуправляемых ракет.

Известен способ наведения ракеты, включающий запуск ракеты, разгон ракеты с помощью двигательной установки, определение отклонения ракеты от расчетной траектории полета, формирование команды управления, пропорциональной отклонению ракеты от расчетной траектории полета, и передачу команды управления на ракету для наведения на цель (А.А. Лебедев, В.А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами, М., Машиностроение, 1965 г., с. 327-330).

Наведение ракеты на разгонном участке сопровождается дымообразованием от собственного стартового двигателя, что в случае использования системы теленаведения с визированием цели и (или) ракеты оптическими и оптико-электронными пеленгаторами на этапе управления, связанном с выводом ракеты на линию визирования цели (ЛВЦ), затрудняет слежение за целью, ослабляет сигналы по линии связи носитель-ракета, снижает помехоустойчивость оптико-электронной системы управления и может привести к срыву наведения ракеты.

Для повышения характеристик ракетного комплекса: увеличения дальности стрельбы, уменьшения полетного времени ракеты, нужно повышать скорость ракеты, а для этого необходимо увеличивать заряд стартового двигателя, что влечет за собой увеличение дымообразования и ухудшение помехоустойчивости системы управления.

Известные способы наведения телеуправляемой ракеты, позволяющие повысить помехоустойчивость оптических линий связи (ОЛС) в условиях дымообразования собственного двигателя, основываются на разнесении в пространстве траектории активного участка полета ракеты и линии визирования цели.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ наведения телеуправляемой ракеты (патент РФ №2122700 от 27.11.1998 г. ), включающий формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели с последующим совмещением ракеты с линией визирования цели по программной траектории вывода, разгон ракеты с помощью двигателя, наведение ракеты в широком поле управления в соответствии с угловым положением источника теплового излучения на ракете относительно ЛВЦ, отделение двигателя ракеты при входе ее в узкое поле управления и наведение ракеты в узком поле управления в соответствии с угловым положением источника излучения ракеты.

В известном способе на первом этапе наведения ракеты, включающем захват ее на сопровождение и вывод на ЛВЦ, размер зоны пространства, в которой необходимо измерять координаты ракеты, определяется в основном рассеиванием ее траектории, углом запуска (угловым смещением траектории) относительно ЛВЦ для совершения противодымного маневра, мощностью источника излучения и чувствительностью приемного устройства. Угловые размеры этой области пространства, как правило, превосходят размеры луча пеленгации. Поэтому луч с приемником лучистой энергии от ракеты сканирует область пространства, в которой может находиться ракета, и эта область пространства образует широкое поле управления.

На втором этапе наведения, связанном с точным совмещением ракеты с целью, разброс траектории ракеты относительно ЛВЦ уменьшается под воздействием предшествующего на первом этапе управления, поэтому уменьшается и необходимая область пространства для сканирования луча, которая и образует узкое поле управления. Кроме того, с ростом дальности до ракеты из-за падения разрешающей способности луча увеличиваются ошибки измерения координат. Поэтому угловой размер луча, используемого на этом этапе, уменьшают по отношению к ширине луча, используемого на первом этапе наведения.

Известный способ наведения ракеты обладает недостатками, один из которых связан с тем, что в процессе совмещения ракеты с ЛВЦ на разгонном участке под действием команды управления, формируемой пропорционально отклонению ее от ЛВЦ, в условиях стрельбы при различных сочетаниях направлений движения ЛВЦ и скорости ветра возможно экранирование ЛВЦ дымовым шлейфом собственного двигателя за счет сноса дыма или набегания на него ЛВЦ. Вторым недостатком является то, что при положении ЛВЦ в приземном слое, что характерно для стрельбы противотанковых комплексов и зенитных комплексов малой дальности, имеющих, как правило, оптико-электронную систему управления, при приземлении отделившегося разгонного двигателя ракеты возникает пыледымовое облако. Пыледымовое облако по своим угловым размерам может превышать угловое рассогласование между ракетой и ЛВЦ в наклонной (боковой) плоскости наведения вследствие их совмещения под воздействием управления ракетой, перемещения линии визирования подвижной цели и сноса пыледымового облака поперечным ветром и также может привести к экранированию оптической линии связи (ОЛС). В связи с этим известный способ теленаведения ракеты ограничен применением в комплексах вооружения, так как указанные факторы в условиях реальной стрельбы могут приводить к прерываниям ОЛС с целью, ракетой и, соответственно, к срыву наведения ракеты.

При запуске из контейнера на начальном участке скорость ракеты мала и воздушно-динамический рулевой привод не обладает достаточной эффективностью по созданию управляющих моментов для обеспечения противодымного маневра и последующего ввода ракеты в луч управления. Поэтому на начальном этапе целесообразно применить управление посредством блока газореактивных двигателей, установленного на стартовой ступени.

Техническая реализация заявляемого способа комбинированного наведения ракеты с отделяемой ДУ приводится в предлагаемой системе комбинированного наведения.

Известна система наведения, наиболее близкая по технической реализации к заявляемой, реализованная в комплексе "Кастет" (Выстрел ЗУБК10 с управляемым снарядом 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации ЗУБК 10.00.00.000 ТО, М., Военное издательство, 1987 г. [1]), которая включает в составе наземной аппаратуры управления прицел-прибор наведения, формирующий модулированный лазерный луч, поперечное сечение которого представляет собой поле управления снаряда, а в составе снаряда приемник излучения, блок аппаратуры электронной, гироскопический координатор с датчиком угла крена и два рулевых привода.

На фиг. 1 приведена блок-схема системы наведения ближайшего аналога, в состав которой входят наземная аппаратура управления - пункт управления (1) с прицелом-прибором наведения ППН (2), а на снаряде (3) приемник излучения (4), аппаратура выделения координат АВК (5), первый и второй корректирующие фильтры КФ1 (6) и КФ2 (7), первый и второй инверторы И1 (8), И2 (9), датчик угла крена (10) (в составе блока аппаратуры электронной) и два рулевых привода РП1 (11) и РП2 (12).

Оптический сигнал, поступающий в приемник излучения на снаряде, преобразуется в электрический, усиливается по мощности и поступает в блок аппаратуры электронной БАЭ, в котором осуществляется выделение постоянных составляющих напряжений, пропорциональных величинам отклонений ракеты от оси луча по каждому каналу управления. Корректирующие фильтры в БАЭ стабилизируют контур управления ракетой. С выходов корректирующих фильтров напряжения поступают на усилители, выходы которых подключены к двум входам датчика угла крена и через инверторы - к двум другим входам. Датчик угла крена преобразует сигналы управления из системы координат наземной аппаратуры управления в систему координат, связанную с вращающейся ракетой. Сигналы с выходов датчика угла крена поступают на входы двух рулевых приводов.

Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение помехоустойчивости оптических линий визирования цели и ракеты за счет предотвращения перекрывания ОЛС "носитель - ракета", "носитель - цель" дымовым шлейфом от собственной разгонной двигательной установки ракеты, а также обеспечение уверенного ввода ракеты в луч.

Задача решается за счет того, что в способе комбинированного наведения ракеты с отделяемой после разгона ракеты двигательной установкой, включающем формирование по линии визирования цели информационного поля управления ракетой, запуск ракеты под углом к линии визирования цели в вертикальной плоскости, разгон ракеты с помощью двигательной установки и последующее совмещение траектории наведения ракеты с линией визирования цели по сформированой программной траектории вывода, наведение ракеты в информационном поле управления в соответствии с выделенными координатами ракеты относительно оси информационного поля, дополнительно в момент запуска ракеты измеряют и передают на борт ракеты угловое положение линии визирования цели в стартовой системе координат, а начиная с момента схода ракеты, измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты и линейные ускорения по осям связанной с ракетой системы координат, вычисляют углы рыскания и тангажа ракеты, а также координаты центра масс ракеты относительно линии визирования цели, после схода ракеты и до включения двигательной установки осуществляют газореактивное управление угловым положением продольной оси ракеты в соответствии с измеренными угловыми скоростями разворота ее продольной оси и вычисленными углами рыскания и тангажа, обеспечивая заданную угловую ориентацию продольной оси ракеты относительно линии визирования цели к моменту включения двигательной установки, а после включения двигательной установки осуществляют аэродинамическое управление ракетой по отклонениям вычисленных координат центра масс ракеты относительно программной траектории вывода ракеты на линию визирования цели.

Траекторию вывода ракеты на линию визирования цели задают программной командой, плавно изменяющейся от максимального значения, равного вычисленной координате отклонения центра масс ракеты относительно линии визирования цели в вертикальной плоскости в момент включения двигательной установки, до нуля в момент перехода на управление в информационном поле луча в соответствии с формулой:

где а - вычисленная координата отклонения центра масс ракеты в момент включения двигательной установки, м,

tВД - момент включения двигательной установки, с,

τ - расчетное время между моментом включения двигательной установки и моментом перехода на управление в луче лазера, с.

Способ реализован в предлагаемой системе комбинированного наведения ракеты с отделяемой двигательной установкой, включающей источник излучения в составе прицела-прибора наведения на пункте управления, а на ракете, вращающейся по углу крена, последовательно соединенные приемник излучения, оптически связанный с источником излучения, и блок выделения координат, а также два корректирующих фильтра, датчик угла крена, рулевой привод с аэродинамическими рулями, отличающейся тем, что в состав ракеты введены стартовая ступень с разгонной двигательной установкой, блоком газореактивных двигателей склонения, двухкоординатным датчиком угловых скоростей и трехкоординатным датчиком линейных ускорений, а в аппаратуру управления ракеты введены вычислительный блок, шесть электронных ключей, четыре блока переменных коэффициентов, два усилителя-ограничителя и два сумматора, таймер, блок формирования программных команд, блок формирования команды компенсации веса, первый и второй формирователи команд управления, при этом первый и второй выходы блока выделения координат соединены с первыми входами соответственно первого и второго электронных ключей, вторые входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами вычислительного блока, последовательно соединены первый электронный ключ, первый сумматор, первый корректирующий фильтр, второй сумматор, первый блок переменного коэффициента, первый усилитель-ограничитель, третий электронный ключ, выход которого соединен с первым входом первого формирователя команд управления, последовательно соединены второй электронный ключ, второй корректирующий фильтр, второй блок переменного коэффициента, второй усилитель-ограничитель, четвертый электронный ключ, выход которого соединен со вторым входом первого формирователя команд управления, выход которого соединен с входом блока рулевого привода аэродинамических рулей, последовательно соединены третий блок переменного коэффициента и пятый электронный ключ, выход которого соединен с первым входом второго формирователя команд управления, последовательно соединены четвертый блок переменного коэффициента и шестой электронный ключ, выход которого соединен со вторым входом второго формирователя команд управления, выход которого соединен с входом блока газореактивных двигателей склонения, выход датчика угла крена, первый и второй выходы датчика угловых скоростей, первый, второй и третий выходы датчика линейных ускорений соединены соответственно с первым, вторым и третьим, четвертым, пятым и шестым входами вычислительного блока, третий и четвертый выходы которого соединены соответственно с третьим и четвертым входами первого формирователя команд управления, а пятый и шестой выходы вычислительного блока соединены соответственно с третьим и четвертым входами второго формирователя команд управления, седьмой и восьмой выходы вычислительного блока соединены с входами соответственно третьего и четвертого блоков переменного коэффициента, а третьи входы первого и второго электронных ключей и вторые входы третьего, четвертого, пятого и шестого электронных ключей соединены с выходом таймера, вторые входы первого и второго сумматоров соединены с выходами соответственно блока формирования программной команды и блока формирования команды компенсации веса.

Предлагаемая группа изобретений поясняется чертежами фиг. 2-5 На фиг. 2 приведен общий вид малогабаритной ракеты со стартовой ступенью (13) и установленными на ней блоком ГДС (16), ДУС (14) и ДЛУ (15). Маршевая ступень снабжена датчиком угла крена (10) и одноканальным рулевым приводом с аэродинамическими рулями (17).

ГДС устанавливаются в плоскостях XOY и XOZ связанной системы координат (в плоскостях расположения рулей) попарно с каждой стороны от продольной оси ракеты на хвостовой части отделяемой разгонной двигательной установки на определенном расстоянии от центра масс ракеты, необходимом для создания управляющих моментов.

Оси чувствительности трех ДЛУ устанавливаются по осям, параллельным осям ОХ, OY и OZ связанной с ракетой системы координат OXYZ (начало связанной системы координат расположено в центре масс ракеты, ось ОХ направлена вдоль продольной оси ракеты, а оси OY и OZ перпендикулярны оси ОХ и лежат в плоскостях симметрии ракеты). Оси чувствительности двух ДУС устанавливаются по осям, параллельным осям OY и OZ связанной с ракетой системы координат.

На фиг. 3 приведена номинальная траектория наведения ракеты, управляемой по предложенному способу. Отмечены цифрами характерные точки траектории: 18 - сход ракеты, начало газореактивного управления, 19 - включение разгонной ДУ, 20 - конец газореактивного управления, переход на аэродинамическое управление по вычисленным координатам, 21 - конец работы ДУ, переход на управление в луче лазера.

Траектория наведения ракеты на цель имеет следующие участки: 18…19 - участок вывода продольной оси ракеты на заданное направление ϑ=-3.0° в вертикальной и ψЗ=0.0° в горизонтальной плоскостях посредством газореактивного управления (работа системы угловой стабилизации по информации с ДУС);

20…21 - участок вывода ракеты в поле управления луча (работа системы псевдолучевого управления по информации с ДУС и ДЛУ),

19…21 - участок работы ДУ (разгона ракеты),

от точки 21 и далее - участок лучевого управления.

На фиг. 4 представлена блок-схема предложенной комбинированной системы наведения, на фиг. 5 приведена блок-схема формирователя команд управления газореактивными двигателями склонения.

Сущность предлагаемого способа комбинированного наведения ракеты заключается в следующем.

Пусковую установку с пусковым контейнером перед запуском ракеты ориентируют по линии визирования цели в горизонтальной плоскости и под заданным углом Ө0 относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости. Измеряют и передают на борт ракеты угловое положение εЛО ЛВЦ в вертикальной плоскости и угол крена 70 пусковой установки в стартовой системе координат. Начало стартовой системы координат совпадает с центром масс ракеты на старте, ось ОсХс лежит на пересечении плоскости местного горизонта плоскостью X1O1Y1 связанной с ракетой системы координат, зафиксированной на стартовой позиции перед пуском ракеты, ось OcYc направлена по местной вертикали вверх, ось OcZc дополняет систему до правой. С момента схода ракеты измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты (ωZ1, ωY1) посредством двухкоординатного датчика угловых скоростей (ДУС), линейные ускорения ракеты (аХ1, aY1, aZ1) посредством трехкоординатного датчика линейных ускорений (ДЛУ) и угол крена ракеты (γГК) посредством датчика угла крена и с помощью вычислительного блока рассчитывают углы рыскания ψа и тангажа νа ракеты, а также координаты ZИ, YИ отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ.

Сигналы ψа и νа формируют путем интегрирования соответствующих первых производных и с начальными условиями φа(t=0)=0, νа(t=0)=Ө0ЛО:

где ,

где ψа, νа - вычисленные значения углов рыскания и тангажа ракеты,

Ө0 - выставляемый угол пуска ракеты (угол между продольной осью пускового контейнера и ЛВЦ в вертикальной плоскости),

εЛО - измеренное значение угла между ЛВЦ и плоскостью местного горизонта.

Сигналы должны формироваться по следующим зависимостям:

где

τЗАП=0.004 с - запаздывание сигналов на выходе ДУС,

ωY1, ψZ1 - измеренные ДУС угловые скорости вращения ракеты по осям связанной системы координат,

с(γа), s(γа) - сигналы модуляции команд управления,

где γаГК0.

В соответствии с вычисленными углами тангажа и рыскания ракеты с помощью формирователя команд управления (ФКУ) формируют команды включения соответствующих импульсных газореактивных двигателей склонения (ГДС). Возникающие при срабатывании ГДС управляющие моменты разворачивают продольную ось ракеты к моменту включения двигательной установки в заданном направлении - например, под углом минус 3 градуса к ЛВЦ в вертикальной плоскости и по линии визирования цели в горизонтальной плоскости.

Сигналы координат отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в вертикальной и горизонтальной плоскостях формируют по следующим зависимостям:

YИ=-Ха·sinεЛО+Ya·cosεЛО;

ZИ=Za,

где

Сигналы , , формируют по следующим зависимостям:

где Va, φа, Өа - вычисленные значения скорости ракеты и углов курса и наклона ее траектории, полученные путем интегрирования соответствующих вычисленных первых производных с начальными условиями Va(t=0)=0, φа(t=0)=0, Өа(t=0)=Ө0ЛО.

Сигналы формируют по следующим зависимостям:

где

где

τЗАП=0.004 с - запаздывание сигналов на выходе ДЛУ,

где aX1, aY1, aZ1 - измеренные ДЛУ линейные ускорения ракеты по осям связанной с ракетой системы координат,

g - ускорение свободного падения, равное 9,80665 м/с2.

Сигналы βа, αa, с(γca), s(γса) должны формироваться по следующим зависимостям:

С момента включения ДУ в соответствии с вычисленными координатами отклонения ракеты относительно ЛВЦ методом совмещения осуществляется стабилизация траектории ракеты относительно траектории обхода дыма, задаваемой программной командой, плавно изменяющейся от максимального значения, равного координате отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости в момент включения ДУ, до нуля в момент перехода на лучевое управление.

В результате на участке работы ДУ ракета выводится на ЛВЦ в горизонтальной плоскости и совершает противодымный маневр в вертикальной плоскости и к моменту отделения стартовой ступени с незначительными отклонениями находится на оси лазерного луча.

Управление в информационном поле луча лазера начинается с момента начала выделения сигналов координат отклонения ракеты от оси информационного поля.

Таким образом, конструктивные и эксплуатационные особенности ракеты - наличие разгонной двигательной установки, включаемой на траектории и отделяемой после выгорания топлива, наличие дымовых помех на стартовом участке, а также высокая скорость полета ракеты на маршевом участке - предопределили требования к ее системе наведения: система наведения ракеты должна быть комбинированной и включать систему инерциального наведения и систему наведения по лучу лазера, работающих последовательно.

В состав системы комбинированного наведения (фиг. 4) входят прицел-прибор наведения ППН с излучателем (2) в составе наземной аппаратуры управления (в составе пункта управления (1)), а на маршевой ступени ракеты (3) приемник излучения ПИ (4), датчик угла крена ДУК (10), в составе аппаратуры управления блок выделения координат БВК (5), первый и второй корректирующие фильтры КФ1 (6), КФ2 (7), электронные ключи ЭК1 (23), ЭК2 (24), ЭК3 (36), ЭК4 (37), ЭК5 (38) и ЭК6 (39), таймер (22), сумматоры С1 (27), С2 (29), блок формирования программной команды БФПК (26), блок формирования команды компенсации веса БФККВ (28), блоки переменного коэффициента БПК1-БПК4 (30-33), два усилителя-ограничителя У01 (34), У02 (35), вычислительный блок ВБ (25), первый и второй формирователи команд управления ФКУ1 (40) и ФКУ2 (41) соответственно на блок РП аэродинамических рулей и на блок ГДС. В составе же стартовой ступени (13) с разгонной двигательной установкой введены блок газореактивных двигателей склонения ГДС (16), датчик угловых скоростей ДУС (14) и датчик линейных ускорений ДЛУ (15).

По сути система комбинированного наведения состоит из двух систем: системы инерциального наведения на начальном участке (где скорость ракеты мала) с управлением газореактивными двигателями склонения, расположенными на стартовой ступени, и системы наведения в луче лазера с управлением рулевыми приводами с аэродинамическими рулями (скорость ракеты на этом участке уже достаточно велика).

Система инерциального наведения ракеты работает на участке времени от момента старта ракеты и до момента отделения стартовой ступени и начала приема излучения лазера и обеспечивает:

заданную угловую ориентацию продольной оси ракеты относительно линии визирования цели к моменту включения двигательной установки;

формирование траектории противодымного маневра ракеты в вертикальной плоскости, обеспечивающего работоспособность оптических каналов связи (слежения за целью и лучевого управления) в условиях воздействия оптических помех от стартового двигателя;

вывод ракеты в информационное поле лазерного луча на дальности окончания противодымного маневра.

Система наведения по лучу должна начинать работать с момента отделения стартовой ступени с двигательной установкой, закрывающей приемник излучения.

Анализ задач, возлагаемых на систему инерциального наведения, показывает: инерциальная система наведения должна быть построена на основе элементов, несущих информацию об угловых отклонениях продольной оси ракеты и линейных отклонениях ее центра масс.

Исходя из предпосылок эффективного соотношения цены, точности, габаритов, потребляемой мощности и других технических и эксплуатационных характеристик одним из перспективных направлений разработки систем инерциального управления является использование в их структуре твердотельных интегральных микроэлектромеханических датчиков угловых скоростей (ДУС) и линейных ускорений (ДЛУ).

Предлагаемая система комбинированного наведения функционирует следующим образом.

Пусковой контейнер перед пуском ракеты ориентируют по линии визирования цели в горизонтальной плоскости и под заданным углом относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости. Измеряют и передают на борт ракеты угловое положение ЛВЦ в вертикальной плоскости и угол крена пусковой установки. С момента схода ракеты по сигналам с ДУС, ДЛУ и датчика угла крена вычислительный блок рассчитывает углы рыскания и тангажа ракеты, а также координаты отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ.

В соответствии с вычисленными углами тангажа и рыскания ракеты ФКУ формирует команды включения соответствующих импульсных газореактивных двигателей склонения (ГДС). Возникающие при срабатывании ГДС управляющие моменты разворачивают продольную ось ракеты к моменту включения двигательной установки в заданном направлении - например, под углом минус 3 градуса к ЛВЦ в вертикальной плоскости и по линии визирования цели в горизонтальной плоскости.

С момента включения ДУ в соответствии с вычисленными координатами отклонения ракеты относительно ЛВЦ методом совмещения осуществляется стабилизация траектории ракеты относительно траектории обхода дыма, задаваемой программной командой, плавно изменяющейся от максимального значения, равного координате отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости в момент включения ДУ, до нуля в момент перехода на лучевое управление.

В результате на участке работы ДУ ракета выводится на ЛВЦ в горизонтальной плоскости и совершает противодымный маневр в вертикальной плоскости и к моменту отделения стартовой ступени с незначительными отклонениями находится на оси лазерного луча.

Управление в луче лазера начинается с момента начала выделения сигналов координат отклонения ракеты от оси луча.

Прицел-прибор наведения с источником модулированного лазерного излучения выполнен, как в патенте РФ №2326324 от 10.08.2008 г. Как в ближайшем аналоге [1], могут быть выполнены приемник излучения (с. 16-17), аппаратура выделения координат (с. 15-17), датчик угла крена (с. 18, 19, рис. 12, с. 43-46) и блок аэродинамических рулевых приводов (с.19-26). Корректирующие фильтры могут быть реализованы по схеме на рис. 13.11, с. 202, У. Титце, К. Шенк, Полупроводниковая схемотехника, М., Мир, 1982 г. [2].

Вычислительный блок производит выработку команд для управления блоками РП и ГДС на основе информации от ДУС, ДЛУ и ДУК. Вычислительный блок осуществляет операции формирования функций синуса и косинуса углов, суммирования, интегрирования, умножения, деления и может быть выполнен на основе схем усилителей, сумматоров, блоков произведения, интеграторов и функциональных преобразователей. Усилители, сумматоры, блоки вычитания выполнены по схемам рис. 11.1, 11.2, с. 137, 138 [2]). Блоки произведения выполнены по схеме четырехквадратного умножения (рис. 11.41, с. 162, [2]). Двухпозиционные релейные элементы представляют собой усилители-ограничители, отличающиеся большим коэффициентом усиления и выполненные по схеме, представленной на с. 232 (И.М. Тетельбаум, Ю.Р. Шнейдер, Практика аналогового моделирования динамических систем, М., Энергоатомиздат, 1987 г. [3]). Датчик угловой скорости может быть выполнен как микромеханический датчик, объединяющий на одном кремниевом кристалле датчик угловой скорости и электронику («Электронные компоненты», №2, 2003 г., стр. 57-59). Датчик линейных ускорений может быть выполнен, например, так же, как на с. 174, В.В. Малов, Пьезорезонансные датчики, М., Энергоатомиздат, 1989 г. Интегратор может быть выполнен по схеме на рис. 11.9, с. 143 [2].

Формирователь функции косинуса или синуса может быть реализован на основе схемы с. 205, рис. 3.2.8, [3]. Электронные ключи могут быть выполнены на основе схемы мультиплексора, приведенной на рис. 19.14, с. 327 [2]. Электронные ключи ЭК1, ЭК2 на два направления могут быть выполнены на основе схемы мультиплексора, приведенной на рис. 19.14, с. 327 [2]. Замыкающие электронные ключи ЭКЗ и ЭК4 могут быть выполнены на основе схемы 4.2.3, с. 237 [3]. Размыкающие ключи ЭК5, ЭК6 выполнены на основе схемы 4.2.2, с. 237 [3]. Блок формирования программных команд, блок формирования команды компенсации веса можно выполнить, например, на постоянном запоминающем устройстве (ПЗУ) (микросхема 556РТ7). Блоки переменного коэффициента можно реализовать на основе усилителя с переменным коэффициентом передачи. Таймер может быть в виде счетчика импульсов, запускаемого в момент схода ракеты, выполненного на основе схемы на рис. 20.4, с. 346 [2].

Газореактивные двигатели склонения могут быть выполнены по схеме рис. 3.4, с. 63, В.И. Попов, Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов, М., Машиностроение, 1986 г. Формирователь команд управления на блок ГДС включает в своем составе (см. фиг. 5) усилители-ограничители, двухпозиционные релейные элементы, сумматоры, блоки произведения. Реализация таких блоков описана выше.

Формирователь команд управления ФКУ1 на вход блока рулевых приводов аэродинамических рулей может быть выполнен так же, как и ФКУ2.

Проведенное математическое моделирование показало, что предлагаемый способ комбинированного наведения и предлагаемая динамическая структура комбинированной системы наведения на основе ДУС и ДЛУ с газореактивным управлением на начальном участке обеспечивает вывод ракеты на линию визирования цели в условиях воздействия начальных возмущений и бокового ветра практически к моменту отделения стартовой ступени.

Таким образом, решение поставленной задачи в предлагаемом способе наведения ракеты посредством предлагаемой системы комбинированного наведения позволяет предотвратить перекрывание ОЛС "носитель - ракета", "носитель - цель" дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты и предотвратить срыв наведения ракеты.

1. Способ комбинированного наведения ракеты с отделяемой двигательной установкой, включающий формирование по линии визирования цели информационного поля управления ракетой, запуск ракеты под углом к линии визирования цели в вертикальной плоскости, разгон ракеты с помощью двигательной установки и последующее совмещение траектории наведения ракеты с линией визирования цели по сформированой программной траектории вывода, наведение ракеты в информационном поле управления в соответствии с выделенными координатами ракеты относительно оси информационного поля, отличающийся тем, что в момент запуска ракеты измеряют и передают на борт ракеты угловое положение линии визирования цели в стартовой системе координат, а начиная с момента схода ракеты, измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты и линейные ускорения по осям связанной с ракетой системы координат, вычисляют углы рыскания и тангажа ракеты, а также координаты центра масс ракеты относительно линии визирования цели, после схода ракеты и до включения двигательной установки осуществляют газореактивное управление угловым положением продольной оси ракеты в соответствии с измеренными угловыми скоростями разворота ее продольной оси и вычисленными углами рыскания и тангажа, обеспечивая заданную угловую ориентацию продольной оси ракеты относительно линии визирования цели к моменту включения двигательной установки, а после включения двигательной установки осуществляют аэродинамическое управление ракетой по отклонениям вычисленных координат центра масс ракеты относительно программной траектории вывода ракеты на линию визирования цели.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что траекторию вывода ракеты на линию визирования цели задают программной командой, плавно изменяющейся от максимального значения, равного вычисленной координате отклонения центра масс ракеты относительно линии визирования цели в вертикальной плоскости в момент включения двигательной установки, до нуля в момент перехода на лучевое управление в соответствии с формулой:



где a - вычисленная координата отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в момент включения двигательной установки, м,
tВД - момент включения двигательной установки, с,
τ - расчетное время между моментом включения двигательной установки и моментом перехода на управление в луче лазера, с.

3. Система комбинированного наведения малогабаритной ракеты с отделяемой двигательной установкой, включающая источник излучения в составе прицела-прибора наведения на пункте управления, а на ракете, вращающейся по углу крена, последовательно соединенные приемник излучения, оптически связанный с источником излучения, и блок выделения координат, а также два корректирующих фильтра, датчик угла крена, рулевой привод с аэродинамическими рулями, отличающаяся тем, что в состав ракеты введены стартовая ступень с разгонной двигательной установкой, блоком газореактивных двигателей склонения, двухкоординатным датчиком угловых скоростей и трехкоординатным датчиком линейных ускорений, а в аппаратуру управления ракеты введены вычислительный блок, шесть электронных ключей, четыре блока переменных коэффициентов, два усилителя-ограничителя и два сумматора, таймер, блок формирования программных команд, блок формирования команды компенсации веса, первый и второй формирователи команд управления, при этом первый и второй выходы блока выделения координат соединены с первыми входами соответственно первого и второго электронных ключей, вторые входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами вычислительного блока, последовательно соединены первый электронный ключ, первый сумматор, первый корректирующий фильтр, второй сумматор, первый блок переменного коэффициента, первый усилитель-ограничитель, третий электронный ключ, выход которого соединен с первым входом первого формирователя команд управления, последовательно соединены второй электронный ключ, второй корректирующий фильтр, второй блок переменного коэффициента, второй усилитель-ограничитель, четвертый электронный ключ, выход которого соединен со вторым входом первого формирователя команд управления, выход которого соединен с входом блока рулевого привода аэродинамических рулей, последовательно соединены третий блок переменного коэффициента и пятый электронный ключ, выход которого соединен с первым входом второго формирователя команд управления, последовательно соединены четвертый блок переменного коэффициента и шестой электронный ключ, выход которого соединен со вторым входом второго формирователя команд управления, выход которого соединен с входом блока газореактивных двигателей склонения, а выход датчика угла крена, первый и второй выходы датчика угловых скоростей, первый, второй и третий выходы датчика линейных ускорений соединены соответственно с первым, вторым и третьим, четвертым, пятым и шестым входами вычислительного блока, третий и четвертый выходы которого соединены соответственно с третьим и четвертым входами первого формирователя команд управления, а пятый и шестой выходы вычислительного блока соединены соответственно с третьим и четвертым входами второго формирователя команд управления, седьмой и восьмой выходы вычислительного блока соединены с входами соответственно третьего и четвертого блоков переменного коэффициента, а третьи входы первого и второго электронных ключей и вторые входы третьего, четвертого, пятого и шестого электронных ключей соединены с выходом таймера, вторые входы первого и второго сумматоров соединены с выходами соответственно блока формирования программной команды и блока формирования команды компенсации веса.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к области управления и регулирования и касается способа оптической разведки. Разведка осуществляется с помощью телетепловизионного прицела пусковой установки ракетного комплекса.
Изобретение относится к области управления и регулирования и касается способа стрельбы по движущейся цели управляемой противотанковой ракетой. Способ стрельбы включает в себя поиск цели, замер полярных координат цели радиолокатором или лазерным дальномером пусковой установки, передачу координат цели в пульт управления, расчет дальности до точки встречи управляемой ракеты с целью, формирование и выдачу команды целеуказания на пусковую установку, нацеливание вооружения на цель, взятие цели на автоматизированное сопровождение, выработку в пульте управления разрешения на пуск управляемой ракеты по цели, пуск ракеты и сопровождение ракеты на цель.

Изобретение относится к системам вооружения и может быть использовано при реализации комплексов защиты объектов от средств нападения противника. Достигаемый технический результат - возможность защиты объектов с использованием преимуществ, обеспечиваемых применением четырехчастотного частотного радиолокатора, а именно, точность наведения ракеты на цель.

Изобретение относится к оборонной технике, а именно к устройству управления захватом цели и пуском ракеты переносного зенитного комплекса с оптической головкой самонаведения (ОГС).
Группа изобретений относится к системам вооружения. При способе самонаведения ракеты с оружием на цель облучают цель непрерывным сигналом с частотной модуляцией по одностороннему пилообразно линейно возрастающему закону (НЛЧМ сигнал).

Предложенная группа технических решений относится к классу лучевых способов и систем управления ракетами, обеспечивающих прямое попадание в цель. Задача состоит в обеспечении управления ракетой при вращении электромагнитного информационного луча по крену без компенсации «скручивания» и повышении надежности работы.

(54) Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления (57) Реферат Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах наведения ракет.

Изобретение относится к средствам подготовки расчетов пунктов управления (ПУ) зенитных ракетно-пушечных комплексов (ЗРПК) и может быть применено в составе учебно-тренировочных средств для подготовки расчетов ПУ ЗРПК.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах (УР). Комплекс управления и связи выносного пункта управления для стрельбы УР из пусковой установки содержит средство связи с наблюдательной позицией, пульт командира с дополнительным интерфейсом и аппаратурой спутниковой навигации, цифровой канал связи, лазерный гирокомпас на пусковой установке, блок автоматики, средство связи с наблюдательной позицией в виде терминала спутниковой связи, аппаратуру спутниковой навигации в виде датчика данных об эфемеридах, блок дистанционной передачи на УР по радиоканалу полетного задания.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах с головками самонаведения. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения содержит командный пункт, блок констант, блок вычислителя угловой скорости линии ракета-цель, блок подключения команд управления, блок приема данных целеуказания, радиолинию, систему воздушного целеуказания, вычислитель, систему топопривязки, видеомонитор, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, спутниковую навигационную систему, ракету с головкой самонаведения, переключателем команд, аппаратурой управления, рулевым приводом, радиоответчиком, приемным модулем, дешифратором команд управления, приемным модулем спутниковой навигационной системы, вычислительным устройством.

Предлагаемая группа изобретений относится к области управляемых самонаводящихся ракет с аэродинамическим автоколебательным рулевым приводом. Повышение точности вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, и, следовательно, повышение вероятности поражения таких целей достигается за счет использования на участке, предшествующем участку самонаведения, такого же закона управления, как и при наведении ракеты на конечном участке самонаведения, на котором используется метод пропорционального сближения. В способе вывода дальнобойной ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ее на заданную высоту и последующее планирование на цель под действием подаваемой на рулевой привод в вертикальном канале управления команды “вверх” до захвата цели головкой самонаведения, запуск ракеты осуществляют по баллистической траектории с заарретированными рулями, разарретирование рулей производят с задержкой по времени, определенной предварительно из условия достижения ракетой заданной высоты, а вывод ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения осуществляют методом пропорциональной навигации при достижении ракетой заданной программной дальности до цели. Предлагаемая система наведения дальнобойной ракеты содержит на командном пункте блок приема данных целеуказания, систему воздушного целеуказания, вычислитель, систему топопривязки, видеомонитор, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, блок констант, блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель и блок подключения команд управления, блок вычисления угловых координат линии ракета - цель и дальности между ракетой и целью, а на ракете - головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и автоколебательный рулевой привод, радиоответчик, приемный модуль, дешифратор команд управления, блок временной задержки и блок арретирования рулей рулевого привода, фиксирующий рули неподвижно в положении, при котором плоскость рулей параллельна продольной оси ракеты. Технический результат - увеличение дальности стрельбы дальнобойной ракетой. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано на летательных аппаратах (ЛА) для их защиты от атакующих управляемых ракет класса «воздух-воздух» и «земля-воздух». Предлагаемый способ осуществляется системой активной защиты (САЗ), содержащей датчики обнаружения ультрафиолетового и инфракрасного излучений, датчики обнаружения лазерного облучения, радиолокатор обнаружения атакующих ракет и станцию радиотехнической разведки, устройство управления комплекса радиоэлектронного подавления и устройство управления САЗ, лазерную станцию оптико-электронного подавления, станцию активных радиопомех, устройства выброса ложных целей, пусковую установку защитных боеприпасов, бортовую радиолокационную станцию, подсистему автоматического управления ЛА, комплекс навигационного оборудования, бортовые сети переменного и постоянного тока. Технический результат - повышение защиты ЛА от попадания в него управляемых ракет. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к способам уничтожения воздушной цели зенитными управляемыми ракетами (ЗУР). Для уничтожения воздушной цели излучают ложный сигнал с параметрами, аналогичными параметрам сигнала РЛС наведения ЗУР на определенной частоте, осуществляют поиск, обнаружение и измерение параметров радиоэлектронных помех противника. При обнаружении помехи создают помехи на определенных частотах с позиции РЛС и с позиции, удаленной от РЛС ЗРК на расстоянии не менее радиуса поражения РЛС самонаводящимся на радиоизлучение оружием, откуда излучают ложный сигнал. Обеспечивается повышение вероятности уничтожения воздушной цели противника. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к способам обнаружения и высокоточного определения параметров скоростных летящих целей, а также к головкам самонаведения, используемым для формирования сигналов управления в зенитных ракетных комплексах. В предлагаемом способе обнаружения и высокоточного определения параметров скоростных летящих целей сначала осуществляют действия по выделению целеподобных объектов от помех фона и иных низкоскоростных крупногабаритных помех. Далее производят выделение цели по комплексу признаков: яркость, геометрические размеры, взаимное расположение частей, форма и т.д. Также определяют характер траектории движения выделенных объектов: цель движется практически прямолинейно, а помехи разлетаются по различным направлениям. Затем производится анализ траекторий движения объектов, наиболее похожих на цель по движению. Суммарные данные группируют в совокупности или образы, сопоставляют их с «эталонными» образами, хранящимися в памяти, и определяют координаты цели. Технический результат - улучшение точности поражения цели ракетой. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения систем наведения управляемых снарядов и может быть использовано в системах наведения (СН) с телеориентацией снаряда в луче лазера. Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе обеспечения рационального размера поля управления на всем участке полета снаряда: увеличение размера луча до потребных значений на начальном участке наведения снаряда, когда его отклонения достигают максимальных значений, и дальнейшее плавное уменьшение размера до значения, приемлемого для основного участка полета, с возможностью коррекции коэффициента передачи в поле управления, различного в вертикальном и горизонтальном каналах. Для этого по сравнению с известным способом наведения управляемого снаряда, телеориентируемого в луче лазера, включающим формирование модулированного оптического поля управления с помощью двух инжекционных лазеров, излучающие области которых расположены перпендикулярно осям двух измеряемых координат снаряда, и обеспечение постоянного линейного размера поля RЛ на полетной дальности снаряда путем изменения фокусного расстояния панкратического объектива, новым является то, что в первом варианте предлагаемого способа в течение времени от момента запуска снаряда до момента , где ωср - частота среза системы управления снарядом, рад/с, увеличивают размер поля до величины (1,8÷2,3)RЛ, а с момента времени t1 уменьшают его к моменту времени до величины RЛ посредством дополнительного варьирования программы изменения фокусного расстояния панкратического объектива. Во втором варианте - по сравнению с известным способом наведения управляемого снаряда, телеориентируемого в луче лазера, включающим формирование модулированного оптического поля управления с помощью двух инжекционных лазеров, излучающие области которых расположены перпендикулярно осям двух измеряемых координат снаряда, обеспечение постоянного линейного размера поля RЛ на полетной дальности снаряда путем изменения фокусного расстояния панкратического объектива и коррекцию по времени коэффициента передачи в поле управления, новым является то, что в течение времени от момента запуска снаряда до момента , где ωср - частота среза системы управления снарядом, рад/с, увеличивают размер поля до величины (3,0÷4,0)RЛ, а с момента времени t1 уменьшают его к моменту времени до величины RЛ посредством дополнительного варьирования программы изменения фокусного расстояния панкратического объектива, при этом коррекцию по времени коэффициента передачи в поле управления на участке полета снаряда до момента времени t2 производят различной по каждой из двух измеряемых координат. Применение предлагаемых вариантов способа позволяет повысить точность наведения снаряда на начальном участке полета при обеспечении требуемого энергетического потенциала лазерного луча на дальнейшем участке наведения. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу определения условия возможного пуска беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Для определения возможности пуска с помощью первого пользовательского интерфейса вводят координаты цели, количество и координаты пунктов перемены маршрута, курс стрельбы, угол подхода к цели, угол целеуказания, признак и размер цели, тип топлива, скорость ветра, отображают текущие параметры носителя, через равные промежутки времени в вычислительном модуле носителя рассчитывают точку предполагаемого начала поиска цели, время выхода БПЛА на рубеж атаки, вероятность захвата цели активной радиолокационной головкой самонаведения, минимальную и максимальную дальность использования БПЛА, способ обнаружения цели, суммарную траекторию полета БПЛА до цели, необходимое количество топлива, которые отражают на экране второго пользовательского интерфейса носителя, выводят на экран с помощью третьего пользовательского интерфейса диаграмму отображения траектории полетного задания БПЛА, цель, пункты перемены маршрута, траекторию полета БПЛА, зону неопределенности положения цели, точку начала поиска цели, радиус рубежа атаки, угол прокачки антенны, передают в БПЛА полетное задание и дают разрешение на пуск при условии вхождения параметров в пределы заданных диапазонов. Обеспечивается точность определения момента выдачи команды на пуск БПЛА с разных типов носителей. 3ил.

Изобретение относится к гирокоординаторам головок самонаведения, используемых в системах управления ракет и артиллерийских управляемых снарядов. В гирокоординаторе головки самонаведения управляемого ракетного и артиллерийского вооружения, содержащем корпус, ротор на внутреннем кардановом подвесе, во внутренней рамке которого размещены оптическая система и приемник излучения, основание карданова подвеса, установленное в корпусе с возможностью поворота и продольного перемещения упругим элементом сжатия-кручения, на заднем торце основания установлена втулка с выступом и пазом, контактирующая выступом с ограничительной поверхностью, выполненной во фланце, закрепленном на задней стенке корпуса, фиксатор, в нем на выступе втулки со стороны, направленной к ограничительной поверхности, в направлении поворота выполнен уступ, а на ограничительной поверхности, контактирующей с выступом в направлении поворота, выполнен паз, расстояние до которого от опорной плоскости ограничительной поверхности в продольном направлении равно перемещению основания карданова подвеса при разарретировании за вычетом высоты уступа в продольном направлении. Технический результат – повышение устойчивости гирокоординатора головки самонаведения к продольному ускорению при сохранении жесткости упругого элемента в продольном направлении. 2 ил.

Изобретение относится к области стрельбы и управления огнем артиллерии, а именно к стрельбе и управлению огнем артиллерии при стрельбе высокоточными боеприпасами с закрытой огневой (стартовой) позиции. Технический результат – расширение функциональных возможностей за счет учета отклонений разрыва (центра группы разрывов (ЦГР)), центра группы разрывов боевых элементов (ЦГР БЭ) высокоточных боеприпасов по результатам засечки разрыва (ЦГР, ЦГР БЭ) для определения координат новой точки прицеливания с целью сокращения времени и расхода высокоточных боеприпасов на уничтожение целей при стрельбе высокоточными боеприпасами. Для этого при непопадании высокоточного боеприпаса в цель происходит учет отклонений разрыва (ЦГР, ЦГР БЭ) высокоточных боеприпасов от центра цели для определения установок по новой точке прицеливания с использованием результатов предыдущего пуска. Новая точка прицеливания определяется с учетом отклонения разрыва (ЦГР, ЦГР БЭ) высокоточного боеприпаса от цели по дальности и направлению. Установки для пусков (выстрелов) определяются способом полной (сокращенной) подготовки с огневой (стартовой) позиции артиллерии по центру цели. 2 ил.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способам наведения снарядов. Способ наведения на подводную цель группы корректируемых подводных снарядов соответствующих противолодочных боеприпасов включает сбрасывание противолодочных боеприпасов в заданные точки приводнения, обеспечение заданной скорости полета каждого противолодочного боеприпаса, зависание на заданной глубине после приводнения в заданной точке и отделение одного из корректируемых подводных снарядов от корпуса противолодочного боеприпаса. В случае вхождения подводной цели в зону наведения снаряда, он движется в сторону цели. Одновременно с отделением одного из подводных снарядов, в зону наведения которого вошла подводная цель, выдается сигнал на отделение оставшихся снарядов от соответствующих противолодочных боеприпасов. В случае вхождения подводной цели в зону наведения любого из оставшихся подводных снарядов, система коррекции траектории движения подводного снаряда осуществляет его наведение на цель. Подрыв каждого подводного противолодочного снаряда производят при прохождении им кратчайшего расстояния относительно подводной цели или при контакте с ней. Достигается повышение эффективности наведения на подводную цель группы подводных снарядов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. Технический результат - снижение потребной перегрузки ракеты, динамической ошибки наведения с обеспечением требуемых углов встречи ракеты с целью и расширение условий применения телеуправляемой ракеты. Для этого осуществляют измерение координат цели и ракеты, формирование текущих параметров движения ракеты относительно цели, формирование сигналов управления ракетой в соответствии с параметрами движения ракеты относительно цели, передачу сигналов управления на ракету и наведение ракеты по сформированным сигналам управления. При этом преобразуют измеренные координаты цели и ракеты в прямоугольные координаты, определяют оценки текущих параметров движения цели и ракеты, формируют по оценкам параметров движения цели и ракеты текущие параметры относительного движения ракеты, определяют текущее время, оставшееся до встречи ракеты с целью, формируют по параметрам относительного движения ракеты сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель, определяют пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования сигналы текущего промаха, определяют оценки текущего промаха, прогнозируют по оценкам текущего промаха с учетом времени, оставшегося до встречи ракеты с целью, сигналы промаха в точке встречи, формируют сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель в точке встречи, формируют сигналы программного текущего смещения угловой скорости линии визирования и затем формируют сигналы управления ракетой пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования в точке встречи с учетом сигналов программного смещения угловой скорости линии визирования ракета-цель. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области вооружения и касается способа и устройства наведения ракеты. Способ включает формирование информационного поля управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели. При запуске передают на борт ракеты угловое положение линии визирования цели в стартовой системе координат. С момента схода ракеты измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты и линейные ускорения по осям связанной с ракетой системы координат, вычисляют углы рыскания, тангажа и координаты центра масс ракеты. До включения двигателя осуществляют газореактивное управление угловым положением ракеты по измеренным угловым скоростям разворота ее продольной оси и вычисленным углам рыскания и тангажа. После включения двигателя осуществляют аэродинамическое управление ракетой по отклонениям вычисленных координат центра масс ракеты относительно программной траектории вывода ракеты на линию визирования цели. Технический результат заключается в повышении помехоустойчивости линий визирования цели и ракеты, повышении точности и уменьшении ближней границы зоны поражения комплекса. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх