Способ управления полетом ракеты


 


Владельцы патента RU 2595282:

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

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

 

Изобретение относится к военной технике, преимущественно к тактическим и оперативно-тактическим комплексам управляемого ракетного оружия (УРО) с баллистическими (аэробаллистическими) и высотными крылатыми ракетами.

Известны комплексы УРО, обеспечивающие поражение целей управляемыми (самонаводящимися) баллистическими и крылатыми ракетами - см., например, Е.Б. Волков, Г.Ю. Мазинг, В.Н. Сокольский «Твердотопливные ракеты», М., Машиностроение, 1992, стр. 275-280; С.А. Головин, Ю.Г. Сизов, А.Л. Скоков, Л.Л. Хунданов «Высокоточное оружие и борьба с ним», М., изд-во «В.П.К.», 1996.

Известен способ управления полетом баллистического самонаводящегося реактивного снаряда, обеспечивающий высокоточное поражение цели за счет размещения на борту снаряда системы наведения (СН), в т.ч. оптико-электронной - см., например, патент РФ №2216708, приоритет от 25.03.2002 (ближайший аналог).

Однако способ - ближайший аналог - при оснащении баллистического реактивного снаряда оптико-электронной СН корреляционно-экстремального типа не обеспечивает заданной точности попадания при наличии облачности в районе цели свыше 3 баллов.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является расширение погодного диапазона применения баллистических и высотных крылатых ракет с оптико-электронными СН корреляционно-экстремального типа.

Указанный технический результат достигается тем, что в состав оптико-электронной корреляционно-экстремальной СН ракеты дополнительно вводят лазерный высотомер (ЛВ), функционирование СН начинают на удалении от цели и при высоте полета ракеты 1…20 км, при этом, в случае приема ЛВ отраженных подстилающей поверхностью сигналов выше порогового уровня, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию пикирующей траектории ракеты вплоть до окончания полета, а в случае приема ЛВ отраженных сигналов ниже порогового уровня осуществляют программный маневр ракеты в плоскости стрельбы с выходом на участок пологого планирования на высоте 100…500 м за 0,5…15,0 км от цели, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию планирующей траектории ракеты, с пикирующим конечным участком за 0,1…2,0 км от цели, вплоть до окончания полета.

Принципиальные схемы траекторий движения ракеты в зоне цели при реализации предложенного технического решения представлены на фиг. 1, 2.

Приняты обозначения:

1 - высотная (в т.ч. баллистическая) траектория полета ракеты;

2 - некоторое «мгновенное» положение ракеты на траектории;

3 - цель;

4 - подстилающая поверхность;

5 - облачный слой в районе цели;

6 - зондирующие сигналы ЛВ;

7 - зона проведения корреляционно-экстремальной привязки оптико-электронной СН и коррекции траектории ракеты;

8 - близкий к горизонтальному участок движения ракеты (пологое планирование ракеты).

На фиг. 1 приведена схема движения ракеты поз. 2 по баллистической траектории поз. 1 с коррекцией при пикировании в зоне поз. 7 вплоть до поражения цели поз. 3. При этом на удалении 1…20 км от цели поз. 3 и с высоты 1…20 км оптико-электронная корреляционно-экстремальная СН ракеты поз. 2 осуществляет лоцирование подстилающей поверхности поз. 4 посредством зондирующих сигналов поз. 6 дополнительно введенного ЛВ. При незначительном (1-2 балла) облачном слое поз. 5 в районе цели поз. 3 либо отсутствии облаков - зондирующие сигналы поз.6, отразившись от подстилающей поверхности поз. 4 и достигнув ракеты поз. 2, энергетически превышают программно заданное пороговое значение. Для оптико-электронной СН ракеты поз. 2 - это признак «достаточной» метеорологической дальности видимости (МДВ) для ее штатной работы. В этом случае корреляционно-экстремальная работа СН (координатная привязка ракеты посредством сравнения наблюдаемого и эталонного изображений подстилающей поверхности) осуществляется при пикировании ракеты поз. 2 в зоне поз. 7 вплоть до поражения цели поз. 3.

На фиг. 2 приведена схема движения ракеты поз. 2 с программным маневром на конечном участке. Лоцирование ЛВ с борта ракеты поз. 2 подстилающей поверхности поз. 4 начинается на высотной траектории поз. 1 аналогично схеме на фиг. 1. При значительном облачном слое поз. 5 зондирующие сигналы поз. 6 ЛВ, интенсивно затухая при прямом и обратном (после отражения от подстилающей поверхности поз. 4) ходе в облачном слое поз. 5, не достигают заданного порогового значения. Для оптико-электронной СН ракеты поз. 2 - это признак «недостаточной» МДВ для ее штатной работы. В этом случае ракета поз. 2 программно выполняет маневр «выполаживания» на высоте 100…500 м над подстилающей поверхностью поз. 4 (в плоскости стрельбы). Корреляционно-экстремальная привязка СН ракеты поз. 2 осуществляется в зоне поз. 7 при минимальной высоте полета ракеты на протяжении 0,51…5,0 км участка поз. 8, близкого к горизонтальному (пологого планирования) вплоть до пикирования на цель поз. 3 в конце участка поз. 8 за 0,1…2,0 км до цели. Таким образом, с учетом данных дополнительно введенного в состав СН лазерного высотомера, появляется возможность оперативной - непосредственно в полете ракеты поз. 2 - оценки уровня МДВ и адаптивного выбора тактики высокоточного поражения цели поз. 3.

Маловысотный участок движения поз. 8 позволяет кардинально уменьшить толщину облачного слоя поз. 5, через который производится лоцирование ЛВ подстилающей поверхности поз. 4. При этом, как правило, достигается превышение порогового значения сигналами поз. 6 (т.е. возможна штатная работа оптико-электронной СН ракеты на высоте пологого планирования). Следует также отметить, что оптико-электронная СН корреляционно-экстремального типа допускает, в принципе, определение типа и балльности облачности в зоне цели с большой (надоблачной) высоты полета ракеты, что, в перспективе, может быть использовано для оперативной коррекции величины порогового значения принимаемых зондирующих сигналов поз. 6 и, соответственно, уточнения значения высоты участка поз. 8 над подстилающей поверхностью поз. 4.

Применение предложенного технического решения представляется целесообразным для перспективных комплексов высокоточного УРО на базе баллистических (аэробаллистических) и крылатых ракет с оптико-электронными СН корреляционно-экстремального типа для расширения погодного диапазона их применения.

Способ управления полетом ракеты, включающий прицеливание на пусковой установке, старт, полет по высотной траектории в точку прицеливания, коррекцию траектории полета ракеты на конечном участке по информации оптико-электронной системы наведения (СН), визирующей контрастные ориентиры подстилающей поверхности, отличающийся тем, что функционирование СН начинают на удалении от цели и при высоте полета ракеты 1-20 км путем излучения по местной вертикали и приема лоцирующих сигналов дополнительно введенного лазерного высотомера (ЛВ), при этом, в случае приема ЛВ отраженных подстилающей поверхностью сигналов выше порогового уровня, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию пикирующей траектории ракеты вплоть до окончания полета, а в случае приема ЛВ отраженных подстилающей поверхностью сигналов ниже порогового уровня, осуществляют программный маневр ракеты в плоскости стрельбы с выходом на участок пологого планирования на высоте 100-500 м за 0,5-15,0 км от цели, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию планирующей траектории ракеты, с пикирующим конечным участком за 0,1-2,0 км от цели, вплоть до окончания полета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам навигации и может быть использовано в ракетной технике. Авиационная ракета (АР) с инерциальной системой навигации с возможностью совершать вращение содержит гиродатчик угловой скорости тангажа, автоматическую систему управления со средствами автоматического управления.

Изобретение относится к способам наведения вращающегося по крену снаряда. Для инерциального наведения вращающегося по крену снаряда измеряют рассогласование между положением продольной оси снаряда и положением оси инерциального гироскопа, измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат относительно двух взаимно ортогональных поперечных осей снаряда, формируют сигнал управления рулевым приводом при превышении порогового значения рассогласования.

Заявленное изобретение относится к способам определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в управлении полётом ракеты. Изменяют направление потоконаправляющих поверхностей наклоном головной, хвостовой частей ракеты.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в высокоточном вооружении. Боевая часть (БЧ) с координатором цели содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества кумулятивно-осколочного типа, парашют, источник питания, координатор цели с модулем хранения параметров цели, оптическим инфракрасным датчиком цели, магнитометрическим датчиком цели, устройством распознавания цели, устройство перемещения, автономную систему наведения с контроллером управления перемещением, навигационной системой, приемником навигационной системы, защитный кожух с тормозным устройством с парашютом и вытяжным фалом, механизм расстыковки парашюта с корпусом БЧ с координатором цели, пиропатрон.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к кассетным боевым частям боеприпасов. Кассетная боевая часть содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества, парашют, источник питания, координатор цели, автономную систему наведения и устройство перемещения.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в сверхзвуковых крылатых ракетах. Сверхзвуковая крылатая ракета содержит планер, приборный отсек с блоками бортовой аппаратуры системы управления, сменную головку самонаведения, основное боевое снаряжение фугасного, проникающего, осколочно-фугасного типа, дополнительное боевое снаряжение с идентичными с головкой самонаведения массово-центровочными характеристиками.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме.

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.

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.

Группа изобретений относится к области систем наведения снарядов. Способ стрельбы снарядом, управляемым по лучу лазера, включает измерение дальности до цели и ввод измеренного значения Dц в наземную систему управления, сравнение измеренной дальности до цели Dц с хранящимся в памяти наземной системы управления значением дальности Dmin, допускающим введение превышения оси луча относительно линии визирования цели, установку превышения при выполнении условия Dц>Dmin, запуск управляемого снаряда, полет снаряда в луче с превышением над линией визирования цели до момента времени, установленного в наземной системе управления в соответствии с измеренной дальностью до цели, и совмещение оси луча с линией визирования цели.

Изобретение относится к области военной техники и касается способа засветки оптико-электронных приборов малогабаритных беспилотных летательных аппаратов (МБЛА).

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

Изобретение относится к военной технике и может найти применение при изготовлении наземных передвижных ракетных комплексов с крылатыми ракетами средней дальности.

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

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

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

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

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

Изобретение относится к способам автоматической посадки летательного аппарата (ЛА). Для автоматической посадки ЛА в сложных метеорологических условиях задают горизонтальную дальность от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, параметры движения ЛА в конечной точке траектории снижения, измеряют скорость и высоту полета, горизонтальную дальность до конечной точки траектории снижения, отклонение от вертикальной плоскости осевой линии взлетно-посадочной полосы, вертикальную составляющую скорости полета, производят определение углов тангажа, крена и вертикальной составляющей скорости ЛА определенным образом, в зависимости от разности расстояний, определяемых по времени распространения сигналов от расположенных определенным образом приемопередатчиков через определенный интервал времени, подают команды на органы управления ЛА в случае отклонения значения, полученного путем сравнения последующих и предыдущих расчетных данных по вертикальной составляющей скорости ЛА.
Наверх