Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
Патент на изобретение №2473867

(19)

RU

(11)

2473867

(13)

C1

(51) МПК F42B15/01 (2006.01)

F41G7/00 (2006.01)

(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус: по данным на 17.01.2013 - нет данных Пошлина:

(21), (22) Заявка: 2011133654/28, 10.08.2011

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:

10.08.2011

Приоритет(ы):

(22) Дата подачи заявки: 10.08.2011

(45) Опубликовано: 27.01.2013

(56) Список документов, цитированных в отчете о

поиске: RU 2284444 С2, 27.09.2006. RU 2184343 C1, 27.06.2002. RU 2418261 С2, 10.05.2011. US 2009015458 A1, 15.01.2009. US 2008007447 A1, 10.01.2008.

Адрес для переписки:

300001, г.Тула, Щегловская засека, 59, ОАО "Конструкторское бюро приборостроения"

(72) Автор(ы):

Шипунов Аркадий Георгиевич (RU),

Кузнецов Владимир Маркович (RU),

Овсенев Сергей Сергеевич (RU),

Семашкина Раиса Михайловна (RU),

Комиссаренко Александр Иванович (RU),

Акулов Юрий Васильевич (RU)

(73) Патентообладатель(и):

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

(54) СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ, УПРАВЛЯЕМОЙ ЛУЧОМ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ СТАНЦИИ, И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

(57) Реферат:

Группа изобретений относится к системам управляемого оружия и ракетной артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН) при радиокомандном выводе управляемых ракет или снарядов в зону самонаведения. Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции (РЛС), включает формирование команд управления лучом РЛС, прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения (ГСН), перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели. При формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты обеспечивают траекторию ракеты, при которой ( mах - min )<Р 0,5 , где mах и min - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты и осью "РЛС-ракета", 0,5 - угол между точками половинной мощности диаграммы направленности (ДН). Оси ДН антенн РП и РО направляют в сторону поверхности земли на угол РАЗВ =( mах + min )/2 относительно оси ракеты, при этом ракету стабилизируют по крену. Технический результат заключается в повышении надежности связи РЛС с ракетой на всей траектории полета. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН) при радиокомандном выводе управляемых ракет или снарядов в зону самонаведения, может использоваться в системах управляемого вооружения для поражения одиночных и групповых подвижных и неподвижных наземных, надводных и воздушных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей.

Известен способ наведения ракеты в системах многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны, в котором на начальном и среднем участках траектории полета реализовано радиокомандное телеуправление траекторией полета и автономное самонаведение на участке подлета ракеты к цели. В данном способе формируют команды управления лучом радиолокационной станции (РЛС) на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, осуществляют прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определяют координаты и формируют команды управления ракетой, пропорциональные линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, производят передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата ГСН, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, патент РФ 2284444, публикация 2006 г., 27 сентября, МКИ F41G 7/00, F42B 15/01 /1/.

Данный способ реализован в системе наведения высокоточного оружия дальней зоны, содержащей на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, РЛС с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход соединен со входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет и содержащей на ракете ГСН, аппаратуру управления, первый выход которой соединен со входом рулевого привода, дешифратор команд управления и переключатель команд, РО с антенной РО, радиоприемник РП с антенной РП, при этом оси диаграмм направленности (ДН) антенн РО и РП направлены вдоль оси ракеты, второй выход аппаратуры управления соединен со входом РО, а вход - с выходом переключателя команд, первый вход которого соединен с выходом тепловизионной ГСН, второй вход - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом РП, /1/.

Данные известные способ наведения многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны и система наведения для его осуществления обеспечивают вывод в глубину боевых порядков противника высокоскоростных управляемых ракет и поражение неподвижных и движущихся малоразмерных целей.

Мощность радиосигнала максимальна, когда оси ДН антенн РП и РО ракеты совпадают с осью луча РЛС. Для бесперебойного действия радиолинии пеленгации и передачи команд управления угол рассогласования между осью луча РЛС и продольной осью ракеты должен быть меньше половины ширины луча антенны ракеты ( 0,5 ), угла между точками половинной мощности ДН. Это условие достигается и поддерживается при стрельбе по воздушным целям, когда ракета в течение всего полета при управлении РЛС набирает высоту.

При стрельбе по наземным целям на участке траектории полета ракеты, где снижается высота, ракета разворачивается, угол тангажа меняет знак и возникает угол рассогласования , превышающий величину 0,5 /2. Причиной увеличения угла также может быть смещение оси луча РЛС в зависимости от данных целеуказания и программной дальности.

Разворот направления оси ракеты относительно оси луча РЛС приводит к значительному, в несколько раз, уменьшению коэффициентов усиления антенн. Как следствие, при пеленгации ракеты по линии «РО ракеты - РЛС» уменьшается мощность радиосигнала на входе РЛС, при передачи команд по линии «РЛС - РП ракеты» уменьшается мощность радиосигнала на входе РП ракеты. Если величина превышает значение 0,5 /2, может разрушиться связь РЛС с ракетой.

Поэтому задачей предлагаемой группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, а именно: обеспечение надежной бесперебойной связи РЛС с ракетой на всей траектории полета и за счет этого повышение вероятности безотказной работы системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС.

В способе наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, включающем формирование команд управления лучом РЛС на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, прием сигналов пеленгации с РО ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на РП ракеты, вывод ракеты в зону захвата ГСН, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, поставленная задача достигается тем, что при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты обеспечивают траекторию ракеты, при которой

где max и min - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС-ракета", направляют оси ДН антенн РП и РО в сторону поверхности земли на угол РАЗВ =( max + min )/2 относительно продольной оси ракеты, при этом ракету стабилизируют по крену.

В системе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, включающей командный пункт с РЛС и ракету, содержащую последовательно соединенные ГСН, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, управляющий углами курса и тангажа планера ракеты, а также РО с антенной РО, РП с антенной РП и дешифратор команд управления, первый вход которого соединен до старта с выходом командного пункта, второй вход - с выходом РП, а выход - со вторым входом переключателя команд, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом РО, поставленная задача достигается тем, что ракета дополнительно оснащена обеспечивающими стабилизацию по крену датчиком крена и приводом управления по крену, вход которого соединен с третьим выходом аппаратуры управления, второй вход которой соединен с выходом датчика крена, который механически связан с планером ракеты, при этом оси ДН антенн РО и РП развернуты в сторону поверхности земли на угол РАЗВ относительно продольной оси ракеты.

Технический результат обеспечивается за счет того, что в способе наведения на цель ракеты, управляемой лучом РЛС, при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты обеспечивают траекторию ракеты, при которой

( max - min )< 0,5 ,

направляют оси ДН антенн РП и РО в сторону поверхности земли на угол РАЗВ =( max + min )/2 относительно продольной оси ракеты. Условие (1) является одним из необходимых для бесперебойной связи РЛС с ракетой на всей траектории полета ракеты. Иначе никакое направление осей ДН антенн РП и РО не обеспечит устойчивый прием-передачу сигналов между РЛС и ракетой. Также необходимым условием является стабилизация ракеты по крену, которую в полете реализуют посредством размещенных на ракете датчика крена и привода управления по крену. При этом в течение всего полета ракеты луч РЛС пересекает ширину луча антенн ракеты и происходит прием-передача сигналов.

Данное техническое решение поясняется графическими материалами.

На фиг.1 схематически представлен вариант траектории полета ракеты при стрельбе по наземным целям (зависимость высоты полета Н от дальности D) и пространственные положения оси ракеты и луча РЛС.

На фиг.2 приведена блок-схема системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, с помощью которой реализуют предлагаемый способ наведения, где

1 - командный пункт с РЛС;

2 - ракета;

3 - датчик крена;

4 - ГСН;

5 - РО с антенной РО;

6 - РП с антенной РП;

7 - аппаратура управления;

8 - рулевой привод;

9 - дешифратор команд управления;

10 - переключатель команд;

11 - привод управления по крену.

При постановке тактических задач по применению системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, рассчитывают возможные траектории полета на заданную дальность и траекторные параметры положения ракеты. На их основании для участка траектории, на котором ракета управляется лучом РЛС, определяют наибольший max и наименьший min углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью луча РЛС. Если луч РЛС находится вне угла 0,5 , связь между РЛС и ракетой может быть нарушена. На фиг.1 качественно показано, как это может получиться при стрельбе по наземным целям. Учитывая характеристики антенн РО и РП, ширину их луча 0,5 , в предполетных установках системы наведения задают траекторию полета ракеты, при которой выполняется условие ( max - min )< 0,5 .

На участке траектории, когда высота снижается, возникают ситуации, когда угол рассогласования оси ракеты относительно луча РЛС превышает величину 0,5 /2 и ось луча РЛС находится вне ширины луча антенн ракеты (фиг.1).

Для обеспечения устойчивого управления ракетой посредством РЛС до старта ракеты разворачивают оси ДН антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты в сторону поверхности земли на угол РАЗВ =( max + min )/2.

Т.к. ( max - min )< 0,5 , при таком положении антенн величина будет всегда меньше 0,5 /2.

Для вращающихся ракет осуществляют стабилизацию по крену, иначе ось луча РЛС в зависимости от угла крена находится вне ширины луча антенн ракеты.

При поступлении информации о координатах цели аппаратура командного пункта вычисляет углы азимута, места и дальности до цели, на основании чего в момент старта ракеты формируют луч РЛС, направленный в поле встреливания ракеты, и команды его управления. Управление ракетой осуществляют относительно оси луча РЛС по данным целеуказания и по предполетной программе, заложенной в командном пункте.

Для каждой ракеты до пуска с выхода командного пункта по каналу связи на первый вход дешифратора команд управления (9) ракеты предается и записывается конкретный адрес ракеты, являющийся "электронным ключом" к последующей расшифровке передаваемой информации, при этом расшифровывается только "своя" информация, а РО ракеты отвечает только на "свой" запрос.

С командного пункта (1) посылают запрос РО (4), а на ракете (2) РП (5) посредство антенны РП обеспечивает прием информации, передает ее в дешифратор команд управления (9), который через переключатель команд (10) и аппаратуру управления (7) запускает РО (4). Сигналы РО через РЛС поступают в командный пункт, где вырабатывают координаты ракеты по дальности, углу места и азимуту, определяют линейное отклонение ракеты от направления луча РЛС, формируют команды управления ракетой, которые через РЛС излучаются в направлении ракеты.

Принятые РП (6) посредством антенны РП на ракете команды управления декодируются в дешифраторе команд управления (9) и через переключатель команд (10) поступают в аппаратуру управления (7), где преобразуются в сигналы управления аэродинамическим рулевым приводом (8). При полете ракеты датчик крена (3) с определенной частотой измеряет углы крена ракеты, выдает код, пропорциональный значению угла крена, в аппаратуру управления (7), которая преобразует его в сигналы управления приводом управления по крену (11), с помощью которого ракету стабилизируют по крену.

Программным управлением лучом РЛС по вертикали и управлением ракетой относительно луча обеспечивают необходимую дальность полета и вывод ракет в зону захвата ГСН. ГСН осуществляет автономный поиск, распознавание и сопровождение цели и выдает сигнал «захват» цели. По этому сигналу происходит переход управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения по методу пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель.

Командный пункт может быть выполнен, например, аналогично прототипу /1/ и содержать блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, РЛС с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход соединен со входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, а третий выход - до старта ракеты с первым входом дешифратора команд управления ракеты, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет.

На ракете блоки (4)-(10) могут быть выполнены, например, аналогично прототипу /1/.

Датчик крена (3) может быть выполнен, например, как датчик угла, Под. ред. д.т.н., профессора Д.С.Пельпора, Гироскопические системы, М.: "Высшая школа", 1988 г., стр.63-74.

Привод управления по крену (11) может быть выполнен, например, в виде элеронов, установленных на лопастях стабилизаторов планера ракеты, В.А.Боднер, Системы управления летательными аппаратами, М.: "Машиностроение", 1973 г., стр.6-16, /2/.

Таким образом, использование предлагаемых способа наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, и устройства для его осуществления позволяет:

- обеспечить надежной бесперебойной связью РЛС с ракетой на всей траектории полета;

- повысить вероятность безотказной работы системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС.

Формула изобретения

1. Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции (РЛС), включающий формирование команд управления лучом РЛС на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения (ГСН), перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения; автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, отличающийся тем, что при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты обеспечивают траекторию ракеты, при которой ( mах - min )< 0,5 , где mах и min - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС - ракета", 0,5 - ширина луча антенны ракеты, угол между точками половинной мощности диаграммы направленности (ДН), направляют оси ДН антенн РП и РО в сторону поверхности земли на угол РАЗВ = ( max + min )/2 относительно продольной оси ракеты, при этом ракету стабилизируют по крену.

2. Система наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции (РЛС), включающая командный пункт с РЛС и ракету, содержащую последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, управляющий углами курса и тангажа планера ракеты, а также радиоответчик (РО) с антенной РО, радиоприемник (РП) с антенной РП и дешифратор команд управления, первый вход которого соединен до старта с выходом командного пункта, второй вход - с выходом РП, а выход - со вторым входом переключателя команд, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом РО, отличающаяся тем, что ракета оснащена обеспечивающими стабилизацию по крену датчиком крена и приводом управления по крену, вход которого соединен с третьим выходом аппаратуры управления, второй вход которой соединен с выходом датчика крена, который механически связан с планером ракеты, при этом оси диаграммы направленности антенн РО и РП развернуты в сторону поверхности земли на угол РАЗВ относительно продольной оси ракеты.

РИСУНКИ