Способ и система наведения вращающейся ракеты

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР.

Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является повышение точности их наведения.

Известен способ наведения вращающейся ракеты (патент RU №2107879, МПК⁶ F41G 7/00, 7/24, 07.12.94), заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных координатам ракеты относительно оси луча, формировании сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты и связанных с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой, и преобразовании сигналов управления в отклонение рулей.

СН, реализующая этот способ (патент RU №2107879, МПК⁶ F41G 7/00, 7/24, 07.12.94), включает источник модулированного лазерного излучения на пусковой установке и управляемую ракету. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное лазерное излучение, вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча) и формирует команды управления рулями в связанной с вращающейся ракетой системе координат. Отклонения рулей возвращают ракету к оси луча.

Недостатком этого способа является то, что формируемые сигналы пропорциональны только отклонениям ракеты, а необходимые для наведения (выхода ракеты на ось луча) сигналы, пропорциональные скорости изменения (производной) этих отклонений, отсутствуют.

Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения вращающейся ракеты (патент RU №2219473, МПК⁷ F41G 7/24, F42B 15/01, 13.05.02), включающий формирование модулированного лазерного излучения на пусковой установке, прием излучения на ракете и формирование сигнала рассогласования между положением ракеты и осью луча, суммирование сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляцию суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразование полученного сигнала в отклонение руля ракеты.

СН, реализующая этот способ (патент RU №2219473, МПК⁷ F41G 7/24, F42B 15/01, 13.05.02), включает последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования (ФСР) между ракетой и осью луча, суммирующий усилитель (СУ), модулятор и привод руля (ПР), а также последовательно соединенные датчик периодического по углу крена сигнала, измеритель периода (ИП) и звено с регулируемым временем запаздывания, второй вход которого соединен с выходом ФСР, а выход соединен со вторым входом СУ, причем второй вход модулятора соединен с выходом датчика периодического по углу крена сигнала.

В известном способе на выходе ФСР формируется сигнал U, пропорциональный отклонению ракеты от оси луча (в вертикальной и горизонтальной плоскостях декартовой системы координат). После суммирования сигнала рассогласования U и сигнала U₁, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания т сигнала рассогласования, результирующий сигнал U_Σ в операторной форме имеет вид:

U_Σ(p)=U(p)+U₁(p)=U(p)(1+k(l-е^-τp))=U(p)(k₁e^-τp+k₂),

где - оператор дифференцирования по полетному времени t;

k₁, k₂ - коэффициенты, причем k₁=-k; k₂=k+1, где k - постоянный коэффициент (значение коэффициента k выбирается исходя из необходимости обеспечения устойчивости системы).

При разложении функции е^-τp в степенной ряд и пренебрежении членами степеней выше первой сигнал U_Σ может быть представлен в виде:

U_Σ(p)=U(р)(kτp+1),

откуда следует, что в известном способе обеспечивается формирование сигнала, пропорционального отклонению ракеты от оси луча и производной отклонения, причем параметры k, τ определяют степень дифференцирования.

Модуляция суммарного сигнала U_Σ периодическим по углу крена сигналом преобразует сигнал из системы координат, связанной с лучом, в сигнал во вращающейся системе координат, связанной с ракетой. Полученный сигнал преобразуется в отклонение руля ракеты.

Недостатком данного способа является возможное появление больших отклонений ракеты на участке переходного процесса после ее встреливания в луч, в особенности для ракет с низкой начальной скоростью (менее 100 м/с) вследствие:

влияния бокового ветра (он вызывает рассеивание траекторий в горизонтальной плоскости);

влияния движения носителя при стрельбе «с борта», т.е. в направлении, перпендикулярном направлению движения (оно вызывает рассеивание траекторий в горизонтальной плоскости, аналогичное рассеиванию от бокового ветра);

начальных возмущений по угловой скорости изменения положения продольной оси ракеты по углам тангажа и рыскания (соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях) при ее выходе из пускового контейнера (они вызывают рассеивание траекторий в обеих плоскостях декартовой системы координат).

В представленных случаях продольная ось ракеты под воздействием указанных возмущающих факторов отклоняется от своего начального (нулевого) положения, что приводит по истечении некоторого времени (вследствие инерционности ракеты) к линейным отклонениям ее центра масс от оси луча.

Управление ракетой по отклонению и производной отклонения согласно известному способу является недостаточно эффективным при больших величинах бокового ветра (скорости движения носителя) и возмущений, поскольку парирование отклонений командами управления происходит с запаздыванием (когда угловые отклонения оси ракеты уже велики, линейные отклонения и, соответственно, команды - еще малы). В таких случаях возможен выход ракеты из луча, если отклонения превысят его размер.

В связи с этим для ракет с низкоскоростным стартом целесообразно осуществлять дополнительное управление именно по угловому отклонению продольной оси ракеты как по первичному признаку отклонения, сохраняя при этом полезные свойства аналога (управление по линейному отклонению и его производной).

Однако введение дополнительного управления по угловому отклонению оси телеуправляемой в луче ракеты в течение всего полета ухудшает точность наведения при стрельбе по неподвижной цели и делает невозможной стрельбу по движущимся целям, при которой ракета должна осуществлять угловые маневры.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности наведения ракеты за счет введения дополнительного управления по угловому отклонению продольной оси ракеты в течение некоторого времени, оптимального с точки зрения распределения управления по угловому и линейному отклонениям.

Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом, включающим формирование излучения на пусковой установке, прием излучения на ракете и формирование сигнала рассогласования между положением ракеты и осью луча, суммирование сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования с получением сигнала управления, модуляцию сигнала управления периодическим по углу крена сигналом и преобразование его в отклонение руля ракеты, в предлагаемом способе на ракете измеряют угловое отклонение ее продольной оси относительно положения в момент старта, формируют сигнал, пропорциональный этому отклонению, который суммируют от момента старта ракеты до момента времени t_y с сигналом управления, при этом момент времени t_y устанавливают по зависимости

,

где Т_р - период собственных колебаний ракеты.

СН, реализующая этот способ, по сравнению с известной СН, содержащей последовательно соединенные ФСР между ракетой и осью луча, СУ, модулятор и ПР, а также последовательно соединенные датчик периодического по углу крена сигнала, ИП и звено с регулируемым временем запаздывания, второй вход которого соединен с выходом ФСР, а выход соединен со вторым входом СУ, причем второй вход модулятора соединен с выходом датчика периодического по углу крена сигнала, снабжена последовательно соединенными датчиком углового отклонения (ДУО) продольной оси ракеты и формирователем сигнала углового отклонения (ФСУО), выход которого соединен с третьим входом СУ.

Способ предполагает измерение углового отклонения ψ_и продольной

оси в какой-либо из плоскостей декартовой системы координат (например, в горизонтальной плоскости измеряют угол рыскания ψ). Сигнал U_ψ, пропорциональный углу ψ_и с коэффициентом k_ψ, формируют по зависимости

и суммируют с сигналами, пропорциональными линейному отклонению ракеты и производной этого отклонения в соответствующей плоскости.

Предлагаемое изобретение поясняется следующим графическим материалом.

На фиг.1-4 представлены типовые отклонения продольной оси ракеты по углу рыскания ψ и ее линейные отклонения от оси луча Z в горизонтальной плоскости:

при действии начального возмущения величиной 1,0 рад/с (57,3 град/с) без дополнительного управления по углу - на фиг.1 и с дополнительным управлением по углу - на фиг.2;

при действии бокового ветра со скоростью 10 м/с без дополнительного управления по углу - на фиг.3 и с дополнительным управлением по углу - на фиг.4.

Структура предлагаемой СН приведена на фиг.5, где 1 - ФСР, 2 - звено с регулируемым временем запаздывания (33), 3 - СУ, 4 - модулятор (М), 5 - датчик периодического по углу крена сигнала (ДУК), 6 - ИП, 7 - ПР, 8 - УО, 9 - ФСУО.

Траектории полета ракеты в горизонтальной плоскости, приведенные на фиг.1 и фиг.3, иллюстрируют недостаточную эффективность управления по отклонению и его производной при действии начальных возмущений или бокового ветра. Из представленных графиков следует, что дополнительное управление по угловому отклонению целесообразно вводить в течение времени, когда угол рыскания Ψ<0 для рассматриваемого направления действия возмущений и ветра (или когда Ψ>0 для противоположного направления их действия).

При действии начального возмущения по угловой скорости рыскания в момент выхода ракеты из контейнера, которое в математическом выражении представляет собой начальное условие в дифференциальном уравнении, описывающем динамику ракеты (Беспилотные летательные аппараты. Под ред. Чернобровкина Л.С. - М.: Машиностроение, 1967, с.145-146), длительность интервала по условию Ψ<0 на фиг.1 составляет 0,5 Т_р, т.е. этот интервал представляет собой первую полуволну угловых колебаний ракеты. Для ракеты с периодом собственных колебаний в начале полета (непосредственно после старта) Т_р=1,0 с это время составляет 0,5 с (фиг.1).

При действии бокового ветра (фиг.3) длительность интервала по условию Ψ<0 увеличивается. Ось статически устойчивой оперенной вращающейся ракеты разворачивается по углу рыскания в направлении против ветра (на фиг.3 направление действия ветра - со стороны отрицательной оси координаты Z), а сама ракета сносится по ветру. У ракеты с низкой начальной скоростью после выхода из контейнера включается разгонный (или разгонно-маршевый) двигатель и по мере набора скорости ракета начинает двигаться в направлении против ветра, вследствие появления боковой составляющей вектора тяги (Гантмахер Ф.Р., Левин Л.М. Теория полета неуправляемых ракет. - Государственное издательство физико-математической литературы, 1959, с.255-259). При этом разворот по углу рыскания Ψ происходит с некоторой инерционностью (а не практически мгновенно, как при начальном возмущении) и длительность интервала по условию Ψ<0 при действии ветра увеличивается до 0,7 Т_р. Так, в случае, представленном на фиг.3, эта длительность составляет 0,7 с.

Рациональное время дополнительного управления по углу на основании вышеизложенного должно составлять t_y=(0,5…0,7)T_p, а конкретное значение устанавливается исходя из заданных требований на комплекс по величине максимально допустимого бокового ветра (включая максимальную скорость движения носителя) и максимальных возмущений, при которых должно обеспечиваться удержание ракеты в луче.

Фиг.2, 4 иллюстрируют эффективность дополнительного управления по угловому отклонению согласно предложенному способу. При выбранном для наиболее эффективного парирования бокового ветра значении t_y=0,7 с максимальные горизонтальные отклонения Z уменьшаются в 2,5-2,6 раза: с 1,0 м до 0,4 м при действии начальных возмущений 1,0 рад/с и с 3,4 м до 1,3 м при боковом ветре 10 м/с.

В случае отсутствия возмущающих воздействий дополнительное управление по углу практически не влияет на траекторию ракеты, поскольку команды от него близки к нулевым.

СН, структура которой приведена на фиг.5, работает следующим образом.

Сигнал с выхода ФСР 1 поступает по двум цепям на СУ 3 с различными коэффициентами усиления по своим входам, причем по цепи второго входа СУ 3 сигнал проходит через 33 2. Изменение времени запаздывания 33 2 осуществляется по его первому входу, соединенному с выходом ИП 6, который измеряет длительность периода сигнала с ДУК 5.

Сигнал с выхода ДУО 8 поступает на ФСУО 9, формирующий дополнительный сигнал управления по угловому отклонению согласно зависимости (2). Значения параметров k_Ψ и t_y определяются априорно и устанавливаются в ФСУО 9.

Выходной сигнал ФСУО 9 суммируется на СУ 3 с «основными» сигналами управления. На выходе СУ 3 образуется сигнал, пропорциональный отклонению ракеты от оси луча и производной этого отклонения, а также пропорциональный угловому отклонению оси ракеты (но только до момента времени t_y).

Сигнал управления с СУ 3 модулируется опорным сигналом с выхода ДУК 5 на М 4, преобразуясь из системы координат, связанной с лучом во вращающуюся систему координат, связанную с ракетой. Промодулированный сигнал поступает на ПР 7, отклоняющий орган управления ракеты (руль).

В качестве ФСУО может быть использовано известное логическое устройство, представленное, например, в книге Тетельбаум И.М., Шнейдер Ю.Р. 400 схем для АВМ. - М.: Энергия, 1978, с.123. ФСУО может быть также реализован на программном уровне с помощью микропроцессорных структур, например, на микропроцессоре типа 1830 BE 31.

В качестве ДУО (измерителя угла рыскания или тангажа) может быть использован гироскопический датчик, аналогичный ДУК, представленному в ближайшем аналоге (патент RU №2219473, МПК⁷ F41G 7/24, F42B 15/01, 13.05.02). В качестве остальных элементов, входящих в состав СН, также могут быть использованы устройства, представленные в ближайшем аналоге.

Применение предлагаемой СН вращающихся по углу крена ракет позволяет повысить точность наведения на начальном участке полета за счет дополнительного управления по угловому отклонению оси ракеты и выбора оптимального времени этого управления с сохранением положительных свойств ближайшего аналога - управления по отклонению и производной отклонения на дальнейшем участке полета ракеты.

1. Способ наведения вращающейся ракеты, включающий формирование излучения на пусковой установке, прием излучения на ракете и формирование сигнала рассогласования между положением ракеты и осью луча, суммирование сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования с получением сигнала управления, модуляцию сигнала управления периодическим по углу крена сигналом и преобразование его в отклонение руля ракеты, отличающийся тем, что на ракете измеряют угловое отклонение ее продольной оси относительно положения в момент старта, формируют сигнал, пропорциональный этому отклонению, который суммируют от момента старта ракеты до момента времени t_y с сигналом управления, при этом момент времени t_y устанавливают по зависимости
t_y=(0,5…0,7)T_p,
где Т_р - период собственных колебаний ракеты.

2. Система наведения вращающейся ракеты, содержащая последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования между ракетой и осью луча, суммирующий усилитель, модулятор и привод руля, а также последовательно соединенные датчик периодического по углу крена сигнала, измеритель периода и звено с регулируемым временем запаздывания, второй вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, а выход соединен со вторым входом суммирующего усилителя, причем второй вход модулятора соединен с выходом датчика периодического по углу крена сигнала, отличающаяся тем, что она снабжена последовательно соединенными датчиком углового отклонения продольной оси ракеты и формирователем сигнала углового отклонения, выход которого соединен с третьим входом суммирующего усилителя.