СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD OF SPINNING ROCKET GUIDANCE AND GUIDANCE SYSTEM TO THIS END

Предлагаемая группа изобретений относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использована в комплексах ПТУР и ЗУР.
Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является повышение точности их наведения.
6
Известен способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании модулированного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно оси луча, совмещенной с линией визирования цели (ЛВЦ), 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 /патент RU №2107879, МПК F41G 7/00, 7/24, 27.03.98/.
СН, реализующая этот способ, включает источник модулированного излучения на пусковой установке и управляемую ракету. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное 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.
Аналогично лучевым СН осуществляется управление ракетой в командных СН с тем лишь различием, что формирование сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно ЛВЦ, производится на пусковой установке (командном пункте), и затем он передается на борт ракеты по линии связи /Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965, с.29/.
Недостатком этих способов является формирование сигналов управления пропорционально только отклонениям ракеты, а необходимые для наведения сигналы управления, пропорциональные скорости изменения (производной) этих отклонений, отсутствуют.
7
Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения вращающейся ракеты /патент RU №2219473, МПК F41G 7/24, F42B 15/01, 20.12.03/, заключающийся в формировании сигнала рассогласования между ракетой и ЛВЦ, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение рулей ракеты.
7
СН /патент RU №2219473, МПК F41G 7/24, F42B 15/01, 20.12.03/, реализующая этот способ, включает последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования (ФСР) между ракетой и ЛВЦ, звено с регулируемым временем запаздывания (ЗРЗ), суммирующий усилитель (СУ), модулятор и привод руля (ПР), причем второй вход СУ соединен с выходом ФСР, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала (БВСК), выход которого соединен со вторым входом модулятора, и измеритель периода (ИП), вход которого соединен с выходом БВСК, а выход соединен со вторым входом ЗРЗ, по которому осуществляется регулировка времени запаздывания τ.
Σ
В известном способе обеспечивается формирование сигнала управления, пропорционального отклонению ракеты от ЛВЦ (в вертикальной и горизонтальной плоскостях декартовой системы координат) и производной этого отклонения. Результирующий суммарный сигнал управления U(t) на выходе СУ имеет вид:
<mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>U</mi></mstyle><mi>Σ</mi></msub><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo><mo>=</mo><mi>U</mi><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo><mo>+</mo><mi>k</mi><mo stretchy="false">[</mo><mi>U</mi><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo><mo>−</mo><mi>U</mi><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo>−</mo><mi>τ</mi><mo stretchy="false">)</mo><mo stretchy="false">]</mo></mrow>
,
где t - текущее полетное время;
U(t) - сигнал рассогласования на выходе ФСР;
U(t-τ) - сдвинутый на время запаздывания τ сигнал рассогласования U(t);
k - постоянный коэффициент (значение к выбирается 2…5).
Параметры k, τ определяют степень дифференцирования отклонения. Регулировка времени запаздывания τ от периода вращения ракеты по крену, измеряемого ИП, на вход которого поступает сигнал с БВСК, обеспечивает изменение дифференцирующих свойств в зависимости от изменения характеристик ракеты (скорость, частота собственных колебаний) по полету.
Σ
Модуляция суммарного сигнала U периодическим по углу крена сигналом с БВСК преобразует сигнал управления из системы координат, связанной с ЛВЦ, в сигнал во вращающейся системе координат, связанной с ракетой, который преобразуется ПР в отклонение руля ракеты.
Данный способ обеспечивает снижение чувствительности СУ к высокочастотным помехам в целом по сравнению с применением традиционных дифференцирующих устройств и отсутствие «подчеркивания» помех на удвоенной частоте вращения ракеты по крену и частотах, кратных удвоенной частоте вращения по крену.
Однако на других частотах происходит усиление сигналов. Так, на частоте вращения ракеты по крену, утроенной, упятеренной и т.д., максимальное «подчеркивание» при k=2…5 достигает значения 2k+1=5…11.
В СН рассматриваемого класса возможно наличие в сигнале рассогласования как случайных помех, например, от флуктуации атмосферы, так и помех априорно известной частоты, связанных:
с механическими колебаниями пусковой установки;
с методическими погрешностями, возникающими в ФСР при дешифрации (демодуляции) сигнала модулированного излучения и кратными частоте сканирования модулирующего растра.
Недостатком данного способа и реализующей его СН является усиление помех (увеличение их амплитуды), присутствующих в сигнале рассогласования, которое может приводить к существенному увеличению отклонений ракеты и амплитуды ее колебаний по углам атаки.
Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности наведения за счет подавления в сигнале рассогласования помех априорно известной частоты.
1
п
<mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>τ</mi></mstyle><mn>1</mn></msub><mo>=</mo><mfrac><mn>1</mn><mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mrow><mn>2</mn><mi>f</mi></mrow></mstyle><mi>п</mi></msub></mrow></mfrac></mrow>
Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом, заключающимся в формировании сигнала рассогласования между ракетой и ЛВЦ, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение руля ракеты, новым является то, что сигнал рассогласования предварительно суммируют со сдвинутым на время запаздывания τ сигналом рассогласования, причем время запаздывания устанавливают согласно зависимости
, где f - априорно известная частота помехи в сигнале рассогласования.
В СН вращающейся ракеты, реализующей этот способ, включающей формирователь сигнала рассогласования между ракетой и линией визирования цели, последовательно соединенные звено с регулируемым временем запаздывания, суммирующий усилитель, модулятор и привод руля, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала, выход которого соединен со вторым входом модулятора и входом измерителя периода, выход которого соединен с первым входом звена с регулируемым временем запаздывания, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные звено с постоянным временем запаздывания (ЗПЗ), вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, а выход соединен со вторыми входами звена с регулируемым временем запаздывания и первого суммирующего усилителя.
Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом.
Структура предлагаемой СН приведена на фиг.1, где 1 - ФСР, 2 - ЗРЗ, 3 - первый СУ (СУ1), 4 - модулятор (М), 5 - БВСК, 6 - ИП, 7 - ПР, 8 - ЗПЗ, 9 - второй СУ (СУ2).
Вид сигналов, поясняющих работу блока введенных элементов, состоящего из ЗПЗ 8 и СУ2 9, приведен на фиг.2.
<mrow><mi>λ</mi><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>τ</mi></mstyle><mn>1</mn></msub><mi>ω</mi></mrow><mi>π</mi></mfrac></mrow>
На фиг.3 представлены амплитудная А(λ) и фазовая φ(λ) частотные характеристики блока введенных элементов при одинаковых коэффициентах по входам СУ2 9, равных 0,5, для относительных частот
.
СН работает следующим образом.
<mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>τ</mi></mstyle><mn>1</mn></msub><mo>=</mo><mfrac><mn>1</mn><mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mrow><mn>2</mn><mi>f</mi></mrow></mstyle><mi>п</mi></msub></mrow></mfrac></mrow>
<mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>Т</mi></mstyle><mi>П</mi></msub><mo>=</mo><mfrac><mn>1</mn><mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>f</mi></mstyle><mi>П</mi></msub></mrow></mfrac></mrow>
1
П
П
Сигнал с выхода ФСР 1 (фиг.1) поступает по двум цепям на СУ2 9, имеющий одинаковые коэффициенты усиления по двум своим входам, причем по одной из цепей сигнал проходит через ЗПЗ 8 со временем запаздывания
. Поскольку время запаздывания τ устанавливается равным половине периода
сигнала помехи априорно известной частоты f, на выходе ЗПЗ 8 периодический сигнал помехи сдвинут в сторону запаздывания относительно исходного сигнала помехи с выхода ФСР 1 на половину своего периода по времени (на 180° по фазе). В результате на первый и второй входы СУ2 9 поступают два сигнала помехи, находящиеся в противофазе, и на выходе СУ2 9 при одинаковых коэффициентах по входам их сумма равна нулю. На фиг.2 сигнал рассогласования с выхода ФСР 1 представлен в виде суммы двух составляющих: постоянного сигнала, несущего информацию непосредственно об отклонениях ракеты (изображен штриховой линией) и гармонического сигнала помехи определенной частоты f (приведен сплошной линией). В результате работы введенных новых элементов в выходном сигнале СУ2 9 содержится информация только о текущих координатах ракеты. На фиг.2 выходной сигнал СУ2 9 представлен при коэффициентах по его входам равным 0,5.
Выходной сигнал СУ1 3 (с различными коэффициентами усиления по его входам, соответствующими прототипу) пропорционален текущим и предшествующим отклонениям ракеты от оси луча, создавая тем самым дифференцирующий эффект. Изменение времени запаздывания ЗРЗ 2 осуществляется по его первому входу, соединенному с ИП 6, обеспечивая тем самым пропорциональность времени запаздывания периоду вращения ракеты по крену. Сигнал, пропорциональный текущему значению угла крена ракеты, поступает на ИП 6 с выхода БВСК 5.
Результирующий сигнал управления с выхода СУ1 3 преобразуется на модуляторе М 4 с помощью опорного сигнала с выхода БВСК 5 из системы координат, связанной с ЛВЦ, во вращающуюся систему координат, связанную с ракетой, и поступает на ПР 7. Отклонения рулей возвращают ракету к ЛВЦ.
<mrow><msup><mi>e</mi><mo>−</mo></msup><msup><mrow /><mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>τ</mi></mstyle><mrow><msub><mrow /><mn>1</mn></msub></mrow></msub><mi>p</mi></mrow></msup></mrow>
Поскольку ЗПЗ описывается передаточной функцией (ПФ)
, введенный блок элементов имеет ПФ общего вида:
<mrow><mi>W</mi><mo stretchy="false">(</mo><mi>p</mi><mo stretchy="false">)</mo><mo>=</mo><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>k</mi></mstyle><mn>2</mn></msub><mo>+</mo><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>k</mi></mstyle><mn>1</mn></msub><msup><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>e</mi></mstyle><mrow><mo>−</mo><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>τ</mi></mstyle><mn>1</mn></msub><mi>p</mi></mrow></msup></mrow>
,
1
2
<mrow><mi>p</mi><mo>=</mo><mfrac><mi>d</mi><mrow><mi>d</mi><mi>t</mi></mrow></mfrac></mrow>
где k, k - коэффициенты соответственно по первому и второму входам СУ2 9;
- оператор дифференцирования по времени.
1
2
<mrow><mi>W</mi><mrow><mo>(</mo><mi>p</mi><mo>)</mo></mrow><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>5</mn><mrow><mo>(</mo><mrow><mn>1</mn><mo>+</mo><msup><mi>e</mi><mo>−</mo></msup><msup><mrow /><mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>τ</mi></mstyle><mrow><msub><mrow /><mn>1</mn></msub></mrow></msub><mi>p</mi></mrow></msup></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow>
<mrow><mi>f</mi><mo>=</mo><mfrac><mi>ω</mi><mrow><mn>2</mn><mi>π</mi></mrow></mfrac><mo>=</mo><mfrac><mrow><mo stretchy="false">(</mo><mn>2</mn><mi>m</mi><mo>+</mo><mn>1</mn><mo stretchy="false">)</mo><mi>π</mi></mrow><mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>τ</mi></mstyle><mn>1</mn></msub><mo>⋅</mo><mn>2</mn><mi>π</mi></mrow></mfrac><mo>=</mo><mfrac><mrow><mn>2</mn><mi>m</mi><mo>+</mo><mn>1</mn></mrow><mrow><mn>2</mn><msub><mi>τ</mi><mn>1</mn></msub></mrow></mfrac></mrow>
При реализации k=0,5; k=0,5 его ПФ
соответствует ПФ фильтра полного подавления в сигнале рассогласования помех на частотах
, где m=0, ±1, ±2, …. При этом постоянный сигнал (на частоте f=0) передается блоком без изменения (с коэффициентом передачи, равным единице).
<mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mi>τ</mi></mstyle><mn>1</mn></msub><mo>=</mo><mfrac><mn>1</mn><mrow><msub><mstyle mathsize="140%" displaystyle="true"><mrow><mn>2</mn><mi>f</mi></mrow></mstyle><mi>п</mi></msub></mrow></mfrac></mrow>
<mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><mi>λ</mi><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mi>τ</mi><mn>1</mn></msub><mi>ω</mi></mrow><mi>π</mi></mfrac><mo>=</mo><mfrac><mi>f</mi><mrow><msub><mi>f</mi><mi>П</mi></msub></mrow></mfrac><mo>=</mo><mn>2</mn><mi>m</mi><mo>+</mo><mn>1</mn></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow>
П
Согласно предлагаемому способу при
в выходном сигнале блока будут полностью подавлены частоты f=(2m+1)f. Амплитудная частотная характеристика блока А(λ), представленная на фиг.3, на этих частотах
равна нулю. На нулевой частоте амплитудная характеристика равна единице, а фазовая амплитудная характеристика равна нулю.
Предложенная совокупность технических решений позволяет осуществлять подавление в сигналах координат паразитных помех, обеспечивая уменьшение колебаний ракеты по координатам и углам атаки от влияния этих помех.
7
В качестве элементов, входящих в состав СН, могут быть использованы устройства, представленные в ближайшем аналоге /патент RU №2219473, МПК F41G 7/24, F42B 15/01, 20.12.03/.
Элемент ЗПЗ является частным случаем элемента ЗРЗ без регулировки времени запаздывания. Звено такого типа является простым для реализации в цифровой аппаратуре (в частности микропроцессорной).
Применение предлагаемого способа и СН вращающихся по углу крена ракет позволяет повысить точность их наведения.