УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ ТОЧНОСТИ ДОСТАВКИ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ В ТОЧКУ НАЧАЛА ЕЕ АВТОНОМНОГО ПОЛЕТА

Полезная модель относится к области автономных инерциальных систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использована для повышения точности доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного баллистического полета.
Известно устройство для повышения точности баллистических ракет с автономной инерциальной системой управления, содержащее комплекс командных инерциальных измерительных приборов, бортовой цифровой вычислительный комплекс, согласующие и преобразующие блоки, приборы формирования команд управления рулевыми органами двигательных установок и пиротехническими средствами, источники электроснабжения, бортовую кабельную сеть [1]. При этом для обеспечения необходимого уровня точности и надежности использована аппаратурно-функциональная и программно-алгоритмическая избыточность.
Недостаток известного устройства состоит в том, что при разделении ступеней баллистической ракеты образуются интервалы времени, в течение которых параметры вектора тяги (модуль и направление) не контролируются автономной инерциальной системой управления, что приводит к снижению точности попадания в цель полезной нагрузки баллистической ракеты.
Наиболее близким к заявляемому известным техническим решением в качестве прототипа является устройство для управления беспилотным летательным аппаратом, содержащее в составе бортового измерительно-вычислительного комплекса блок стабилизации полета баллистической ракеты во всех точках активного участка траектории ее полета, программного разворота по углу тангажа, включения и выключения двигателей, разделения и сброса отработанных ступеней баллистической ракеты, измеритель фазовых координат, вычислитель частных производных параметров траектории полета, блок запоминания параметров траектории полета и их частных производных, первый и второй элементы сравнения, первый выход бортового измерительно-вычислительного комплекса подключен к входу блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных, второй выход бортового измерительно-вычислительного комплекса подсоединен к первому входу первого элемента сравнения, третий выход бортового измерительно-вычислительного комплекса подключен к первому входу второго элемента сравнения, вторые входы первого и второго элементов сравнения связаны с первым и вторым выходами блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных, при этом на первом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий расчетному времени работы двигательной установки i-й ступени, на втором выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий расчетной действительной скорости движения центра массы баллистической ракеты i-й ступени на момент окончания работы двигательной установки (i-1)-й ступени, на третьем выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий расчетной временной паузе, пропорциональной воздействию гравитационных сил, необходимых для построения заданной схемы полета баллистической ракеты, на четвертом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной производной длительности паузы работы двигательной установки i-й ступени от момента времени включения двигательной установки (i-1)-й ступени, на пятом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной длительности паузы работы двигательной установки i-й ступени от действительной скорости движения центра массы баллистической ракеты (i-1)-й ступени, на шестом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной длительности паузы работы двигательной установки (i-1)-й ступени от значения плотности окружающей среды на расчетный момент полета i-й ступени баллистической ракеты, на седьмом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной длительности паузы работы двигательной установки (i-1)-й ступени от значения коэффициента лобового сопротивления на расчетный момент полета i-й ступени баллистической ракеты, на восьмом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной длительности паузы работы двигательной установки (i-1)-й ступени от значения массы летательного аппарата на расчетный момент полета i-й ступени баллистической ракеты, на девятом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий отклонениям плотности окружающей среды, коэффициента лобового сопротивления и массы летательного аппарата от расчетных значений на момент полета i-й ступени баллистической ракеты, на десятом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной изменения расчетного значения функционала управления дальностью полета от длительности временной паузы запуска двигательной установки i-й ступени баллистической ракеты, на одиннадцатом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной изменения расчетного значения функционала управления направлением полета от длительности временной паузы запуска двигательной установки i-й ступени баллистической ракеты, на двенадцатом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий расчетному значению функционала управления дальностью полета i-й ступени баллистической ракеты, на тринадцатом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий расчетному значению функционала управления направлением полета i-й ступени баллистической ракеты [2], при этом выходы элементов сравнения подсоединены непосредственно к входам бортового измерительно-вычислительного комплекса, что обеспечивает повышение разведывательной защищенности полета беспилотного летательного аппарата на активном участке траектории его полета путем выполнения маневра в интервалах времени разделения его ступеней, когда отключаются реактивные двигатели ступеней летательного аппарата и пропадает демаскирующее инфракрасное пятно на экранах мониторов средств обороны противника. Такой маневр беспилотного летательного аппарата состоит в том, что время включения реактивных двигателей его последующих ступеней задается бортовой автономной системой управления и это время включения реактивных двигателей неизвестно противнику для эффективной работы его средств обороны при экстраполяции траектории полета беспилотного летательного аппарата.
Недостаток прототипа заключается в том, что при выполнении маневренных действий баллистической ракетой в интервалах времени разделения ее ступеней не учитываются в полной мере отклонения параметров траектории полета предыдущих ступеней, обусловленные различными как внутренними, так и внешними возмущениями, необходимые для обеспечения высокой точности доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного баллистического полета, что свидетельствует об ограниченных функциональных возможностях прототипа.
Целью полезной модели является расширение функциональных возможностей автономной инерциальной системы управления баллистической ракеты путем обеспечения условий точной доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного баллистического полета при выполнении маневренных действий в интервалах времени разделения ее ступеней, когда формируют паузы в работе двигательных установок баллистической ракеты.
Сущность полезной модели состоит в том, что, кроме известных и общих отличительных признаков, а именно: блока стабилизации полета баллистической ракеты во всех точках активного участка траектории ее полета, программного разворота по углу тангажа, включения и выключения двигателей, разделения и сброса отработанных ступеней баллистической ракеты, измерителя фазовых координат, вычислителя частных производных параметров траектории полета, блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных, первого и второго элементов сравнения в составе бортового измерительно-вычислительного комплекса, первый выход которого подключен к входу блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных, второй и третий выходы бортового измерительно-вычислительного комплекса подключены к первым входам первого и второго элементов сравнения, вторые входы которых подсоединены к первому и второму выходам блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных, при этом на первом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий расчетному времени работы двигательной установки i-й ступени, на втором выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий расчетной действительной скорости движения центра массы баллистической ракеты i-й ступени на момент окончания работы двигательной установки (i-1)-й ступени, на третьем выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий расчетной временной паузе, пропорциональной воздействию гравитационных сил, необходимых для построения заданной схемы полета баллистической ракеты, на четвертом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной производной длительности паузы работы двигательной установки i-й ступени от момента времени включения двигательной установки (i-1)-й ступени, на пятом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной длительности паузы работы двигательной установки i-й ступени от действительной скорости движения центра массы баллистической ракеты, на шестом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной длительности паузы работы двигательной установки (i-1)-й ступени от значения плотности окружающей среды на расчетный момент полета i-й ступени баллистической ракеты, на седьмом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной длительности паузы работы двигательной установки (i-1)-й ступени от значения коэффициента лобового сопротивления на расчетный момент полета i-й ступени баллистической ракеты, на восьмом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной длительности паузы работы двигательной установки (i-1)-й ступени от значения массы летательного аппарата на расчетный момент полета i-й ступени баллистической ракеты, на девятом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий отклонениям плотности окружающей среды, коэффициента лобового сопротивления и массы летательного аппарата от расчетных значений на момент полета i-й ступени баллистической ракеты, на десятом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной изменения расчетного значения функционала управления дальностью полета от длительности временной паузы запуска двигательной установки i-й ступени баллистической ракеты, на одиннадцатом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий частной баллистической производной изменения расчетного значения функционала управления направлением полета от длительности временной паузы запуска двигательной установки i-й ступени баллистической ракеты, на двенадцатом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий расчетному значению функционала управления дальностью полета i-й ступени баллистической ракеты, на тринадцатом выходе блока запоминания параметров траектории полета и их частых производных сформирован электрический сигнал, соответствующий расчетному значению функционала управления направлением полета i-й ступени баллистической ракеты, предлагаемое устройство для повышения точности доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного полета дополнительно содержит блок суммирования и блок функциональных преобразований, информационные входы которого подключены к 3, 4, …, 11-му выходам блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных и к выходам первого и второго элементов сравнения, первый выход блока функциональных преобразований подключен к первому входу бортового измерительно-вычислительного комплекса непосредственно, второй и третий выходы блока функциональных преобразований подсоединены к второму и третьему входам бортового измерительно-вычислительного комплекса через блок суммирования, другие входы которого связаны с 12-м и с 13-м выходами блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных.
Новым в полезной модели является то, что устройство для повышения точности доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного полета дополнительно содержит блок суммирования и блок функциональных преобразований, информационные входы которого подключены к 3, 4, …, 11-му выходам блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных и к выходам первого и второго элементов сравнения, первый выход блока функциональных преобразований подключен к первому входу бортового измерительно-вычислительного комплекса непосредственно, второй и третий выходы блока функциональных преобразований подсоединены к второму и третьему входам бортового измерительно-вычислительного комплекса через блок суммирования, другие входы которого связаны с 12-м и с 13-м выходами блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных, что позволяет расширить функциональные возможности автономной инерциальной системы управления баллистической ракеты путем обеспечения условий точной доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного баллистического полета при выполнении маневренных действия в интервалах времени разделения ее ступеней.
Структурная схема предлагаемого устройства для повышения точности доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного полета изображена на чертеже, где обозначено: 1 - приборный отсек баллистической ракеты с блоком стабилизации полета баллистической ракеты во всех точках активного участка траектории ее полета, программного разворота по углу тангажа, включения и выключения двигателей, разделения и сброса отработанных ступеней баллистической ракеты, измерителем фазовых координат и вычислителем частных производных параметров траектории полета, входящие с состав бортового измерительно-вычислительного комплекса;
2, 3, 4 и 5 - четвертая, третья, вторая и первая ступени четырехступенчатой баллистической ракеты соответственно;
6 и 7 - первый и второй элементы сравнения;
8 - блок функциональных преобразований;
9 - блок суммирования;
10 - блок запоминания параметров траектории полета и их частных производных.
В исходном положении бортовой измерительно-вычислительный комплекс размещается в приборном отсеке 1 четырех ступенчатой баллистической ракеты с 2, 3, 4 и 5-й четвертой, третьей, второй и первой ступенями соответственно (i=1, 2, 3, 4). Функциональные блоки в составе первого 6 и второго 7 элементов сравнения, блока функциональных преобразований 8, блока суммирования 9 и блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных 10 размещены в приборном отсеке 1 баллистической ракеты.
Предлагаемое устройство для повышения точности доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного баллистического полета работает следующим образом.
i
С помощью известного бортового измерительно-вычислительного комплекса 1 осуществляется стабилизация полета баллистической ракеты во всех точках активного участка ее траектории, программный разворот по углу тангажа, включение и выключение двигателей, разделение и сброс отработанных ступеней баллистической ракеты, а также измеряются фазовые координаты центра массы баллистической ракеты и вычисляются частные производные параметров траектории полета, которые запоминаются в блоке запоминания параметров траектории полета и их частных производных 10. При этом для уменьшения вероятности обнаружения теплового пятна баллистической ракеты на экранах средств обороны противника было предложено в прототипе повысить разведывательную защищенность траектории полета беспилотного летательного аппарата путем выполнения маневренных действий с выключенным реактивным двигателем, что позволяет затруднить экстраполяцию траектории полета маневрирующего беспилотного летательного аппарата средствами обороны противника. Однако для выполнения маневренных движений требуется дополнительный расход топлива и соблюдение требований недопустимости чрезмерных перегрузок, что технически трудно выполнимо, так как увеличение расхода топлива приводит к уменьшению веса полезного груза, доставляемого летательным аппаратом, например к уменьшению веса боевого заряда, а возможные большие перегрузки требуют увеличения прочности корпуса летательного аппарата, которое тоже приводит к увеличению его веса и, как следствие, к уменьшению веса доставляемого полезного груза. В прототипе повышение маневренности беспилотного летательного аппарата достигалось без дополнительного расхода топлива и без увеличения перегрузок, а за счет регулирования временной паузы τ включения (запуска) реактивных двигателей при разделении ступеней беспилотного летательного аппарата по формуле:
pi
где τ - максимальная (расчетная) временная пауза включения двигательной установки i-й ступени с учетом возможных максимальных возмущений на активном участке траектории полета (i-1)-й ступени;
i
Δτ - поправка в длительности паузы включения двигательной установки i-й ступени, обусловленная действием возмущающих факторов на активном участке траектории полета (i-1)-й ступени, которая определяется с помощью блоков 10.4 и 10.5 запоминания параметров траектории полета и их частных производных по формуле:
где  - расчетное значение частной баллистической производной изменения длительности паузы работы двигательной установки i-й ступени в зависимости от времени работы двигательной установки (i-1)-й ступени 2, 3, 4 или 5, которое соответствует значению выходного сигнала блока 10.4 запоминания параметров траектории полета и их частных производных;
- расчетное значение частной баллистической производной изменения длительности паузы работы двигательной установки i-й ступени в зависимости от изменения действительной скорости движения центра массы беспилотного летательного аппарата (i-1)-й ступени, которое соответствует значению выходного сигнала блока 10.5 запоминания параметров траектории полета и их частных производных;
Гi
Δt- отклонение времени работы двигательной установки i-й ступени от расчетного значения, определяемое на выходе первого элемента сравнения 6;
ki
ΔV - отклонение действительной скорости движения центра массы беспилотного летательного аппарата от расчетного значения на момент окончания работы двигательной установки i-й ступени, определяемое на выходе второго элемента сравнения 7.
В прототипе выходные сигналы элементов сравнения 6 и 7 поступали на вход бортового измерительно-вычислительного комплекса 1 непосредственно для определения времени запуска двигательной установки i-й ступени при выполнении маневренных маскирующих действий в интервалах времени разделения ступеней баллистической ракеты, что снижало эффективность экстраполяции траектории ее полета средствами обороны противника.
Гi
ki
В предлагаемом устройстве отклонения Δt и ΔV, как отмечено выше, определяются с помощью первого 6 и второго 7 элементов сравнения, на входы которых поступают выходные сигналы бортового измерительно-вычислительного комплекса 1 и блоков 10.1 и 10.2 запоминания параметров траектории полета и их частных производных соответственно и рассчитываются по формулам:
Гi
где t - фактическое время работы двигательной установки i-й ступени в виде электрического сигнала поступает на один из входов первого элемента сравнения 6 с выхода бортового измерительно-вычислительного комплекса 1;
Гpi
t - расчетное время работы двигательной установки i-й ступени виде электрического сигнала поступает на другой вход первого элемента сравнения 6 с выхода блока 10.1 запоминания параметров траектории полета и их частных производных;
ki
V - фактическая скорость движения центра массы беспилотного летательного аппарата на момент окончания работы двигательной установки i-й ступени в виде электрического сигнала поступает на один из входов второго элемента сравнения 7 с выхода бортового измерительно-вычислительного комплекса 1;
kpi
V - расчетная скорость движения центра массы беспилотного летательного аппарата на момент окончания работы двигательной установки i-й ступени в виде электрического сигнала поступает на другой вход второго элемента сравнения 7 с выхода блока 10.2 запоминания параметров траектории полета и их частных производных.
Время включения двигательной установки последующей ступени будет определяться не только с помощью элемента сравнения 6, но и с помощью блока функциональных преобразований 8, используя математическое выражение
и будет в виде управляющего электрического сигнала с выхода блока 8 функциональных преобразований направляться через бортовой измерительно-вычислительный комплекс приборного отсека 1 на управляющий вход включения (запуска) соответствующей двигательной установки i-й ступени 2…5 баллистической ракеты;
мpi
В выражении (5) слагаемое τ (расчетная временная пауза), соответствующая воздействию гравитационных сил, необходимых для построения заданной схемы полета, в виде электрического сигнала поступает с выхода блока 10.3 запоминания параметров траектории полета и их частных производных.
мpi
Эта расчетная временная пауза τ определяется с помощью бортового измерительно-вычислительного комплекса приборного отсека 1 для каждой i-й ступени летательного аппарата согласно выражению:
где  - частные баллистические производные на расчетный момент времени траектории движения летательного аппарата в режиме «паузы», когда не работает двигательная установка i-й ступени, определяются с помощью бортового измерительно-вычислительного комплекса приборного отсека 1;
i
i
ΔH и ΔL - расчетные точки включения двигательной установки последующей i-й ступени, которые учитывают высоту Н и дальность L полета соответственно, и рассчитываются с помощью бортового измерительно-вычислительного комплекса приборного отсека 1.
Пi
Высокая точность доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее дальнейшего автономного баллистического полета достигается в предлагаемом устройстве тем, что учитываются в полной мере необходимые параметры траектории полета и их частных баллистических производных, а именно: расчетная пауза Δτ в работе двигательной установки, обеспечивающая стабилизацию пассивного участка траектории полета при разделении каждой i-й ступени, определяется по формуле:
где  - частные баллистические производные длительности паузы от значения плотности окружающей среды, коэффициента лобового сопротивления и массы летательного аппарата соответственно на расчетный момент полета летательного аппарата i-й ступени, которые в виде электрических сигналов формируются на выходе блоков 10.6, 10.7 и 10.8 запоминания параметров траектории полета и их частных производных;
Xi
Δρi, ΔC, Δ - отклонения плотности окружающей среды, коэффициента лобового сопротивления и массы летательного аппарата i-й ступени соответственно от расчетных значений, которые представлены на выходе блока 10.9 запоминания параметров траектории полета и их частных производных.
С учетом выражений (3), (6) и (7), время включения реактивного двигателя последующей i-й ступени будет определяться уравнением (5), в соответствии с которым на выходе функционального преобразователя 8 формируется электрический сигнал виде управляющего электрического сигнала, который направляется через бортовой измерительно-вычислительный комплекс аппаратуры приборного отсека 1 на управляющий вход включения (запуска) соответствующей двигательной установки i-й ступеней 2…5 баллистической ракеты, обеспечивая компенсацию внешних возмущений, возникающих при маневрировании полетом летательного аппарата в интервалы времени разделения ступеней, и обеспечивая тем самым высокую точность доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного баллистического полета.
L
Z
i
Пi
Для коррекции траектории полета в плоскости прицеливания в предлагаемом устройстве вычисляются поправки к расчетным значениям функционалов управления дальностью Ф и направлением полета Ф, обусловленных вариациями пауз Δτ(2) и Δτ (7) включения реактивных двигателей:
L
Z
где  - частные баллистические производные изменения расчетного значения функционала управления дальностью Ф и функционала управления направлением Ф полета i-й ступеней 2…5 баллистической ракеты от длительности временной паузы (2) и (7) запуска реактивного двигателя при разделении ступеней, которые формируются на выходах блоков 10.10 и 10.11 запоминания траектории полета и их частных производных.
Поправки (8) и (9) в виде электрических сигналов предъявляются на выходах блока 8 функциональных преобразований, которые суммируются с помощью блока суммирования 9 с выходными сигналами блоков 10.12 и 10.13 запоминания параметров траектории полета и их частных производных по формулам:
Результат этого суммирования (10) и (11) с выхода блока суммирования 9 в виде электрического управляющего сигнала поступает через бортовой измерительно-вычислительный комплекс приборного отсека 1 баллистической ракеты на исполнительные (рулевые) элементы последующих ступеней, что обеспечивает расширение функциональных возможностей автономной инерциальной системы управления баллистической ракеты путем предоставления необходимых баллистических условий точной доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного полета при выполнении маневренных действий в интервалах времени разделения ее ступеней.
Промышленная осуществимость полезной модели обосновывается тем, что в ней использованы известные в аналоге и прототипе узлы и блоки по своему прямому функциональному назначению. В организации-заявителе разработана модель устройства для повышения точности доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного полета в 2011 году.
Положительный эффект от использования полезной модели состоит в том, что расширяются функциональные возможности автономной инерциальной системы управления баллистической ракеты путем обеспечения условий точной доставки полезной нагрузки баллистической ракеты в точку начала ее автономного баллистического полета при выполнении маневренных действий в интервалах времени разделения ее ступеней, когда формируют паузы в работе двигательных установок баллистической ракеты.
Источники информации:
1. Точность межконтинентальных баллистических ракет/ Л.И.Волков, А.И.Прокудин и др.; Под ред. Л.И.Волкова. - М.: Машиностроение, 1996. - 304 с, с.123-127, (аналог).
2. Патент №105882 RU на полезную модель «Устройство для управления беспилотным летательным аппаратом», МПК В64С 19/00, F42B 10/00, приоритет 27.01.2011, авторы: Алаторцев И.И., Алаторцев А.И., патентообладатель: МОУ «Институт инженерной физики», (прототип).