СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
METHOD OF GUIDED MISSILE HOMING AND SYSTEM OF HOMING FOR ITS REALISATION

Предлагаемый способ наведения управляемой ракеты и система наведения для его реализации относятся к области разработки систем управления ракетами и могут быть использованы в противотанковых ракетных комплексах (ПТРК).
Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения противотанковой ракеты, приведенный в описании патента [патент РФ 2258887 от 24.03.2004, МКИ 7 F41G 7/00 (прототип)] [1], включающий запуск управляемой ракеты с бортовым источником излучения, прием светового потока от бортового источника излучения управляемой ракеты фотоприемником матричного типа, определение засвеченного бортовым источником излучения пространства и координат его центра, определение координат управляемой ракеты и формирование команд управления, при этом в процессе выделения координат управляемой ракеты формируют последовательность видеокадров фоноцелевой обстановки вместе с бортовым источником излучения.
Наиболее близкой к предлагаемой является система наведения для осуществления указанного способа [1] и выбранная в качестве прототипа, содержит последовательно соединенные объектив, фотоприемник, блок выделения засвеченного пространства, блок расчета центра засвеченного пространства, блок выделения координат и блок формирования команд.
Современные условия применения противотанковых ракет потребовали создать такой способ наведения управляемой ракеты и систему наведения для его реализации, которые позволили бы преодолеть ряд технических трудностей. Например, появление на видеокадре дополнительных изображений источников излучения из-за наличия оптических помех или естественных источников излучения приведет к тому, что расчетные координаты центра изображения бортового источника излучения будут не соответствовать его истинным координатам. Это, в свою очередь, приведет к расчетам неправильных координат ракеты, а следовательно, к формированию неверных команд управления ракетой.
Задачей предлагаемого изобретения является разработка такого способа наведения управляемой ракеты и системы наведения для его реализации, которые позволили бы повысить качество и надежность процесса наведения управляемой ракеты без изменения конструкции самой ракеты, осуществлять селекцию полезного источника излучения при наличии на видеокадрах дополнительных изображений источников излучения из-за наличия оптических помех или естественных источников излучения в поле зрения объектива, и, как следствие, повысить помехоустойчивость всей системы управления.
Поставленная задача решается тем, что в способе наведения управляемой ракеты, включающем запуск управляемой ракеты с бортовым источником излучения, прием светового потока от бортового источника излучения управляемой ракеты фотоприемником матричного типа, формирование последовательности видеокадров фоноцелевой обстановки вместе с бортовым источником излучения, определение засвеченного бортовым источником излучения пространства и координат его центра, определение координат управляемой ракеты и формирование команд управления, определение засвеченного бортовым источником излучения пространства и координат его центра осуществляют в сформированных N смежных видеокадрах, в этих видеокадрах определяют размер изображения бортового источника излучения, по текущей последовательности координат центра изображения бортового источника излучения определяют траекторию его движения или прогнозируемые координаты траектории движения, формируют область поиска изображения бортового источника излучения с координатами центра изображения, соответствующими текущим или прогнозируемым координатам траектории движения бортового источника, определяют размеры области поиска, при отсутствии изображения источника излучения в заданной области поиска размеры этой области увеличивают до обнаружения изображения бортового источника излучения.
В предлагаемом способе наведения управляемой ракеты в качестве размера изображения бортового источника излучения используют совместно или по отдельности его длину, высоту, сумму длины и высоты.
В предлагаемом способе наведения управляемой ракеты определяют на видеокадрах размер изображения бортового источника излучения, пропорционально которому устанавливают размеры области поиска изображения бортового источника излучения.
В предлагаемом способе наведения управляемой ракеты определяют на видеокадрах размер изображения бортового источника излучения, а размеры области поиска изображения бортового источника излучения вычисляют пропорционально размеру изображения бортового источника излучения и параметра или параметров траектории движения бортового источника излучения, характеризующих величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах.
Поставленная задача решается также тем, что система наведения управляемой ракеты, содержащая объектив, соединенный с фотоприемником матричного типа, и последовательно соединенные блок выделения засвеченного пространства, блок расчета центра засвеченного пространства, блок выделения координат и блок формирования команд, снабжена блоком формирования области поиска, первый вход которого соединен с выходом фотоприемника матричного типа, а выход - с входом блока выделения засвеченного пространства, выход которого и выход блока расчета центра засвеченного пространства соединены соответственно со вторым и третьим входами блока формирования области поиска.
Сущность способа заключается в следующем. После пуска ракеты излучение фоноцелевой обстановки совместно с излучением бортового источника излучения управляемой ракеты попадает на входной зрачок объектива и фокусируется на чувствительных ячейках фотоприемника матричного типа, который формирует последовательность видеокадров с изображением фоноцелевой обстановки и бортового источника излучения управляемой ракеты. Во время формирования кадра видеоизображения с каждой чувствительной ячейки фотоприемника матричного типа снимается сигнал, пропорциональный энергии падающего на него излучения. Так как уровень сигнала от бортового источника излучения управляемой ракеты известен и превосходит сигнал фона, на фотоприемнике матричного типа образуется изображение бортового источника излучения с ожидаемым уровнем сигнала с чувствительных ячеек. При опросе пространства фотоприемника матричного типа, засвеченного бортовым источником излучения, определяется центр засвеченного пространства, определяется номер чувствительной ячейки, являющейся центром засвеченного пространства бортовым источником излучения, а далее определяется расположение центральной ячейки засвеченного пространства относительно центральной ячейки фотоприемника матричного типа. После выделения в N смежных видеокадрах засвеченного бортовым источником излучения пространства определяют размер изображения бортового источника излучения. В качестве размера изображения бортового источника излучения используют совместно или по отдельности его длину, высоту, сумму длины и высоты. По текущей последовательности рассчитанных координат центра изображения бортового источника излучения определяют траекторию его движения или прогнозируемые координаты траектории движения. Формируют область поиска изображения бортового источника излучения с координатами центра, соответствующими текущим или прогнозируемым координатам траектории движения центра изображения бортового источника и размерами области, пропорциональными размеру изображения бортового источника излучения и параметру или параметрам траектории движения бортового источника излучения, характеризующих величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах. При отсутствии изображения источника излучения в заданной области поиска размеры этой области увеличивают до обнаружения изображения бортового источника излучения. После определения расположения центральной ячейки засвеченного пространства относительно центральной ячейки фотоприемника матричного типа осуществляется расчет координат управляемой ракеты и формируются команды управления.
В заявляемых технических решениях предлагается обеспечить повышение качества и надежности процесса наведения управляемой ракеты без изменения конструкции самой ракеты, осуществлять селекцию источника полезного сигнала по интенсивности излучения, и, как следствие, повысить помехоустойчивость всей системы управления за счет формирования области поиска изображения бортового источника излучения в соответствии с его размерами и параметрами движения.
Функциональная схема системы наведения управляемой ракеты приведена на чертеже.
Система наведения управляемой ракеты работает следующим образом. Входным воздействием для нее является угловое отклонение ракеты относительно линии визирования цели. Источник излучения обеспечивает наличие потока излучения в течение всего полетного времени управляемой ракеты. Объектив 1 фокусирует изображение источника излучения непосредственно на фотоприемнике матричного типа 2, который установлен в фокальной плоскости объектива, причем его центральная чувствительная ячейка находится на оптической оси объектива. Световой поток от источника излучения обеспечивает засветку определенной области фотоприемника матричного типа. В блоке формирования области поиска 3 определяется область на фотоприемнике матричного типа, где наиболее вероятно его появление. При этом координаты центра этой области соответствуют текущим или прогнозируемым координатам траектории движения центра изображения бортового источника. Размеры области поиска изображения бортового источника излучения пропорциональны размеру изображения бортового источника излучения и параметру или параметрам траектории движения бортового источника излучения, характеризующих величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах. В качестве размера изображения бортового источника излучения используют совместно или по отдельности его длину, высоту, сумму длины и высоты. При отсутствии изображения бортового источника излучения в заданной области поиска размеры этой области увеличивают до обнаружения изображения бортового источника излучения пропорционально количеству видеокадров, в которых не выделено изображение бортового источника излучения. Расширение области поиска осуществляют до максимально возможных размеров фотоприемника матричного типа. Сформированная таким образом область поиска обеспечивает уменьшение вероятности попадания в эту область дополнительных источников излучения. Определение местоположения изображения бортового источника в данной области возложено на блок выделения засвеченного пространства 4, который не только определяет размеры области засветки фотоприемника источником излучения, но и дает информацию о количестве и координатах засвеченных чувствительных ячеек, а также об их уровнях сигналов. Данная информация поступает в блок расчета центра засвеченного пространства 5, который обеспечивает обработку сигналов непосредственно с тех чувствительных ячеек, которые были засвечены источником излучения. Выходной сигнал с блока расчета центра засвеченного пространства 5 содержит информацию о линейных отклонениях источника излучения относительно линии прицеливания, которая поступает в блок выделения координат 6. После преобразования блок выделения координат вырабатывает сигналы, соответствующие линейным отклонениям управляемой ракеты от линии прицеливания. Напряжения, пропорциональные отклонению управляемой ракеты от линии прицеливания по курсу и тангажу, с выхода блока выделения координат поступают на блок формирования команд 7, где преобразуются в сигналы управления ракетой, предназначенные для передачи по линии связи на управляемую ракету.
В предлагаемой системе наведения управляемой ракеты объектив, блок выделения координат 6, блок формирования команд 7 могут быть выполнены как в прототипе. Фотоприемник матричного типа 2 может быть выполнен на основе высокочастотной ПЗС-матрицы [2]. Блок формирования области поиска 3, блок выделения засвеченного пространства 4 и блок расчета центра засвеченного пространства 5 могут быть выполнены на основе сигнальных микропроцессоров [3] и программируемых логических интегральных схем [4].
Обосновать работу системы наведения можно следующим образом.
Блок выделения засвеченного пространства 4 определяет область засветки. Критерием оценки является соотношение:
ОП
e
где U - входной сигнал с ячейки фотоприемника матричного типа; i - номер строки; j - номер столбца; U - опорный сигнал, определяющий допустимую величину уровня восприятия сигнала фотоприемником матричного типа, обусловленный энергетикой бортового источника излучения управляемой ракеты; U - уровень сигнала, определяемый внутренними шумами и дискретностью фотоприемника матричного типа.
В блоке формирования области поиска 3 после выделения в N смежных видеокадрах засвеченного бортовым источником пространства осуществляется расчет координат центра области поиска изображения бортового источника, соответствующих текущим или прогнозируемым координатам траектории движения бортового источника:
y
z
D
где n(n-1), n(n-1) - координаты центра изображения бортового источника излучения, образующие траекторию его движения; ,  - скорости изменения координат центра изображения бортового источника излучения, обеспечивающие расчет его прогнозируемых координат траектории движения; n - номер видеокадра; T - период дискретизации.
Размеры области поиска изображения бортового источника излучения могут вычисляться пропорционально размера изображения бортового источника излучения:
o
li
i
где l(n) - минимальный размер строба; k(n) - i-й коэффициент пропорциональности, характеризующий размер изображения бортового источника излучения; b(n-1) - i-й размер изображения бортового источника изображения в видеокадре (например, длина, высота, сумма длины и высоты и т.д.).
В случае сложного и высокоскоростного движения бортового источника излучения в фокальной плоскости объектива 1 размеры области поиска изображения бортового источника излучения дополнительно увеличиваются пропорционально параметру или параметрам траектории его движения и могут вычисляться пропорционально размера изображения бортового источника излучения и параметру или параметрам траектории движения бортового источника излучения, характеризующих величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах:
o
li
i
2j
j
где l(n) - минимальный размер строба; k(n) - i-й коэффициент пропорциональности, характеризующий размер изображения бортового источника излучения; b(n-1) - i-й размер изображения бортового источника излучения в видеокадре; k(n) - j-й коэффициент пропорциональности параметру траектории движения бортового источника излучения; V(n-1) - j-й параметр траектории движения бортового источника излучения, характеризующий величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах и вычисленный по координатам центра изображения бортового источника излучения в N смежных видеокадрах (например, скорость, ускорение и т.д. движения бортового источника в фокальной плоскости фотоприемника матричного типа; скорость, ускорение и т.д. приближения или удаления бортового источника относительно фокальной плоскости фотоприемника и т.д.).
При отсутствии изображения бортового источника излучения в заданной области поиска размеры этой области увеличивают до обнаружения изображения бортового источника излучения пропорционально количеству nl видеокадров, в которых не выделено изображение бортового источника излучения:
3
где k(nl) - коэффициент изменения размеров области поиска при отсутствии в ней изображения бортового источника излучения.
Расширение области поиска осуществляют до максимально возможных размеров фотоприемника матричного типа.
i
i
i
В блоке выделения засвеченного пространства 4 определяют количество М, координаты ny, nz ячеек фотоприемника матричного типа, попавших в область засветки, а также их уровни выходных сигналов s.
В блоке расчета центра засвеченного пространства 5 осуществляется определение координат геометрического центра засвеченного пространства, также определяется центральная ячейка засвеченного бортовым источником излучения пространства относительно центральной ячейки фотоприемника матричного типа:
Y
Z
где M, M - максимальное количество ячеек по вертикали и горизонтали в фотоприемнике матричного типа.
В блоке расчета центра засвеченного пространства 5 может также осуществляться определение координат энергетического центра засвеченного пространства, определение центральной ячейки засвеченного бортовым источником излучения пространства с учетом уровней выходных сигналов, а также определение смещения этой ячейки относительно центральной ячейки фотоприемника матричного типа:
Использование зависимостей (9), (10) целесообразно, как правило, на участке управления, когда область засвеченного пространства от бортового источника излучения имеет значительные размеры.
Линейные координаты бортового источника излучения относительно линии визирования определяются из (7), (8) или соответственно из (9), (10):
/
f
где D - дальность до бортового источника излучения; f - фокусное расстояние объектива; δ - размер ячейки фотоприемника матричного типа.
Анализ формул (1) - (12) показывает, что повышается качество и надежность процесса наведения управляемой ракеты без изменения конструкции самой ракеты, и, как следствие, повышается помехоустойчивость всей системы управления за счет ограничения области поиска изображения бортового источника излучения на фотоприемнике матричного типа. При этом область поиска изображения изменяется в соответствии с текущими или прогнозируемыми координатами траектории движения бортового источника излучения, размера этого изображения и параметрами траектории движения, характеризующими величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах.
Таким образом, предлагаемый способ наведения управляемой ракеты и система наведения для его реализации обеспечивают повышение качества и надежности процесса наведения управляемой ракеты без изменения конструкции самой ракеты, и, как следствие, повышение помехоустойчивости всей системы управления за счет формирования области поиска изображения бортового источника излучения в соответствии с его размерами и параметрами движения.
Следовательно, использование новых элементов, соединенных в последовательности в соответствии с чертежом с указанными динамическими характеристиками, определенными соотношениями (1)…(12), в предлагаемом способе наведения управляемой ракеты и системе наведения для его реализации выгодно отличают предлагаемое техническое решение от прототипа, так как обеспечивает повышение помехоустойчивости всей системы управления.
Источники информации
1. Способ наведения управляемой ракеты и система наведения для его реализации. Шипунов А.Г., Степаничев И.В., Погорельский С.Л., Галантэ А.И., Пальцев М.В., Понятский В.М., Чинарев А.В., Карамов С.В., Тикменов В.Н. (Россия) патент 2258887 от 24.03.2004, МКИ 7 F41G 7/00 (прототип).
2. Приборы с зарядовой связью. /Под ред. М.Хоувза и Д.Моргана: Пер. с англ. - М.: Энергоиздат, 1981. - 376 с.
3. Руководство пользователя по сигнальным микропроцессорам ADSP-2100. /Пер. с англ. О.В.Луневой./ Под ред. А.Д.Викторова. Санкт-Петербургский государственный электротехнический университет. - Санкт-Петербург, 1997. - 520 с.
4. В.Б.Стешенко. ПЛИС фирмы «ALTERA»: Проектирование устройств обработки сигналов. М.: «Додека», 2000 г.