УСТРОЙСТВО НАВЕДЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ

Предлагаемое устройство наведения управляемой ракеты относится к области разработки систем управления ракетами и может быть использовано в противотанковых ракетных комплексах (ПТРК).
Известны системы наведения [1, 2], содержащие размещенные на пусковом устройстве объектив, фотоприемник излучения и последовательно соединенные блок выделения координат, блок формирования команд и проводную линию связи для передачи команд управления непосредственно на устройство управления рулями ракеты.
Наиболее близким к предлагаемому является устройство наведения управляемой ракеты, описанное в [3]. Это устройство наведения содержит размещенные на пусковом устройстве объективы, фотоприемники излучения расположенного на ракете бортового источника излучения, блок выделения координат расположенного на ракете бортового источника излучения, блок формирования команд и проводную линию связи для передачи команд управления непосредственно на устройство управления рулями ракеты.
Бортовой источник излучения расположен на одном из крыльев ракеты на фиксированном расстоянии от ее продольной оси. Ракета во время полета вращается вокруг своей продольной оси. За координаты ракеты в устройстве наведения принимается центр окружности вращения бортового источника излучения. Центр окружности определяется по выделенным координатам вращающегося бортового источника излучения, по которым формируются команды управления. Таким образом, формирование команд управления ракетой осуществляется на основе выделения координат бортового источника излучения, радиус вращения которого (расстояние от источника до продольной оси ракеты) имеет фиксированное линейное значение.
Недостатком известного устройства является то, что при увеличении дальности от пускового устройства до ракеты в процессе ее полета уменьшаются угловые размеры окружности вращения бортового источника излучения и на дальностях более 3 км (для рассматриваемых устройств наведения) из-за ограничений разрешающей способности оптической системы бортовой источник излучения перестает выделяться как вращающийся. Невозможность выделения вращения бортового источника излучения приводит в рассматриваемых устройствах наведения к невозможности формирования команд управления.
Также дальность действия устройства наведения ограничивает пороговые значения чувствительности фотоприемников, т.к. с увеличением расстояния от пускового устройства до ракеты величина принимаемой от бортового источника излучения энергии уменьшается. При достижении значений дальности, на которых (в зависимости от состояния прозрачности атмосферы) принимаемая энергия становится меньше пороговой для фотоприемников, бортовой источник излучения перестает определяться устройством наведения.
Кроме этого, дальность действия устройства наведения ограничивается и длиной проводной линии связи.
Задачей предлагаемой полезной модели является разработка устройства наведения, которое позволило бы повысить дальность его действия и повысить точность наведения на конечном участке.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в состав устройства наведения вводятся головка самонаведения и коммутатор сигналов управления, размещенные на ракете. Это позволит увеличить дальность действия устройства наведения и точность наведения на конечном участке.
Структурная схема предлагаемого устройства наведения управляемой ракеты приведена на фиг.1.
Устройство наведения управляемой ракеты работает следующим образом. На начальном участке наведения входным воздействием для устройства наведения является угловое отклонение бортового источника излучения 1 управляемой ракеты 2 от линии прицеливания (также, как и в прототипе). Излучение бортового источника 1 объективами 3 фокусируется на фотоприемниках 4, информация с которых поступает на блок выделения координат 5. Вычисленные в блоке выделения координат 5 координаты бортового источника излучения передаются в блок формирования команд 6, где преобразуются в сигналы управления ракетой 2 и по проводной линии связи 7 передаются на размещенный на ракете 2 коммутатор 8. Сигналы управления ракетой с проводной линии связи 7 через коммутатор 8 поступают на устройство управления рулями 9.
При подлете ракеты 2 к цели происходит захват цели головкой самонаведения 10, которая формирует свои сигналы управления ракетой. После начала формирования сигналов управления головка самонаведения 10 вырабатывает сигнал переключения для коммутатора 8, по которому на устройство управления рулями 9 подаются сигналы управления, сформированные головкой самонаведения 10.
Кроме этого, после переключения управления ракетой 2 от сигналов с головки самонаведения 10 возможно применение устройства сброса проводов 11 проводной линии связи 7.
Таким образом, применение в устройстве наведения на конечном участке подлета ракеты к цели головки самонаведения позволяет сделать этот участок независимым от ограничений, связанных с разрешающей способностью и чувствительностью системы «объектив-фотоприемник» и длиной проводной линии связи. Это, в свою очередь, позволит увеличить дальность действия устройства наведения и точность наведения на конечном участке подлета ракеты к цели.
Источники информации
1. Патент РФ №2290592 от 03.05.2005 г.
2. Техническое описание пускового устройства 9П151.00.000 ТО. - М.: Военное издательство Министерства обороны СССР, 1992 г.
3. Патент РФ на полезную модель №95093 от 25.02.2010 г.