СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
MISSILE GUIDANCE METHOD AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной, артиллерийской технике, и может использоваться в комплексах управляемого вооружения на различных носителях для поражения одиночных и групповых подвижных и неподвижных наземных, надводных и воздушных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей.
Известен способ наведения ракет высокоточного оружия ближнего рубежа, осуществляющий формирование плоского луча управления в виде узкого вытянутого пучка, последовательное сканирование луча управления по осям координат, формирование сигналов, пропорциональных текущим координатам луча управления в поле управления ракетой, их преобразование в кодовую последовательность импульсов и передачу в виде кодово-импульсного лазерного излучения, направленного на цель, обеспечение постоянных размеров поля управления на траектории полета ракеты, после встреливания ракеты в луч управления в моменты пересечения приемника излучения ракеты лучом управления прием сигналов, декодирование в кодовую последовательность импульсов с информацией о координатах луча управления в поле управления, выделение координат луча управления и соответствующих им координат ракеты в поле управления, формирование команд управления, пропорциональных координатам ракеты, наведение ракеты на цель по оси луча управления, патент РФ №2135391, публикация 1999 г., 27 августа, МКИ B63G 1/00 /1/.
Данный способ реализован в системе наведения ракет корабельного комплекса высокоточного оружия ближнего рубежа, состоящей из лазерно-лучевого блока и управляемой ракеты, содержащей приемник излучения, электрически соединенный с входом блока управления и оптически - с выходом лазерно-лучевого блока /1/.
Основным недостатком данного известного способа наведения ракет и системы наведения ракет, принятых в качестве прототипа, является низкая точность наведения ракет на цель. Координаты ракеты определяют через координаты плоского луча управления в информационном поле управления при облучении приемника излучения ракеты, пока луч управления от своего начала до конца проходит приемник. За этот временной интервал координаты луча управления и соответствующие координаты ракеты изменяются в некоторых пределах. Запоминают последние значения координат и по ним формируют команды управления ракетой. Но истинные значения координат соответствуют положению приемника в центральном положении луча управления, т.е. в середине интервала приема излучения. Указанное несоответствие и приводит к ошибке определения координат ракеты.
Поэтому задачей предлагаемой группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, а именно повышение точности наведения ракет и вероятности поражения цели.
Поставленная задача достигается тем, что в способе наведения ракет, включающем формирование плоского луча управления в виде узкого вытянутого пучка, последовательное сканирование луча управления по осям координат, формирование сигналов, пропорциональных текущим координатам луча управления в поле управления ракетой, их преобразование в кодовую последовательность импульсов и передачу в виде кодово-импульсного лазерного излучения, направленного на цель, обеспечение постоянных размеров поля управления на траектории полета ракеты, после встреливания ракеты в луч управления в моменты пересечения приемника излучения ракеты лучом управления прием сигналов, декодирование в кодовую последовательность импульсов с информацией о координатах луча управления в поле управления, выделение координат луча управления и соответствующих им координат ракеты в поле управления, формирование команд управления, пропорциональных координатам ракеты, наведение ракеты на цель по оси луча управления, при облучении приемника излучения ракеты лучом управления определяют его координаты в поле управления в моменты начала и конца облучения, после чего определяют среднее значение координат луча управления в моменты начала и конца облучения, а координаты ракеты формируют по среднему значению координат луча управления;
а также тем, что в системе наведения ракет, содержащей лазерно-лучевой блок и управляемую ракету с приемником излучения, расположенным в заднем торце ракеты и оптически соединенным с выходом лазерно-лучевого блока, и блоком управления, в ракету дополнительно введены последовательно соединенные блок формирования стробирующих импульсов и регистр записи кода начала облучения и последовательно соединенные регистр записи кода конца облучения и блок осреднения, при этом выход приемника излучения соединен со входом блока формирования стробирующих импульсов, вторым входом регистра записи кода начала облучения и входом регистра записи кода конца облучения, выход регистра записи кода начала облучения соединен со вторым входом блока осреднения, выход которого соединен со входом блока управления.
Технический результат обеспечивается за счет того, что в способе наведения ракет и устройстве для его осуществления для исключения неоднозначности в определении координат ракеты и соответствующих им команд управления при облучении приемника излучения лучом управления определяют его координаты в поле управления в моменты начала и конца облучения, после чего определяют среднее значение координат луча управления в моменты начала и конца облучения, координаты ракеты формируют по среднему значению координат луча управления, тем самым повышают точность определения координат ракеты и точность ее наведения. С этой целью в систему наведения ракет введены в ракету блок формирования стробирующих импульсов, регистр записи кода начала облучения, регистр записи кода конца облучения, блок осреднения.
Данное техническое решение поясняется чертежом.
На чертеже приведена блок-схема системы наведения ракет, с помощью которой реализуют предлагаемый способ,
где
1 - лазерно-лучевой блок;
2 - ракета;
3 - приемник излучения;
4 - блок формирования стробирующих импульсов;
5 - регистр записи кода начала облучения;
6 - регистр записи кода конца облучения;
7 - блок осреднения;
8 - блок управления.
Лазерно-лучевой блок (1) формирует плоский луч управления: световой поток, концентрированный в узкий вытянутый пучок, который направляют на цель. В данном блоке (1) производят последовательное сканирование луча управления по осям координат, формирование сигнала, пропорционального текущим координатам луча управления в поле управления ракетой, и преобразование в кодовую последовательность импульсов, которые передают в виде кодово-импульсного лазерного излучения, направленного на цель. В процессе полета ракеты обеспечивают постоянные размеры поля управления.
Приемник излучения (3) расположен в заднем торце ракеты и в полете он оптически соединен с выходом лазерно-лучевого блока (1). После встреливания ракеты (2) в луч управления, создаваемый лазерно-лучевым блоком (1), в моменты облучения приемника излучения (3) ракеты (2) лучом управления блок (3) осуществляет прием сигнала, заложенного в луче управления, и его декодирование. На выходе приемника излучения (3) сигнал содержит информацию о координатах луча управления, следовательно, о координатах ракеты в поле управления в моменты ее облучения. Сигнал с выхода приемника (3) подают на вход блока формирования стробирующих импульсов (4), на второй вход регистра записи кода начала облучения (5) и вход регистра записи кода конца облучения (6). С выхода блока (4) импульсы поступают на первый вход регистра записи кода начала облучения (5) и разрешают запись координат ракеты в блок (5). Длительность выходных импульсов блока формирования стробирующих импульсов (4) определена временем обновления координат луча управления.
Тем самым выделяют и фиксируют координаты ракеты (2) в поле управления в моменты начала облучения ее приемника (3) лучом управления. Данные координаты подают с выхода блока (5) на второй вход блока осреднения (7).
Сигнал с первого выхода приемника излучения (3) также поступает на вход регистра записи кода конца облучения (6). Во время облучения приемника излучения (3) при наличии сигнала на его выходе в регистре (6) постоянно осуществляют запись координат ракеты. По окончании облучения лучом управления приемника излучения (3) в регистре (6) сформированы координаты ракеты (2), соответствующие моменту конца облучения. Координаты с выхода блока (6) подают на первый вход блока осреднения (7).
Блок осреднения (7) определяет среднее значение координат, действующих на его входах, и вырабатывает команды управления, пропорциональные среднему значению координат, которые поступают в блок управления ракетой (13).
В качестве лазерно-лучевого блока, блока управления могут быть использованы соответственно лазерно-лучевой блок, приемник, блок управления ракетой прототипа /1/.
Приемник излучения (3) может представлять собой, например, фотодиод с резисторной нагрузкой, подключенный к усилителю сигнала, охваченному АРУ.
В качестве блока управления может быть применен, например, рулевой привод, выполненный в виде двух обмоток релейного механизма, который поочередно притягивает якорь, связанный с одной парой рулей, В.А.Павлов, С.А.Понырко, Ю.М.Хованский. Стабилизация летательных аппаратов и автопилот. М.: Высшая школа, 1964, стр.115, 208, 209, рис.6.11 /2/.
Блок формирования стробирующих импульсов (4) может быть выполнен, например, как генератор импульсов на микросхеме 564AГ1 по схеме, представленной на рис.2.83, стр.290, В.Л.Шило. Популярные цифровые микросхемы. М.: Радио и связь, 1987 /3/. Регистр записи кода начала облучения (5) может быть выполнен, например, на МС К531ИР9 по схеме, представленной на рис.1.85, стр.120 /3/. Регистр записи кода конца облучения (6) может быть выполнен, например, на МС К531ИР8 по схеме, представленной на рис.1.84, стр.119 /3/. Блок осреднения (7) может быть выполнен, например, как последовательно соединенные сумматор, выполненный по схеме рис.19.27, и комбинированное устройство сдвига, выполненный по схеме рис.19.19, У.Титце, К.Шенк. Полупроводниковая схемотехника. М.: Мир, 1982, стр.332, 329 /4/.
Таким образом, использование предлагаемых способа наведения ракет и устройства для его осуществления позволяет повысить точность определения координат ракеты в поле управления, точность наведения ракет, вероятность поражения цели.