СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ, УПРАВЛЯЕМОЙ ЛУЧОМ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ СТАНЦИИ, И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD OF MISSILE RADAR-BEAM-CONTROL GUIDANCE AND DEVICE TO THIS END

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН), может использоваться в комплексах управляемого вооружения 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 ракеты в системах многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны, в котором на начальном и среднем участках траектории полета реализовано радиокомандное телеуправление траектории полета и автономное самонаведение на участке подлета ракеты к цели. В данном способе формируют команды управления лучом радиолокационной станции (РЛС) на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, осуществляют прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определяют координаты и формируют команды управления ракетой, пропорциональные линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, производят передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, патент РФ №2284444, публикация 2006 г., 27 сентября, кл. МКИ F41G 7/00, F42B 15/01 /1/.
Данный способ реализован в системе наведения высокоточного оружия дальней зоны, содержащей на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход соединен со входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет, и содержащей на ракете головку самонаведения, аппаратуру управления, первый выход которой соединен со входом рулевого привода, дешифратор команд управления и переключатель команд, радиоответчик (РО) с антенной РО, радиоприемник (РП) с антенной РП, при этом оси диаграмм направленности антенн РО и РП направлены вдоль оси ракеты, второй выход аппаратуры управления соединен со входом радиоответчика, а вход - с выходом переключателя команд, первый вход которого соединен с выходом тепловизионной головки самонаведения, второй вход - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом радиоприемника /1/.
Данные известные способ наведения многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны и система наведения для его осуществления обеспечивают вывод в глубину боевых порядков противника высокоскоростных управляемых ракет и поражение неподвижных и движущихся малоразмерных целей.
0,5
Мощность радиосигнала максимальна, когда оси диаграммы направленности (ДН) антенн РП и РО ракеты совпадают с осью луча РЛС. Для бесперебойного действия радиолинии пеленгации и передачи команд управления угол рассогласования β между осью луча РЛС и продольной осью ракеты должен быть меньше половины ширины луча антенны ракеты (β), угла между точками половинной мощности диаграммы направленности. Это условие достигается и поддерживается при стрельбе по воздушным целям, когда ракета в течение всего полета при управлении РЛС набирает высоту.
0,5
При стрельбе по наземным целям на участке траектории полета ракеты, где снижается высота, ракета разворачивается, угол тангажа меняет знак и возникает угол рассогласования β, превышающий величину β/2. Причиной увеличения угла β также может быть смещение оси луча РЛС в зависимости от данных целеуказания и программной дальности.
0,5
Разворот направления оси ракеты относительно оси луча РЛС приводит к значительному, в несколько раз, уменьшению коэффициентов усиления антенн. Как следствие, при пеленгации ракеты по линии «РО ракеты - РЛС» уменьшается мощность радиосигнала на входе РЛС, при передачи команд по линии «РЛС-РП ракеты» уменьшается мощность радиосигнала на входе РП ракеты. Если величина β превышает значение β/2, может разрушиться связь РЛС с ракетой.
Поэтому задачей предлагаемой группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, а именно: обеспечение надежной бесперебойной связи РЛС с ракетой на всей траектории полета и за счет этого повышение вероятности безотказной работы системы наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции.
В способе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, включающем формирование команд управления лучом РЛС на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, прием сигналов пеленгации с радиоответчика ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на радиоприемник ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, поставленная задача достигается тем, что при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты реализуют траекторию ракеты, при которой
max
min
где β и β - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС-ракета", обеспечивают бесперебойную связь РЛС с ракетой направлением оси диаграмм направленности (ДН) антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на расчетный угол и принудительным вращением ракеты по крену, при этом обновление команд управления осуществляют на частоте вращения, которую выбирают из условий устойчивого управления ракетой.
РАЗВ
max
min
В системе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, содержащей на командном пункте РЛС и наземную аппаратуру управления (НАУ), включающую блок синхронизации и кодирования, а на ракете - последовательно соединенные головку самонаведения (ГСН), переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, управляющий углами курса и тангажа планера ракеты, а также радиоответчик (РО) с антенной РО, радиоприемник (РП) с антенной РП и дешифратор команд управления, первый вход которого соединен до старта с выходом блока синхронизации и кодирования наземной аппаратуры управления, второй вход - с выходом РП, а выход - со вторым входом переключателя команд, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом РО, поставленная задача достигается тем, что ракета дополнительно оснащена узлом принудительного вращения по крену, установленным на планере ракеты, при этом оси ДН антенн РО и РП развернуты относительно продольной оси ракеты на угол β=(β+β)/2.
Технический результат обеспечивается за счет того, что в способе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты реализуют траекторию ракеты, при которой
max
min
0,5
(β-β)<β,
РАЗВ
max
min
обеспечивают бесперебойную связь РЛС с ракетой направлением оси ДН антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на расчетный угол β=(β+β)/2 относительно продольной оси ракеты. Условие (1) является одним из необходимых для бесперебойной связи РЛС с ракетой на всей траектории полета ракеты. Иначе никакое направление осей ДН антенн РП и РО не обеспечит устойчивый прием - передачу сигналов между РЛС и ракетой. Также необходимым условием является принудительное вращение ракеты по крену, которое реализуют посредством узла принудительного вращения по крену, установленным на планере ракеты. В этом случае в любой точке траектории полета ракеты в периоде вращения ракеты по крену существует интервал времени, когда луч РЛС пересекает ширину луча антенн ракеты и происходит прием - передача сигналов. При этом обновление команд управления осуществляют на частоте крена, которую выбирают из условий устойчивого управления ракетой.
Данное техническое решение поясняется графическими материалами.
На фиг.1 схематически представлен вариант траектории полета ракеты при стрельбе по наземным целям (зависимость высоты полета H от дальности D) и пространственные положения оси ракеты и луча РЛС.
На фиг.2 приведена блок-схема системы наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, с помощью которой реализуют предлагаемый способ наведения, где
1 - командный пункт с наземной аппаратурой управления и РЛС;
2 - ракета;
3 - ГСН;
4 - радиоответчик с анненной РО;
5 - радиоприемник с антенной РП;
6 - аппаратура управления;
7 - рулевой привод;
8 - дешифратор команд управления;
9 - переключатель команд;
10 - узел принудительного вращения по крену.
max
min
0,5
0,5
max
min
0,5
При постановке тактических задач по применению системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, рассчитывают возможные траектории полета на заданную дальность и траекторные параметры положения ракеты. На их основании для участка траектории, на котором ракета управляется лучом РЛС, определяют наибольший β и наименьший β углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью луча РЛС. Если луч РЛС находится вне угла β, связь между РЛС и ракетой может быть нарушена. На фиг.1 качественно показано, как это может получиться при стрельбе по наземным целям. Учитывая характеристики антенн РО и РП, ширину их луча β, в предполетных установках системы наведения задают траекторию полета ракеты, при которой выполняют условие (β-β)<β.
0,5
На участке траектории, когда высота снижается, возникают ситуации, когда угол рассогласования оси ракеты относительно луча РЛС β превышает величину β/2 и ось луча РЛС находится вне ширины луча антенн ракеты (фиг.1).
РАЗВ
max
min
Для обеспечения устойчивого управления ракеты посредством РЛС до старта ракеты разворачивают оси ДН антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на угол β=(β+β)/2.
max
min
0,5
0,5
Т.к. (β-β)<β, при таком положении антенн величина β будет всегда меньше β/2.
Ось луча РЛС в зависимости от угла крена может находиться вне ширины луча антенн ракеты. Поэтому обеспечивают принудительное вращение ракеты по крену с частотой, достаточной для устойчивого управления, например, от 4 до 20 Гц. В этом случае всегда в некотором интервале периода вращения ракеты по крену луч РЛС пересекает ширину луча антенн ракеты, обеспечивая бесперебойную связь РЛС с ракетой.
При поступлении информации о координатах цели наземная аппаратура командного пункта вычисляет углы азимута, места и дальности до цели, на основании чего в момент старта ракеты формируют луч РЛС, направленный в поле встреливания ракеты, и команды его управления. Управление ракетой осуществляют относительно оси луча РЛС по данным целеуказания и по предполетной программе, заложенной в наземной аппаратуре командного пункта.
С командного пункта (1) посылают запрос РО (4), а на ракете (2) РП (5) посредство антенны РП обеспечивает прием информации, передает ее в дешифратор команд управления (8), который через переключатель команд (9) и аппаратуру управления (6) запускает РО (4). Сигналы РО через РЛС командного пункта поступают в наземную аппаратуру управления командного пункта, где вырабатывают координаты ракеты по дальности, углу места и азимуту, определяют линейное отклонение ракеты от направления луча РЛС, формируют команды управления ракетой, которые через РЛС излучаются в направлении ракеты.
Принятые РП (5) посредством антенны РП на ракете команды управления декодируют в дешифраторе команд управления (8), и через переключатель команд (9) поступают в аппаратуру управления (6), где преобразуются в сигналы управления аэродинамическим рулевым приводом (7), управляющим углами курса и тангажа планера ракеты.
При полете ракеты ее принудительное вращение по крену обеспечивает узел принудительного вращения по крену (10), который может быть выполнен, например, в виде крыльев, установленных под углом к продольной оси ракеты.
Программным управлением лучом РЛС по вертикали и управлением ракетой относительно луча обеспечивают необходимую дальность полета и вывод ракет в зону захвата ГСН. ГСН осуществляет автономный поиск, распознавание и сопровождение цели и выдает сигнал «захват» цели. По этому сигналу происходит переход управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения по методу пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель.
Командный пункт может быть выполнен, например, аналогично прототипу /1/ и содержать блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход соединен со входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решеткой, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет.
На ракете блоки (4)-(10) могут быть выполнены, например, аналогично прототипу /1/.
Таким образом, использование предлагаемых способа наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройства для его осуществления позволяет обеспечить надежной бесперебойной связью РЛС с ракетой на всей траектории полета и повысить вероятность безотказной работы системы наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции.