Патент на изобретение №2254543
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ С ОТДЕЛЯЕМЫМ КОРРЕКТИРУЕМЫМ БОЕВЫМ МОДУЛЕМ
(57) Реферат:
Изобретение относится к системам высокоточного вооружения, в частности к системам наведения тактических баллистических ракет. Способ наведения баллистической ракеты с корректируемым боевым модулем (КБМ) включает пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения. Траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции. Перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ. После пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции для уменьшения промаха до минимального значения. Перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер. При промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной. Реализация изобретения позволяет повысить точность наведения. 1 ил.
Изобретение относится к системам высокоточного вооружения, в частности к системам наведения (СН) тактических баллистических ракет, предназначенных для поражения оборонительных сооружений, огневых средств, зданий и сооружений промышленных объектов. Известен (1) способ комбинированного управления летательным аппаратом (ЛА), включающий запуск ЛА из пускового устройства под углом Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение точности наведения на цель тактических баллистических ракет. Технический результат достигается за счет того, что при способе наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем (КБМ), включающем пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения, траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции, при этом перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, после пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции (ИДК) для уменьшения промаха до минимального значения, перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости самонаведения, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер, причем при промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной. На чертеже приведена иллюстрация траектории полета ракеты и КБМ, реализуемого по предлагаемому способу наведения. Перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, в момент пуска включают программу расчета кинематических параметров движения ракеты. На первом после пуска участке (0-1) работает маршевый двигатель, на следующем, баллистическом, участке (1-2) после прохождения вершины траектории отделяют КБМ, на участке промежуточной коррекции (2-3) определяют величину и фазу накопившегося промаха и производят путем запуска ИДК ряд коррекций траектории КБМ для снижения прогнозируемого промаха до величины, допустимой для участка самонаведения, затем на участке (3-4) производят торможение КБМ до величин линейной и угловой скорости движения КБМ, допустимых для начала участка лазерного самонаведения, инициируемого по команде, передаваемой в момент вхождения КБМ в зону захвата цели по радиоканалу с бортового передатчика на связную радиостанцию для перевода в режим подсвета цели портативного целеуказателя-дальномера. В определенный по программе бортовой ЭВМ момент времени включается бортовой лазерный индикатор-координатор (ЛИК) в режим приема отраженного лазерного сигнала. Коррекция траектории КБМ при лазерном полуактивном самонаведении производится так же, как на участке промежуточной коррекции, с помощью выбора ближайшего по фазе ИДК и выбора оптимального момента его запуска для устранения промаха, определяемого с помощью ЛИК. Использование ИДК на участке промежуточной коррекции траектории КБМ дает возможность обеспечить предельный промах величиной менее 400 м, а использование ИДК на участке самонаведения дает возможность обеспечить конечный промах не более 40 м за время менее 3,0 секунд с использованием нескольких коррекций даже при условиях низкой облачности. Описанная выше реализация предлагаемого в изобретении способа наведения обеспечивает повышение точности наведения более чем в 100 раз по сравнению со штатной неуправляемой баллистической ракетой за счет удержания к началу участка самонаведения величины прогнозируемого промаха ниже допустимого порога, величины линейной и угловой скорости в допустимых для эффективного самонаведения пределах и выбора оптимального момента начала самонаведения с учетом оставшегося времени полета. Источники информации 1 RU 2124688 с1, 25.11.1997. 2 Военный парад, 2003 г., №4, с.60-62.
Формула изобретения
Способ наведения баллистической ракеты с корректируемым боевым модулем (КБМ), включающий пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения, отличающийся тем, что траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции, при этом перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, после пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции для уменьшения промаха до минимального значения, перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер, причем при промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной.
РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||
0 к горизонту с начальной скоростью 
0, полет ЛА по баллистической траектории и инерциальное наведение ЛА с программным углом наклона продольной оси ЛА к горизонту, при котором траектория движения ЛА приближается к опорной траектории с наименьшими высотами полета, и самонаведение на цель на конечном участке полета с помощью аэродинамических устройств. Недостатком этого способа, выбранного в качестве прототипа, является то, что он позволяет уменьшить промах только в продольной плоскости, при этом вносятся ошибки, связанные с измерениями углов, и методические ошибки, обусловленные приближенностью вычисления программного значения, что уменьшает вероятность попадания ЛА в область начальных промахов, выбираемых на участке самонаведения. Известны (2) способы поражения целей с использованием боевых блоков с головками самонаведения, отделяемых от реактивных снарядов при сближении с целью. Недостатком этих способов является малая точность наведения при стрельбе по удаленным и одиночным целям.