Патент на изобретение №2294515

(54) СПОСОБ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области разработки СН ракет и может быть использовано в комплексах противотанковых и зенитных управляемых ракет. Технический результат – повышение точности стрельбы вращающимися по углу крена ракетами. Сущность изобретения заключается в компенсации знакопеременных расфазировок за счет формирования команд управления в вертикальном канале – пропорционально не только вертикальному, но и горизонтальному отклонениям ракеты, а в горизонтальном канале – пропорционально не только горизонтальному, но и вертикальному отклонениям. Способ заключается в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, модуляции сигналов рассогласования периодическими по углу крена, сдвинутыми друг относительно друга на угол /2 опорными сигналами, формировании сигналов управления в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов. Перед модуляцией сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиленный с коэффициентом k₁, суммируют с сигналом, пропорциональным рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабленным с коэффициентом k₂, а сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, усиленный с коэффициентом k₁, суммируют с сигналом, пропорциональным рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, ослабленным с коэффициентом k₂, причем коэффициенты k₁, k₂ вычисляют по заданным математическим зависимостям. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР.

Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является повышение точности наведения за счет компенсации фазовой связи (расфазировки), возникающей при угловом рассогласовании осей измерительной (связанной с определением координат ракеты) и опорной (относительно которой осуществляется измерение угла крена ракеты) систем координат. СН ракеты правильно отрабатывает ошибку в положении ракеты при параллельности осей указанных систем координат. В процессе наведения ракеты на цель может происходить нарушение взаимной ориентации систем координат при наличии расфазировки. Расфазировка ухудшает устойчивость системы, увеличивая колебательность процесса наведения, и приводит к снижению точности наведения и вероятности попадания ракеты в цель.

Известен способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно оси луча, формировании сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты и связанных с лучом лазера, в сигналы в системе координат, связанной с вращающейся ракетой, и преобразовании сигналов управления в отклонения рулей (патент RU №2107879, МПК⁶ F 41 G 7/00, 7/24, 07.12.94).

СН, реализующая этот способ, включает источник модулированного излучения на пусковой установке и управляемую ракету. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное лазерное излучение, вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча), и формирует команды управления рулями в связанной с вращающейся ракетой системе координат. Отклонения рулей вызывают соответствующие ускорения ракеты и возвращают ее к оси луча.

Недостатком этого способа является отсутствие каких-либо мер, направленных на уменьшение чувствительности СН к расфазировкам.

Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения, заключающийся в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, модуляции сигналов рассогласования периодическими по углу крена, сдвинутыми друг относительно друга на угол /2 опорными сигналами, формировании сигналов управления в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов (Кузовков Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). М.: Высшая школа, 1976, с.236-238, рис.7.16).

СН, реализующая этот способ, включает источник излучения (ИИ) на пусковой установке, оптически связанный с ним приемник излучения (ПИ) на ракете, блок формирования вертикальной координаты (БФВК) и блок формирования горизонтальной координаты (БФГК), входы которых соединены с выходом ПИ, первый и второй синусно-косинусные преобразователи (СКП), первые входы которых соединены с датчиком угла крена (ДУК) ракеты, а вторые входы с выходами соответственно БФВК и БФГК, первый и второй суммирующие усилители, первые входы которых соединены с первыми – косинусными выходами соответственно первого и второго СКП, а вторые входы соединены со вторыми – синусными выходами соответственно первого и второго СКП, первый привод рулевого органа (ПРО) и второй ПРО, входы которых соединены соответственно с выходами первого и второго суммирующих усилителей. В качестве СКП в ближайшем аналоге используются синусно-косинусные вращающиеся трансформаторы.

СН работает следующим образом. БФВК и БФГК формируют электрические сигналы, пропорциональные линейным рассогласованиям между ракетой и осью луча в вертикальной h₁ (в источнике информации h₂) и горизонтальной h₂ в источнике информации h₁) плоскостях. Модуляция сигналов линейных рассогласований опорными гармоническими сигналами частотой вращения ракеты по крену, сдвинутыми друг относительно друга на угол /2, осуществляется двумя СКП. Сигналы управления в связанной системе координат имеют вид:

;

,

где k – коэффициент пропорциональности БФВК и БФГК;

– угол крена ракеты, измеренный датчиком угла крена.

Полученные сигналы u₁, u₂ поступают на обмотки управления ПРО. Отклонения рулей ПРО возвращают ракету (как объект управления) к оси луча при наличии рассогласований.

Недостатком этого способа также является отсутствие каких-либо мер, направленных на уменьшение чувствительности СП к расфазировкам. Среднее значение априорно известной расфазировки может быть скомпенсировано разворотом на постоянный угол ₀ опорной системы координат, в ближайшем аналоге – разворотом осей обмоток статора синусно-косинусных вращающихся трансформаторов относительно осей вращения рулей (Кузовков Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). М., Высшая школа, 1976, с.246). При этом компенсируется расфазировка только определенной величины и одного знака.

Причинами возникновения расфазировок между осями измерительной и опорной систем координат в процессе работы СП являются:

– уход наружной рамки гироскопического ДУК в процессе полета ракеты;

– изменение углового положения измерительной системы координат при стрельбе с движущегося носителя.

Фазовая связь в СН также возникает при угловом рассогласовании исполнительной системы координат (связанной с отработкой команд управления ПРО) относительно опорной системы координат вследствие:

– разброса частоты вращения ракеты по крену относительно номинального значения из-за наличия допусков на элементы конструкции ракеты;

– разброса параметров ПРО, вызывающего разброс времени его срабатывания.

Для большинства рассматриваемых СН возможный диапазон изменения расфазировок априорно известен. Так, например, при стрельбе малогабаритными ПТУР с наземного носителя диапазон изменения его угла крена составляет ±15°, максимальный уход наружной рамки ДУК может достигать ±(5-8)°, разброс фазового запаздывания ПРО относительно среднего значения составляет ±(5-7)°, а суммарная расфазировка в наихудшем сочетании при этом составит ±(25-30)°. Такие расфазировки являются знакопеременными (т.е. возможно наличие углового рассогласования как одного, так и другого знака), что не дает возможности известными способами (компенсация фазовой связи одного знака и определенной величины) снизить чувствительность СН к расфазировкам в процессе полета и улучшить процесс наведения ракет.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности наведения ракет за счет полной или частичной компенсации возникающих в процессе полета знакопеременных расфазировок, изменяющихся в известных пределах.

Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом, заключающимся в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, модуляции сигналов рассогласования периодическими по углу крена, сдвинутыми друг относительно друга на угол /2 опорными сигналами, формировании сигналов управления в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов, в предлагаемом способе перед модуляцией сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиленный с коэффициентом k₁, суммируют с сигналом, пропорциональным рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабленным с коэффициентом k₂, а сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, усиленный с коэффициентом k₁, суммируют с сигналом, пропорциональным рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, ослабленным с коэффициентом k₂, причем коэффициенты k₁, k₂ устанавливают по зависимостям:

где – угловое рассогласование между осями измерительной системы координат, связанной с определением сигналов рассогласования, и опорной системы координат, относительно которой измеряется угол крена, а диапазон изменения величины ограничивают в пределах ±30°.

В СН вращающейся ракеты, реализующую этот способ, по сравнению с известной СН, включающей ИИ на пусковой установке, оптически связанный с ним ПИ, БФВК и БФГК, входы которых соединены с выходом ПИ, первый и второй СКП, первые входы которых соединены с ДУК ракеты, первый и второй суммирующие усилители, первые входы которых соединены с первыми – косинусными выходами соответственно первого и второго СКП, а вторые входы соединены со вторыми – синусными выходами соответственно второго и первого СКП, первый и второй ПРО, входы которых соединены с выходами соответственно первого и второго суммирующих усилителей, введены третий и четвертый суммирующие усилители, первые входы которых соединены с выходами соответственно БФВК и БФГК, вторые входы соединены с выходами соответственно БФГК и БФВК, а выходы соединены со вторыми входами соответственно первого и второго СКП, причем коэффициенты усиления третьего и четвертого суммирующих усилителей равны между собой по своим первым входам и равны между собой по своим вторым входам.

Отличительной особенностью предлагаемого способа и реализующего его устройства является формирование команды управления в каждом из каналов (вертикальном или горизонтальном) пропорционально рассогласованию не только в “своем” канале, но и в “чужом”, причем рассогласование “своего” канала усиливается, а “чужого” – ослабляется.

Дополнительные операции усиления (ослабления) сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, и их суммирования эквивалентны введению в СН симметричной перекрестной связи (СПС) между каналами с коэффициентами передачи k₁ в прямых цепях и k₂ в перекрестных цепях.

Для определения потребных коэффициентов k₁ и k₂ СПС рассматривается структурная схема СН ракеты с использованием передаточных функций (ПФ) ее элементов. Она представлена на фиг.1, где приняты следующие обозначения:

W_Бфк(p), W_ПРО(р), W_ркз(р) – ПФ блоков формирования координаты (БФВК, БФГК), ПРО, ракеты и кинематического звена соответственно;

– оператор дифференцирования по времени;

x₁, x₂ – входные сигналы СН (координаты положения оси луча) соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

y₁, y₂ – выходные сигналы СН (координаты ракеты) соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

₀ – априорно известное значение средней величины расфазировки в СН (например, номинальное значение фазового запаздывания ПРО).

Для разомкнутой СН при наличии расфазировки и компенсации фазового запаздывания ПРО углом упреждения ₀ ПФ имеет вид:

где W₀(p)=W_БФК(p)W_ПРО(P)W_РКЗ(p); .

Приведенная структурная схема СН согласно (1) с учетом наличия СПС с коэффициентами k₁ и k₂ между вертикальным и горизонтальным каналами представлена на фиг.2. Связь между комплексной выходной координатой и комплексной входной координатой в соответствии с фиг.2 может быть представлена в виде:

где – ПФ СН по координате и по комплексно-сопряженной ей координате (здесь и далее комплексное сопряжение обозначено верхним индексом “*”), в которых ; ; .

Устойчивость такой СН определяется единым характеристическим уравнением (Бесекерский В.А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования. М.: Наука, 1972, с.106, 107, 135)

D(p)=0,

которое для рассматриваемого случая запишется в виде:

При отсутствии расфазировки (=0) и СПС (k₁=1, k₂=0) характеристическое уравнение (2) принимает вид:

Очевидно, что при одновременном выполнении условий

система с СПС между каналами при наличии расфазировки будет иметь характеристическое уравнение вида (3) и степень устойчивости этой системы останется такой же, как и для системы при отсутствии фазовой связи, т.е. введение в СН СПС исключает влияние расфазировки на устойчивость системы. Совместное решение уравнений (4) и (5) позволяет найти значения коэффициентов k₁ и k₂, обеспечивающих точную компенсацию фазовой связи величиной любого знака:

Например, при необходимости компенсации фазовой связи величиной как +15°, так и -15° значения коэффициентов должны устанавливаться равными 1,04 и 0,27.

Структура предлагаемой СН пояснена на фиг.3, где представлены соединенные оптической связью ИИ 1 и ПИ 2 (все остальные связи – электрические), БФВК 3 и БФГК 4, входы которых соединены с выходом ПИ 2, первый СКП (СКП1) 7 и второй СКП (СКП2) 8, первые входы которых соединены с ДУК 9, первый суммирующий усилитель СУ1 10 и второй суммирующий усилитель СУ2 11, первые входы которых соединены с первыми – косинусными выходами соответственно СКП1 7 и СКП2 8, а вторые входы соединены со вторыми – синусными выходами соответственно СКП2 8 и СКП1 7, первый привод рулевого органа ПРO1 12 и второй привод рулевого органа ПРO2 13, входы которых соединены с выходами соответственно СУ1 10 и СУ2 11, а также третий суммирующий усилитель СУЗ 5 и четвертый суммирующий усилитель СУ 4 6, первые входы которых соединены с выходами соответственно БФВК 3 и БФГК 4, вторые входы соединены с выходами соответственно БФГК 4 и БФВК 3, а выходы соединены со вторыми входами соответственно СКП1 7 и СКП2 8.

В качестве суммирующего усилителя может быть использована схема, представленная в книге Тетельбаума И.М., Шнейдера Ю.Р. 400 схем для АВМ. – М.: Энергия, 1978, с.24.

В качестве остальных элементов могут быть использованы устройства, представленные в ближайшем аналоге.

Наиболее простым вариантом реализации в СН предлагаемого способа является введение в бортовую аппаратуру ракеты СПС между каналами с постоянными коэффициентами передачи согласно (6) при априорном определении величины компенсируемой расфазировки . Эти коэффициенты передачи устанавливают на третьем суммирующем усилителе СУ3 5 и четвертом суммирующем усилителе СУ4 6 (k₁ – по их первым входам, a k₂ – по их вторым входам).

При наличии на носителе датчика его угла крена и возможности передачи информации об измеряемом угле крена на ракету (или, например, при наличии на борту ракеты устройств измерения времени запаздывания ПРО и частоты вращения по крену) возможны непрерывное определение переменной по полету расфазировки и, соответственно, сигналов k₁, k₂, модуляция ими сигналов рассогласования в вертикальной и горизонтальной плоскостях.

Ограничение величины компенсируемой расфазировки (а соответственно, и величин коэффициентов k₁, k₂) в пределах ±30° определяется исходя из максимально возможных ее реальных значений в СН. Как указано выше, в наихудшем случае суммарная расфазировка не превышает ±30°.

Введение в предлагаемом способе дополнительных операций усиления сигналов в прямых цепях и ослабления сигналов в перекрестных цепях и их суммирования не приводит к ухудшению качества процессов наведения в СН при появлении расфазировок величиной больше или меньше выбранной для компенсации (в том числе, и при отсутствии расфазировок вообще) по сравнению с известным способом.

Применение предлагаемого способа наведения вращающейся по углу крена ракеты позволяет повысить точность наведения в условиях наличия расфазировок в СН любого знака, независимо от причин их возникновения.

Формула изобретения

1. Способ наведения вращающейся ракеты, включающий формирование излучения, прием аппаратурой управления ракеты этого излучения, формирование сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, модуляцию сигналов рассогласования периодическими по углу крена, сдвинутыми относительно друг друга на угол /2 опорными сигналами, формирование сигналов управления в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразование полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов, отличающийся тем, что перед модуляцией сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиленный с коэффициентом k₁, суммируют с сигналом, пропорциональным рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабленным с коэффициентом k₂, a сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, усиленный с коэффициентом k₁, суммируют с сигналом, пропорциональным рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, ослабленным с коэффициентом k₂, причем коэффициенты k₁, k₂ устанавливают по зависимостям:

где – угловое рассогласование между осями измерительной системы координат, связанной с определением сигналов рассогласования, и опорной системы координат, относительно которой измеряется угол крена, а диапазон изменения величины ограничивают в пределах ±30°.

2. Система наведения вращающейся ракеты, включающая источник излучения на пусковой установке, оптически связанный с ним приемник излучения, блок формирования вертикальной координаты и блок формирования горизонтальной координаты, входы которых соединены с выходом приемника излучения, первый и второй синусно-косинусные преобразователи, первые входы которых соединены с датчиком угла крена ракеты, первый и второй суммирующие усилители, первые входы которых соединены с первыми – косинусными – выходами соответственно первого и второго синусно-косинусных преобразователей, а вторые входы соединены со вторыми – синусными – выходами соответственно второго и первого синусно-косинусных преобразователей, первый и второй приводы рулевого органа, входы которых соединены с выходами соответственно первого и второго суммирующих усилителей, отличающаяся тем, что в нее введены третий и четвертый суммирующие усилители, первые входы которых соединены с выходами соответственно блока формирования вертикальной координаты и блока формирования горизонтальной координаты, вторые входы соединены с выходами соответственно блока формирования горизонтальной координаты и блока формирования вертикальной координаты, а выходы соединены со вторыми входами соответственно первого и второго синусо-косинусных преобразователей, причем коэффициенты усиления третьего и четвертого суммирующих усилителей равны между собой по своим первым входам и равны между собой по своим вторым входам.

РИСУНКИ