Ракета воздух-поверхность - системы наведения. Инерциальная навигационная система Как управляется ракета
Владельцы патента RU 2263874:
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. Технический результат - предотвращение перекрывания оптических линий связи "носитель - ракета", "носитель - цель" дымовым шлейфом собственного разгонного двигателя ракеты. Сущность изобретения заключается в том, что формируют и запоминают сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении линии визирования цели. Измеряют угловую скорость движения продольной оси ракеты. Устанавливают пороговое значение ошибки между сигналом текущей измеренной угловой скорости продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости. Сравнивают до захвата ракеты на сопровождение сигнал измеренной угловой скорости продольной оси ракеты с соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости продольной оси ракеты, и если ошибка между этими сигналами больше установленного порогового значения, то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения, равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости и сигналом измеренной угловой скорости продольной оси ракеты. 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет.
Известны способы управления ракетой, включающие два участка наведения: первый участок связан с выводом ракеты на кинематическую траекторию наведения, второй участок - с наведением ракеты по кинематической траектории в соответствии с принятым методом наведения. На первом участке с помощью стартового двигателя осуществляется разгон ракеты до необходимой скорости движения, при этом ракета до попадания в информационный луч управления и захвата на сопровождение пеленгатором или до выхода на кинематическую линию наведения не управляется или управляется по программе (, стр.329-330). Программное управление на этом участке строится на основе измерений углового положения или угловой скорости продольной оси ракеты. На втором участке - управление строится на основе измерений координат ракеты относительно заданного направления полета.
Управление ракетами на разгонном участке сопровождается дымообразованием от собственного двигателя, что в случае использования системы теленаведения с визированием цели и (или) ракеты оптическими и оптико-электронными пеленгаторами на этапе наведения, связанном с выводом ракеты на линию визирования цели (ЛВЦ), затрудняет слежение за целью, ослабляет сигналы по линии связи "носитель - ракета", снижает помехоустойчивость оптико-электронной системы управления и может привести к срыву наведения ракеты (, стр.29-31).
Известные способы управления ракетой, позволяющие повысить помехоустойчивость оптических линий связи (ОЛС) в условиях дымообразования собственных двигателей, основываются на разнесении траектории активного участка полета ракеты с ЛВЦ.
Наиболее близким к предлагаемому способу является способ управления ракетой, включающий запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование корректируемой программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на ЛВЦ ().
Известный способ управления на участке полета ракеты с работающим двигателем после встреливания ее в информационный луч пеленгатора и захвата на сопровождение за счет корректировки программной команды управления в зависимости от качества сигнала пеленгации ракеты (например, величины выходного сигнала фотоприемного устройства) или значений измеряемых параметров движения ракеты (например, угловой скорости ракеты относительно ЛВЦ) обеспечивает угловую ориентацию ракеты и ее траекторию полета, при которых снижается возможность затенения ЛВЦ и линии визирование ракеты дымовым шлейфом от собственного разгонного двигателя. Следовательно, повышается надежность оптических линий связи (ОЛС) "носитель - ракета" и "носитель - цель", что повышает помехоустойчивость системы управления и благоприятно сказывается на точности наведения ракеты.
Схема, поясняющая условие перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя собственной ракеты, приведена на чертеже, где обозначено:
ϕ - угол линии визирования ракеты относительно ЛВЦ;
r - дальность до ракеты;
V - скорость ракеты;
ϑ - угол наклона продольной оси ракеты относительно ЛВЦ;
Угол наклона траектории ракеты относительно ЛВЦ;
χ - угловой размер дымового шлейфа факела двигателя ракеты относительно его продольной оси;
ζ - угол между продольной осью дымового шлейфа (ракеты) и линией визирования ракеты.
Из чертежа видно, что отсутствие перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты имеет место при выполнении условия, что угол ζ между продольной осью ракеты и ее линией визирования больше половины углового размера дымового шлейфа χ, т.е.
В известном способе управления условие (1) превышение угла ζ над угловым размером дымового шлейфа факела двигателя χ обеспечивается в процессе вывода ракеты корректируемой, по факту наличия пеленгации ракеты, программной командой управления, т.е. при этом и к моменту входа ракеты в информационный луч пеленгатора для захвата ее на сопровождение также требуется выполнение соотношения (1). Так как стрельба ракетами сопровождается рассеиванием траекторий, связанным с действием случайных и систематических возмущающих факторов, то в процессе захвата ракеты пеленгатором на заданной дальности может оказаться, что условие (1) не выполняется из-за отсутствия необходимой ориентации продольной оси ракеты относительно ее линии визировании.
Дело в том, что при старте ракеты и на начальном разгонном участке полета (до захвата ракеты на сопровождение) на ракету действуют, в основном (кроме силы тяги разгонного двигателя), систематическое возмущение силы тяжести и случайное возмущение, получаемое ракетой при потере силовой связи с пусковой установкой.
При сходе с пусковой установки за время движения по направляющим ракета (ее продольная ось) получает угловую скорость вращения вокруг центра масс:
Систематическую составляющую скорости, направленную к ЛВЦ (вниз), за счет действия силы тяжести, величина которой может определятся, например, соотношением (, стр.382)
где m - масса ракеты при сходе;
g=9.81 м/с 2 - ускорение силы тяжести;
Θ 01 - угловое положение ракеты относительно горизонта;
1 2 - расстояние между центром масс ракеты и ее крайней (задней) точкой контакта с направляющей пусковой установки;
Р 0 - сила тяги разгонного двигателя при сходе ракеты;
J " z - приведенный момент инерции ракеты;
Δt - время (длительность) схода ракеты;
Случайную составляющую любого поперечного направления относительно ЛВЦ, определяемую воздействием газовых потоков разгонного двигателя ракеты, потерей соосностей (наличием так называемых технологических эксцентриситетов) ракеты и ее двигателя, ракеты и направляющей пусковой установки, колебанием пусковой установки вследствие упругих свойств ее конструкции, движения носителя ракеты и т.п.(, стр. 370). Например, наличие эксцентриситета тяги разгонного двигателя Δε вызовет угловую скорость вращения ракеты вокруг центра масс , определяемую, например, соотношением
где J z - момент инерции ракеты.
После схода ракеты на траектории полета продольная ось ракеты разворачивается с угловой скоростью, определяемой угловой скоростью, полученной при сходе, а также угловой скоростью разворота относительно центра масс под воздействием силы тяжести на этом участке полета
где V - скорость ракеты;
Θ 02 - угловое положение ракеты относительно горизонта;
g=9.81 м/с 2 .
Суммарная угловая скорость движения от указанных воздействий будет определять в текущий момент времени угловую ориентацию ракеты относительно ее линии визирования, а следовательно, и выполнение условия (1) незатенения ОЛС дымовым шлейфом, в том числе и на момент захвата ракеты на сопровождение, т.е. определять возможность пеленгации ракеты. Угловая скорость разворота ракеты, определяемая весовым возмущением, направлена на создание благоприятного, с точки зрения незатенения ОЛС, угла между осью дымового шлейфа (ракеты) и ее линией визирования. Угловая скорость, вызванная другими случайными факторами старта и полета ракеты, в зависимости от своего направления может как способствовать созданию благоприятного для пеленгации угла ориентации ракеты, так и препятствовать его образованию.
В одном случае, при наличии к моменту захвата ракеты составляющей случайной скорости ее разворота, совпадающей с направлением скорости разворота ракеты от весового возмущения, т.е. к ЛВЦ, будет обеспечиваться благоприятное условие захвата ракеты с точки зрения необходимого угла пеленга ракеты. Но далее, после захвата на сопровождение, сильно возмущенная ракета может совершать колебательное движение, которое в силу своей неодносторонности относительно линии визирования ракеты приведет к последующему затенению и прерыванию ОЛС с ракетой или к возможному преждевременному выходу ракеты, с работающим разгонным двигателем, на ЛВЦ, т.е. к затенению ОЛС с целью и срыву управления.
Во втором случае, при наличии к моменту захвата ракеты составляющей случайной скорости, противоположной направлению скорости разворота ракеты от весового возмущения, т.е. от ЛВЦ, захват ракеты на сопровождение на заданной дальности вообще может быть невозможен в силу затенения ОЛС из-за недостаточного к моменту захвата угла между продольной осью ракеты и ее линией визирования, т.е. невыполнения соотношения (1).
Следует также учитывать, что при стрельбе ракетой по высотным целям, по мере увеличения угла ЛВЦ относительно горизонта, влияние силы тяжести на систематический разворот продольной оси ракеты к моменту захвата будет уменьшаться (в соответствии с соотношением (4)) и угол ориентации ракеты на момент захвата будет определяться, в основном, случайными силовыми факторами взаимодействия ракеты с пусковой установкой при старте. В этом случае практически всегда одна из ОЛС "носитель - ракета" или "носитель - цель" будет перекрыта дымовым шлейфом факела двигателя.
В условиях реального полета, при возможном превалировании воздействия случайных возмущений над систематическими, величина априори назначенной программной команды управления для углового разворота ракеты может оказаться избыточно завышенной или заниженной с точки зрения выполнения условия незатенения (1). В связи с этим дальность захвата ракеты на сопровождение пеленгатором выбирают такой, чтобы к моменту захвата угловое движение продольной оси ракеты от действия случайных возмущений затухло, а угол между продольной осью ракеты и линией ее визирования, образующийся под воздействием силы тяжести ракеты и случайных воздействий на предшествующем времени полета, превышал половину углового размера дымового шлейфа, т.е. не было затенения ОЛС. Это приводит к увеличению дальности захвата, дальности вывода ракеты, мертвой зоны комплекса вооружения и, следовательно, к снижению эффективности стрельбы и ограничению применения комплексов вооружения управляемых ракет с оптико-электронными системами управления.
Задачей предлагаемого изобретения является предотвращение перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя ракеты в момент ее предполагаемого захвата пеленгатором на сопровождение и на участке вывода, предотвращение срыва наведения ракеты и уменьшение дальности ее вывода на ЛВЦ.
Поставленная задача достигается за счет того, что в способе управления ракетой, включающем запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование корректируемой программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на ЛВЦ, формируют и запоминают сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, измеряют угловую скорость движения продольной оси ракеты, устанавливают пороговое значение величины ошибки между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, сравнивают до захвата ракеты на сопровождение сигнал текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты с соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, и если ошибка между этими сигналами больше установленного порогового значения ошибки, то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения, равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ и сигналом измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты.
В предлагаемом способе управления решение задачи основывается на сочетании операций управления угловым положением ракеты до захвата и начала выделения ее координат пеленгатором, направленных на парирование случайных угловых движений ракеты вокруг центра масс, и операций управления угловым положением ракеты под воздействием корректируемой программной команды управления на участке вывода, которые определяются реальной угловой ориентацией ракеты, ее дымового шлейфа и условиями прохождения сигнала по ОЛС.
Управление угловой скоростью продольной оси ракеты в зависимости от сложившегося реального углового движения определяет возможность индикации ракеты в заданный момент захвата ее на пеленгацию, позволяет обеспечить выполнение условия незатенение ОЛС дымовым шлейфом собственной ракеты (1) и исключить их прерывание. Заданный момент захвата (дальность захвата) ракеты на сопровождение определяется теперь только углом разворота ракеты под действием возмущения, эквивалентного действию систематического весового возмущения, независимо от условий стрельбы, в том числе и от углового положения ЛВЦ относительно горизонта (угла места обстреливаемой цели). Поэтому предлагаемый способ в условиях собственных дымовых помех обеспечивает дальность надежного захвата ракеты, не зависящую от изменяющихся условий стрельбы.
Сравнение заявляемого технического решения с известными позволило установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие заявляемое изобретение от прототипа, не были выявлены, и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "изобретательский уровень".
Управление ракетой осуществляется следующим образом. Ракета запускается под углом к ЛВЦ. Предварительно для данного типа ракеты, запускаемой с соответствующего типа пусковой установки, формируют, например, в соответствии с соотношениями (2) и (4) и запоминают в памяти системы управления как функцию времени полета ракеты сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от действия силы тяжести при сходе ракеты и на дальнейшем участке полета (t) при горизонтальном положении ЛВЦ. Также заранее устанавливают пороговое значение величины ошибки Δ п (t) между сигналом текущей измеряемой угловой скорости движения продольной оси ракеты (t) и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести (t) при горизонтальном положении ЛВЦ.
Пороговое значение ошибки угловой скорости Δ п (t) как функции времени полета ракеты определяется допустимым, с точки зрения возможного парирования к заданному моменту захвата ракеты, текущим приращением угла между продольной осью ракеты и линией ее визирования ζ от действия случайных возмущений относительно запомненного текущего значения данного угла, образующегося от воздействия силы тяжести ракеты и обеспечивающего незатенение линии визирования ракеты на дальности захвата.
После старта ракеты в процессе ее полета измеряется, например, гироскопическим датчиком угловых скоростей угловая скорость продольной оси ракеты (t). Затем определяется ошибка между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты (t) и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ (t)
Далее сравнивают сигнал полученной ошибки Δ(t) с установленным текущим пороговым значением ошибки Δ п (t), и если в некоторый момент времени t i ошибка Δ(t) между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ больше установленного для этого момента времени t i порогового значения ошибки Δ п (t), т.е. если
то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения Δ i (t i), равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ (t) и сигналом измеренной угловой скорости движения продольной оси (t i)
где t i - момент времени выполнения условия (6) выхода угловой скорости движения продольной оси ракеты (t) за пороговое (допустимое) значение.
Таким образом, в результате такого воздействия (7) продольная ось ракеты будет иметь угловую скорость вращения относительно центра масс
т.е. с этого момента времени t i угловая скорость продольной оси ракеты для текущего времени будет соответствовать программной угловой скорости продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ . Это обеспечит к моменту захвата благоприятную угловую ориентацию оси ракеты и ее дымового шлейфа относительно линии визирования ракеты, определяемую систематическим возмущением, эквивалентным действию силы тяжести, и выполнение условия (1) незатенения линии визирования ракеты.
Реализация угловой скорости разворота Δ i (t i), дополнительно сообщаемой ракете, может быть выполнена, например, посредством дискретно срабатываемых микродвигателей коррекции, устанавливаемых в поперечной плоскости ракеты на определенном расстоянии относительно центра масс ракеты. Импульс тяги I таких двигателей будет определяться соотношением
где F - сила тяги двигателей коррекции;
Δt г - время работы;
J - момент инерции ракеты;
L - расстояние от места установки двигателей до центра масс ракеты;
Δ i (t i) - необходимая дополнительная угловая скорость разворота оси ракеты.
При больших значениях угла ЛВЦ относительно горизонта воздействие весового возмущения на угловую скорость разворота ракеты в реальном полете уменьшается в соответствии с (4), но за счет придания ракете регулируемой по текущему времени дополнительной скорости углового разворота в соответствии с соотношениями (5)-(8) реальная скорость и угол ориентации ракеты к момента ее захвата будут обеспечивать условие (1) незатенения линии визирования ракеты.
Таким образом, управление ракетой с корректировкой угловой скорости разворота ее продольной оси относительно центра масс позволяет обеспечить выполнение условия незатенения ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела стартового двигателя собственной ракеты на момент захвата ее на сопровождение и тем самым уменьшить дальность вывода и предотвратить срыв наведения ракеты в условиях реального управляемого полета.
Предлагаемый способ управления ракетой позволяет повысить помехоустойчивость ОЛС к дымовым помехам собственной ракеты, уменьшить мертвую зону и повысить эффективность комплексов вооружения телеуправляемых ракет, что выгодно отличает его от известных.
Источники информации
1. А.А.Лебедев, В.А.Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. -М.: Машиностроение, 1965.
2. Ф.К.Неупокоев. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Военное издательство, 1991.
3. Патент РФ №2205360, МПК 7 F 42 B 15/01.
4. А.А.Дмитриевский. Внешняя баллистика. -М.: Машиностроение, 1979.
Способ управления ракетой, включающий запуск ракеты под углом к линии визирования цели, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование корректируемой программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на линию визирования цели, отличающийся тем, что формируют и запоминают сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении линии визирования цели, измеряют угловую скорость движения продольной оси ракеты, устанавливают пороговое значение величины ошибки между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении линии визирования цели, сравнивают до захвата ракеты на сопровождение сигнал текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты с соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении линии визирования цели и, если ошибка между этими сигналами больше установленного порогового значения ошибки, то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения, равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении линии визирования цели и сигналом измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет
Командные системы телеуправления – управления полетом осуществляется с помощью команд, формируемых на ПУ и передаваемых на истребители или ракеты.
В зависимости от способа получения информации различают:
–командные системы телеуправления I вида (ТУ– I);
–командные системы телеуправления II вида (ТУ– II);
Системы самонаведения –системы, в которых управление полетом р осуществляется командами управления формируемыми на борту самой ракеты.
При этом информация необходимая для их формирования выдаётся бортовым устройством (координатором).
В таких системах используется самонаводящиеся р, в управлении полётом которых ПУ участие не принимает.
По виду энергии, используемой для получения информации о параметрах движения цели различают системы – активные, полуактивные, пассивные.
Активные – системы самонаведения, в которых источник облучения цели установлен на борту р. Отражение от цели сигналы принимаются бортовым координатором и служат для измерения параметров движения цели.
Полуактивные – источник облучения ЦЕЛИ размещён на ПУ. Отраженные от цели сигналы используются бортовым координатором для изменения параметров рассогласования.
Пассивные – для измерения параметров движения ЦЕЛИ используется энергия, излучаемая целью. Это может быть тепловая (лучистая), световая, радиотепловая энергия.
В состав системы самонаведения входят устройства, измеряющие параметр
рассогласования: счётно-решающий прибор, автопилот и рулевой тракт.
Система теленаведения – системы управления ракетами, в кот. команды управления полетом формируются на борту ракеты. Их величина пропорциональна отклонению ракеты от равносигнального управления, создаваемого радиолокационными визирами пункта управления.
Такие системы называются системами наведения по радиолучу. Они бывают однолучевые и двухлучевые.
1-устройство сопровождения цели и наведения ракеты;
2-пусковое устройство;
3-устройство наведения ракеты.
Комбинированные системы наведения –системы, в кот. наведение ракеты на цели осуществляется последовательно несколькими системами. Они могут находить применение в комплексах дальнего действия. Это может быть комбинация командной сист. телеуправления на начальном участке траектории полета ракеты и самонаведение на конечном, или наведение по радиолучу на начальном участке и самонаведение на конечном. Такая комбинация систем управления обеспечивает наведение ракет на цели с достаточной точностью при больших дальностях стрельбы.
Рассмотрим теперь боевые возможности отдельных ЗРК ПВО стран НАТО.
ЗРК большой дальности
–ЗРК – «Найк–Геркулес» – предназначен для поражения целей на средних, больших высотах и в стратосфере. Он может применятся для поражения наземных ЦЕЛЕЙ ядерными боеприпасами на Д до 185км. Находится на вооружении армий США, НАТО, Франции, Японии, Тайваня.
Основной тактической единицей ЗРК является ЗР дивизион, в состав которого входит 4 батареи.
Батарея состоит из 3 огневых секций (по три ПУ в каждой) и др. элементов
Для соответственной ПВО каждая батарея имеет 8 зенитных 12,7 пулеметов.
Количественные показатели
Зона обстрела – круговая;
Д max предельной зоны поражения (где еще возможно поражение цели, но с низкой вероятностью);
Ближняя граница зоны поражения =11км
Нижняя Граница зоны пор.–1500 м а Д=12км и до Н=30км с увеличением дальности.
V max p.–1500м/с;
V max пораж.р.–775–1200м/с;
n max рак.–7;
t навед (полета) ракеты–20–200с;
Темп стрельбы–за 5мин→5 ракет;
t / разверт. Подвижного ЗРК –5–10ч;
t / свёртывания – до 3ч;
Инерциальная навигационная система (ИНС) - обеспечивает непрерывную выработку информации о курсе, координатах, скорости движения и параметрах угловой ориентации платформы, на которой установлена ИНС. Следует отметить такие особенности ИНС, как автономность и отсутствие демаскирующих признаков работы, определяющее широкое её использование на кораблях Военно-Морского Флота.
Общие сведения
Инерциальная навигационная система (система инерциальной навигации, навигационное устройство), в основу работы которой положены классические (ньютоновские) законы механики. В ИНС исходной (главной) системой отсчёта, по отношению к которой производятся инерциальные измерения, служит инерциальная (абсолютная, т. е. неподвижная относительно звёзд) система. Посредством ИНС определяют координаты, скорость, ускорение и др. основные параметры движения объекта (самолёта, ракеты, космического корабля, надводных и подводных судов и др.). ИНС имеют перед другими навигационными системами большие и важные преимущества - универсальность применения, возможность определения основных параметров движения, автономность действия, абсолютную помехозащищенность. Эти качества определили ИНС как наиболее перспективную навигационную систему.
Принцип действия
Блок-схема инерциальной навигационной системы: 1 - блок инерциальных измерителей и построителей направлений в пространстве, посредством которого реализуется заданная ориентация измерительных осей и выдаётся измерительная информация в вычислитель; 2 - вычислительный блок, в котором осуществляются интегрирование основного уравнения, вычисление необходимых параметров движения, формирование сигналов управления ориентацией инерциальных измерителей и сигналов компенсации систематических погрешностей; 3 - блок времени, из которого в блоки 1, 2, 4 поступают сигналы мирового времени; 4 - блок ввода начальной информации в блоки 1 и 2 для ориентации инерциальных измерителей и интегрирования основного уравнения; А - поступление начальной информации; Б - выдача конечной информации о параметрах движения. Стрелками показаны направления поступления информации.
Принцип действия ИНС состоит в моделировании поступательного движения объекта, характеризуемого изменением во времени ускорения, скорости и координат, подобным процессом движения воспринимающего элемента (массы) пространственного (трёхкомпонентного) акселерометра (в общем случае с компенсацией гравитационного ускорения).
Исходной информацией для инерциальной навигационной системы является ускорение судна, на котором она установлена. Двойное интегрирование вектора ускорения дает необходимую информацию для вычисления скорости и координат. ИНС не связана с внешними источниками информации (курс, скорость). Ориентирование измерительных осей акселерометров по заданным направлениям производится свободными или управляемыми (по сигналам от акселерометров) гироскопическими устройствами (гироскопом , гиростабилизатором, гирорамой и др.) или астростабилизаторами, а также сочетанием этих средств.
ИНС весьма сложны и дорогостоящи. Срок службы их меньше, чем у обычных гироскопических приборов. Для правильного функционирования перед стартом объекта требуется ввести начальные данные по координатам пункта старта и скорости, произвести ориентирование инерциальных измерителей. Точность некорректируемых инерциальных навигационных систем зависит от времени. Поэтому возможность получения информации от системы, удовлетворяющей заданным требованиям, ограничена во времени. Так, за час полёта лучшие образцы ИНС имеют погрешность в определении координат примерно 1,5-5 км. Для уменьшения погрешностей и расширения возможностей использования применяют различные способы коррекции от радионавигационных, радиолокационных и астронавигационных средств.
XXI век
В последнее десятилетие наиболее распространенным типом ИНС стали бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС). Они широко применяются в аэрокосмической технике и начали применяться в морских и наземных системах. Это стало возможным после преодоления ряда сложных технических проблем. В ИНС надводных кораблей и судов обычно используются динамически настраиваемые или поплавковые гироскопы. Они обеспечивают выработку навигационных данных и гироскопическую стабилизацию вооружения и различных технических средств корабля. Курс вырабатывается с точностью порядка единиц угловых минут, координаты – с точностью порядка нескольких десятков метров, углы качки – с точностью не хуже 1 угл. мин. В литературе можно встретить совмещенные измерители ИНС / ГАГК (гиро-азимут-горзонт компас) в основе работы которого лежит инерциальный принцип. Согласно протоколам обмена, мы получаем объединенный вектор навигационных параметров этих систем.
Классификация
По ориентации направлений осей чувствительности инерциальных измерителей
1) с произвольной ориентацией;
2) с ориентацией по звёздам, по осям, жестко связанным с объектом;
3) с неизменной ориентацией относительно небесного тела, напр. Земли;
4) с горизонтальной ориентацией.
По наличию стабилизированной платформы
1) со стабилизированной гироскопической или астроплатформой;
2) бесплатформенные (БИНС).
Владельцы патента RU 2400690:
Изобретение относится к оборонной технике. Технический результат - повышение вероятности попадания ракеты в маневрирующую цель. Система наведения противосамолетных ракет сравнивает сигналы оптической и инфракрасной цифровых фотокамер и сигнала радиолокационной станции и по результирующему сигналу отличает истинные цели от ложных. Система формирует траекторию упреждения путем обратной связи рулей с подвижной головкой самонаведения - головка поворачивается в сторону, противоположную отклонению рулей до тех пор, пока рули не встанут в нейтральное положение. Система может производить опережающее упреждение на фюзеляж путем смещения нейтрали датчика положения рулей в ту же сторону, что и отклонение головки, или дополнительного смещения головки в ту же сторону. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к ракетам классов «воздух-воздух» и «земля-воздух» со всеми типами головок самонаведения (далее ГСН).
Известны ракеты с тепловыми ГСН (см. «История авиационного вооружения», Минск, 1999, стр.444), содержащие фюзеляж, двигатель, инфракрасный или радиолокационный датчик цели, усилители и приводы рулей, но они могут быть уведены от цели тепловыми ловушками или солнцем. Известны ракеты с коррекцией траектории по скорости прецессии гироскопов (см. там же, стр.417), но эта система сложна и недостаточно точна, что при энергичном маневре самолета-цели может привести к промаху.
Задача изобретения - повышение вероятности попадания ракеты в маневрирующую цель на фоне помех. Эта задача решается совместно двумя путями. Во-первых, осуществлением электронной дискриминации ложных инфракрасных целей. И во-вторых, более точным наведением ракеты по пересекающейся траектории, а еще лучше - по слегка опережающей траектории. При этом ловушки быстрее выходят из поля зрения ГСН ракеты, а рули ракеты находятся практически в нейтральном положении, что обуславливает повышенную готовность ракеты к выполнению максимального маневра в любом направлении.
Изобретение 1. Предлагаемая система кроме усилителей и приводов рулей содержит в качестве датчика цели две цифровых фотокамеры, одна из которых работает в оптическом диапазоне, а другая - в инфракрасном (далее «оптическая фотокамера» и «инфракрасная фотокамера»). Пиксели этих фотокамер связаны блоком порогового пропускания сигналов (далее ППС) оптической фотокамеры (например, с помощью динисторов) и блоком выключения соответствующих инфракрасных пикселей (далее ВИП) инфракрасной фотокамеры (например, двухтранзисторной схемой «электронный ключ»).
То есть сигнал с пикселей оптической фотокамеры не проходит дальше, пока его уровень не достигнет определенной яркости (ярче, чем сигнал от сопла реактивного двигателя самолета, неба, облаков). Если же сигнал превышает эту яркость, например сигнал от солнца, от тепловой ловушки, то он проходит блок ППС почти без ослабления и поступает на блок ВИП, который отключает изображение с того же самого участка инфракрасной фотокамеры, см. фиг.1.
То есть там, где на виртуальном изображении оптической фотокамеры имеется яркая засветка, на том же участке инфракрасной фотокамеры «вырезается» черное пятно, и ракета как бы не «видит» источник инфракрасного излучения, если он одновременно является источником видимого излучения. Таким образом, ракета не реагирует на солнце, ловушки и горящие самолеты.
Следует заранее предусмотреть контрмеры противника: для того чтобы выдать истинную цель за ложную, достаточно увеличить светимость сопла самолета, для чего можно вдуть в сопло порошок алюминия или просто дополнительное количество топлива. В этом случае система на виртуальном инфракрасном изображении «вырежет» черное пятно на месте сопла самолета и инфракрасных сигналов не будет.
Если это произошло достаточно близко от самолета, то ракету это не обманет - она при достаточной чувствительности перенацелится на передние кромки крыльев или лопастей, или на воздухозаборники. Но если до цели еще далеко, и она идентифицируется как точечный объект, это может обмануть ракету.
Чтобы этого не произошло, система наведения имеет электронный ключ управления (далее ЭКУ), который по нулевому сигналу (отсутствию сигнала) с инфракрасной фотокамеры через линию задержки (допустим, реле времени на 0,001 с) отключает оптически видимый канал (например, блок ВИП), и ракета опять видит все инфракрасные цели. Потом ЭКУ опять включает оптический канал, а инфракрасный канал опять «слепнет». В таком пульсирующем режиме ракета тем не менее будет уверенно наводиться на самый мощный источник инфракрасного излучения до тех пор, пока инфракрасная фотокамера не захватит входные кромки крыльев. Или ракета до конца будет наводиться на самый мощный тепловой источник.
Розничная цена цифровых фотоаппаратов упала до 2000 рублей, а размеры встроенных в мобильные телефоны фотокамер с разрешением 2 Мпк приблизились к размерам горошины. Поэтому предлагаемая часть системы наведения будет иметь размеры наперстка, вес - несколько граммов, и стоимость около 10000 рублей.
Если ГСН комбинированная и имеет, кроме оптического и теплового каналов, еще и активную или полуактивную радиолокационную станцию (далее РЛС), то надежность и помехозащищенность наведения могут быть значительно повышены. Для этого селективный оптико-инфракрасный сигнал о цели и сигнал радиолокационного канала в том же формате и масштабе подаются на логический блок «И-ДА», сигнал с которого поступает далее в систему для исполнения, на усилители и приводы рулей.
То есть ракета наводится только на ту цель, которая излучает инфракрасное излучение, не имеет сильного оптического излучения и отражает активный или пассивный радиолокационный сигнал.
Такая комбинированная схема особенно полезна в облачную погоду: если самолет, обнаружив пуск ракеты, нырнет в облачность, может произойти срыв захвата тепловой ГСН. А наличие радиолокационного канала позволит продолжить атаку. Соответственно, наличие теплового канала позволяет ракете быть нечувствительной к искусственным и естественным помехам в радиоканале.
Изобретение 2. Наведение ракеты по скорости прецессии гироскопов недостаточно качественное. Предлагаемая ракета имеет простую и надежную, не боящуюся электронного импульса систему получения пересекающейся траектории. Система состоит из подвижной в двух плоскостях ГСН любого типа, усилителя, приводов рулей, датчика положения рулей и приводов ГСН. Для ракеты с крестообразным крылом необходимо два таких канала - по горизонтали и по вертикали.
Алгоритм работы системы таков: после пуска ГСН управляет ракетой, отклоняя рули. Но и сама ГСН отклоняется в сторону, противоположную отклонению рулей (при аэродинамической схеме «флюгерная утка», а при задних и газовых рулях - наоборот), причем со скоростью, пропорциональной отклонению рулей. То есть совместно с приводом ГСН, накапливающим отклонение, происходит пропорционально-интегральное («ПИ-регулирование») курсового угла цели относительно ракеты. Отклонение ГСН будет нарастать до тех пор, пока датчики отклонения рулей от «нуля» (нейтрального положения) не покажут «0», то есть рули встанут в нейтральное положение. После чего ГСН останется в том же положении, а ракета будет лететь по прямой траектории. При этом курсовой угол цели по отношению к ракете будет постоянным. Что, как известно, приводит к попаданию в цель, см. фиг.2.
Желательно, чтобы ракета не вращалась, по крайне мере, быстрее 0,2 оборота в секунду. Специальных мер для этого можно не предпринимать. Достаточно соблюдать точность изготовления и производить контрольную продувку ракеты в аэродинамической трубе. Хотя, конечно, надежней иметь стабилизацию крена с помощью «ножниц» и рулей.
Анализ промахов ракет показал, что, как правило, ракеты проходят позади целей. Это связано с тем, что обработка сигнала системой наведения требует времени. Существуют системы поправки наведения, например сдвиг наведения с сопла на фюзеляж, но они достаточно сложны. Предлагаемая ракета имеет простую и надежную коррекцию траектории пересечения на небольшое опережение.
Для этого описанная система дополнительно содержит механизм или электронный элемент (например, мостовую электрическую схему), смещающий «0» датчика положения рулей на фиксированную или зависящую от скорости величину (допустим, на 0,1 градуса) в ту же сторону, в какую повернута ГСН относительно продольной оси ракеты (см. фиг.3 пунктиром). Или после того, как рули встали в «0», дополнительно смещает ГСН в ту же сторону.
В результате ракета летит с несколько большим, чем надо, упреждением и пролетела бы впереди цели, если бы не постоянный полет по очень пологой дуге. На заключительном этапе полета ракета «недорегулирует» и попадет на 2-3 метра впереди источника излучения (впереди сопла, впереди центра эффективной площади радиолокационного рассеяния).
Не следует опасаться, что наличие механизма поворота ГСН, быстродействие которого во избежание перерегулирования должно быть меньше быстродействия рулей, но больше скорости реакции ракеты на рули, уменьшит маневренность ракеты. Этого не произойдет - ГСН всегда с опережением будет отслеживать цель, а быстродействие рулей останется на прежнем уровне.
Для ракеты с плоским крылом система будет иметь несколько иной вид. ГСН должна управляться в двух плоскостях и по крену, то есть крен ракеты должен приводить к такому же крену в ту же сторону ГСН относительно своей оси. Крен ГСН можно производить не механически, а виртуально - смещая ориентацию развертки изображения. Ракета по прежнему должна иметь два канала управления, но не по горизонтали и вертикали, а по тангажу и крену. Для этого она должна иметь всего два раздельно управляемых (левый и правый) горизонтальных аэродинамических и/или газовых руля. То есть все отличие в том, что управление ракеты по рысканью производится не отклонением вертикальных рулей, а пропорциональным креном (вплоть до 90 градусов) и соответствующим увеличением тангажа. В остальном система идентична вышеописанной с той разницей, что коррекция траектории на опережение производится небольшим смещением «0» датчика крена в сторону отклонения ГСН. Или, также как в варианте с крестообразным крылом, дополнительным смещением ГСН в сторону цели.
На фиг.1 изображена блок-схема наведения (фрагмент), состоящая из оптической и инфракрасной фотокамер ОФК и ИФК, блока порогового пропускания сигналов ППС, блока выключения инфракрасных пикселей ВИП, электронного ключа управления ЭКУ, линии задержки ЛЗ, и дополнительно может иметь радиолокационную станцию РЛС и логический блок «И-ДА».
На фиг.2 показан процесс наведения ракеты в точку упреждения, где: 1 - ракета, 2 - ГСН, 3 - рули, 4 - цель.
На фиг.3 изображена блок-схема системы наведения (фрагмент - только система упреждения) по одному направлению, где: ГСН - головка самонаведения, П - привод головки, УС - усилитель, СН - блок смещения нуля датчика положения рулей ДР.
Работает система на фиг.1 так: сигнал с оптической фотокамеры ОФК через блок порогового пропускания сигналов ППС поступает на блок выключения инфракрасных пикселей ВИП, который «вырезает» соответствующее оптическому сигналу место на изображении инфракрасной фотокамеры ИФК. При отсутствии сигнала с ИФК электронный ключ управления ЭКУ через линию задержки ЛЗ периодически отключает блок ВИП, и сигнал с ИФК становится пульсирующим, что не мешает наведению на цель.
Дополнительно система может иметь РЛС, сигнал с которой поступает на блок «И-ДА», откуда при наличии сигнала с ИФК логический сигнал поступает далее в систему для исполнения.
После запуска ракеты 1 на фиг.2, 3 по цели 4, летящей влево, ГСН 2 подает сигнал, и рули 3 поворачиваются влево. При этом датчик положения рулей ДР выдает сигнал на усилитель УС, и привод П поворачивает ГСН вправо. Но ГСН стремится удержать цель в центре своего поля зрения и поэтому командует ракете поворачивать влево в сторону упреждения до тех пор, пока рули не займут нейтральное положение. Ракета летит по пересекающееся прямой траектории «п». Полезно также навести ракету на пересекающуюся траекторию и повернуть ГСН на цель еще до пуска.
Система может дополнительно иметь блок смещения нуля датчика рулей СН, который смещает нейтральное положение датчика рулей (например, электрическим способом с помощью управляемой мостовой схемы) вправо. В этом случае ракета летит по опережающей пологой дуге «о» и попадет в фюзеляж несколько впереди точки прицеливания.
1. Система наведения противосамолетных ракет, содержащая приводы рулей и усилители, отличающаяся тем, что она снабжена блоком порогового пропускания сигнала, цифровой оптической фотокамерой и цифровой инфракрасной фотокамерой, блоком выключения пикселей цифровой инфракрасной фотокамеры, электронным ключом, линией задержки, при этом оптическая фотокамера соединена через блок порогового пропускания сигнала с блоком выключения пикселей инфракрасной фотокамеры, а инфракрасная фотокамера через электронный ключ и линию задержки соединена с блоком выключения пикселей инфракрасной фотокамеры для блокирования сигнала с оптической фотокамеры.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что она содержит активную или полуактивную радиолокационную станцию и логический блок "И-ДА", входы которого соединены с радиолокационной станцией и с инфракрасной фотокамерой, а выход - с системой наведения.
3. Система наведения противосамолетных ракет, содержащая приводы рулей и усилители, отличающаяся тем, что она снабжена подвижной головкой самонаведения и датчиками положения рулей, причем головка самонаведения выполнена с возможностью отклонения по сигналу датчика положения рулей в сторону, противоположную отклонению рулей.
4. Система по п.3, отличающаяся тем, что она снабжена механизмом или электрической схемой, выполненными с возможностью смещения нейтрального положения датчика положения рулей в ту же сторону, что и отклонение головки самонаведения от продольной оси ракеты или дополнительного смещения головки самонаведения в ту же сторону
Запуск современной ракеты по стоимости складывается из двух примерно равных частей: 50 % приходится на стоимость самой ракеты и 50% - на стоимость ее системы управления. Конечно, такое соотношение сложилось не сразу. На заре ракетной техники системы управления были примитивными и их стоимость по сравнению со стоимостью ракеты была ничтожной. Но постепенно, в виду возрастания требований к системе управления, ее сложность начала возрастать, а стоимость - резко увеличиваться, в то время как стоимость ракеты росла весьма медленно.
Почему же возросла сложность системы управления? Да потому, что ракеты - это беспилотные летательные аппараты и пришлось автоматизировать постепенно все функции, которые должен выполнять человек, как в процессе полета, так и в процессе предстартовой подготовки аппарата.
Первое, что надо было создать - это автопилот. Ведь на самолетах сначала его не было. Летчик управлял аэропланом с помощью механических устройств: педалей, ручек, тросов и т.п. На ракете же сразу пришлось делать автопилот как автомат управления угловым движением. Сначала он управлял ракетой как твердым телом, а теперь - с учетом всех дополнительных степеней свободы - упругих колебаний корпуса, колебаний жидкости в баках и т. п.
Контур наведения (система управления движением центра масс ракеты) на первых парах тоже была примитивной. Так, на ракете ФАУ-2 задавалась программа ее разворота по углу тангажа в плоскости стрельбы, а в нужный момент, когда по показателям электролитического интегратора предельного ускорения достигалась скорость, соответствующая заданной дальности стрельбы, производилась отсечка тяги двигателя. Это были 40 - 50-е годы ХХ века.
Затем начали усложнять контур наведения. К сигналам рассогласования в параметрах вращательного движения по углам тангажа и рыскания стали добавлять отклонения по кажущимся скоростям и координатам в направлениях нормали и бинормали к расчетной траектории, то есть стали стабилизировать также и движение центра масс ракеты в этих направлениях. Кроме того, стали регулировать движение центра масс и в направлении касательной к расчетной траектории. Для этого в систему управления вводили программу изменения продольной кажущейся скорости, сравнивали ее с интегралом от показаний акселерометра, измерительная ось которого была параллельна продольной оси ракеты, а полученное рассогласование подавали в регулятор расхода топлива, который изменял величину тяги (а вместе с ней и продольного ускорения) в нужную сторону. Подобные системы можно назвать системами "жесткого" управления, ибо они "жестко" вели центр масс ракеты по расчётной траектории на всем активном участке полета. Они были реализованы в 50 - 60-х годах ХХ века.
Однако не на всех ракетах можно было применять такие контуры наведения. Например, тяга твердотопливных ракет не поддается регулированию, а разброс ее бывает значительный. Поэтому в повестку дня стала задача создания такой системы управления, которая позволяла бы центру масс двигаться по семейству "гибких" в пространстве скоростей и координат траекторий. Такая система была бы пригодной и для жидкостных ракет с многокамерной (многосопловой) двигательной установкой в тех случаях, когда часть камер на активном участке аварийно выключалась, а управляемость ракеты сохранялась. И такие системы в 60 - 70-х годах были созданы. Их назвали системами терминального управления , использовав имя Terminus - древнеримского божества, ответственного за охрану границ Римской империи. Человечество часто использует этот латинский корень для обозначения чего-либо, связанного с границей, краем, концом и т. п. (например: терминатор - граница света и тени; терминал - оконечный пункт путей сообщения или линии связи и т. д.). В системах же управления ракет этот термин был использован потому, что в указанных системах производилось управление не текущими параметрами движения, а конченными, граничными, которые характеризует точку траектории, в которой заданы подлежащие регулированию параметры. Примером таких параметров могут быть: дальность полета и боковое отклонение от цели (для баллистических ракет); высота орбиты назначения; радиальная скорость в точке выхода на орбиту, наклонение плоскости орбиты к экватору (для космических ракет) и т. п. Для управления конечными параметрами за ними надо "наблюдать", то есть как-либо производить их счисление. Его принято называть "прогнозом". Методы прогноза применяют разные: от прямого вычисления указанных параметров путем численного интегрирования в бортовой машине уравнений движения центра масс ракеты в "ускоренном" масштабе времени до неявного вычисления рассогласований по конечным параметрам с использованием специальных линейных операторов. После того, как рассогласования по конечным параметрам определены, вырабатывается программа коррекции управления движением, которая в общем случае распределяет во времени управляющее воздействие на остающемся участке активного полёта по определенному закону.
Однажды, в конце 80-х годов ракета-носитель "Зенит" , на второй ступени начала "барахлить": аварийно выключился маршевый двигатель, а рулевые двигатели остались в строю. Питание топливом у тех и других двигателей идет из одних и тех же баков; управляемость ракеты в канале автопилота сохранилась. Если бы на ракете "Зенит" была старая система с жестким регулированием продольной кажущейся скорости, то через некоторое время после отключения маршевого двигателя рассогласование по скорости в продольном канале достигло бы предельно допустимой в этой системе величины (несколько десятков м/с), после чего было бы произведено аварийное автоматическое прекращение полета. Система терминального управления ракеты "Зенит" поступила совершенно иначе. Она поняла, что тяга упала, спрогнозировала при пониженной тяге оставшуюся до выхода на орбиту часть активного участка траектории, вычислила полученные рассогласования по параметрам целевой орбиты и выработала поправку к программе тангажа (в сторону кабрирования) с целью парировать действие гравитационного ускорения. В сущности, эта система действовала как интеллектуальная, обладающая определенными знаниями в области теории реактивного движения. Действительно, из формулы Циолковского известно, что конечная скорость (в данной задаче круговая для целевой орбиты) не зависит от секундного расхода топлива (т.е. от того, что часть двигателей выключалась), а зависит от его запаса (а он сохранился послу этого выключения). Правда, формула Циолковского справедлива для полета в безвоздушном пространстве при отсутствии тяготения по прямой. Два из этих условий в рассматриваемой аварийной ситуации выполнялись, а вот для парирования тяготения как раз и понадобилось подправить программу тангажа. В результате "Зенит" дотянул до заданной орбиты, набрал нужную круговую скорость, и спутник был успешно запущен. Это был триумф "гибкой" системы терминального управления.
Еще одной проблемой автоматизации системы управления было создание автоштурмана на ракете, т. е. такого автомата, который позволял бы определять координаты текущего местоположения ракеты, компоненты ее текущей скорости, ориентацию корпуса ракеты в пространстве, его угловую скорость и полетное время.
На первых ракетах автоштурман был примитивный; он позволял определять не абсолютные, а кажущиеся параметры: кажущийся путь, кажущуюся скорость (без учета действия гравитации). При этом использовались гирогоризонты и гировертиканты, на которых устанавливались акселерометры, чьи показания интегрировались в аналоговых устройствах. Прицеливали на старте ракету в азимуте путем ее разворота на поворотном столе для обеспечения выставки органов управления в плоскость стрельбы. Так, в частности, прицеливалась королевская ракета Р-7 , нацеленная на США.
Однако управление по кажущимся параметрам имело методическую ошибку из-за неучета гравитационных ускорений, а также значительные инструментальные ошибки приборов (акселерометров, гироскопов).
Поэтому автономная инерциальная часть системы управления дополнялась радиотехнической системой внешней коррекции траектории активного участка. Радиотехническая система была весьма громоздкой, содержала несколько наземных пунктов управления и в военном отношении была очень уязвимой. Разработчик автономной подсистемы Н.А. Пилюгин стал, в сущности, соревноваться с разработчиком радиотехнической подсистемы Михаилом Сергеевичем Рязанским (впоследствии членом-корреспондентом Академии Наук СССР) в части обеспечения точности.