F42B15 / 01 - кошти наведення або керування для них (управління літальними апаратами B64C; інші системи наведення, розміщені не тільки на борту F41G 7/00, F41G 9/00; визначення місцезнаходження цілі за допомогою радіохвиль або інших хвиль G01S; управління літальними апаратами взагалі G05D 1/00; аспекти обчислювальних пристроїв G06)
F41G7 / 22 - системи самонаведення
Власники патенту RU 2400690:
Старовірів Микола Євгенович (RU)
Винахід відноситься до оборонної техніки. Технічний результат - підвищення ймовірності попадання ракети в маневрує мета. Система наведення протилітакової ракет порівнює сигнали оптичної і інфрачервоної цифрових фотокамер і сигналу радіолокаційної станції і по результуючому сигналу відрізняє справжні цілі від помилкових. Система формує траєкторію попередження шляхом зворотного зв'язку рулів з рухомою головкою самонаведення - головка повертається в бік, протилежний відхиленню рулів до тих пір, поки рулі не встануть в нейтральне положення. Система може виробляти випереджаюче випередження на фюзеляж шляхом зміщення нейтралі датчика положення керма в ту ж сторону, що і відхилення головки, або додаткового зміщення головки в ту ж сторону. 2 н. і 2 з.п. ф-ли, 3 мул.
Винахід відноситься до ракет класів «повітря-повітря» і «земля-повітря» з усіма типами головок самонаведення (далі ДБН).
Завдання винаходу - підвищення ймовірності попадання ракети в маневрує мета на тлі перешкод. Це завдання вирішується спільно двома шляхами. По-перше, здійсненням електронної дискримінації помилкових інфрачервоних цілей. І по-друге, більш точним наведенням ракети по пересічної траєкторії, а ще краще - по злегка випереджає траєкторії. При цьому пастки швидше виходять з поля зору ДБН ракети, а рулі ракети знаходяться практично в нейтральному положенні, що обумовлює підвищену готовність ракети до виконання максимального маневру в будь-якому напрямку.
Винахід 1. Пропонована система крім підсилювачів і приводів рулів містить в якості датчика цілі дві цифрових фотокамери, одна з яких працює в оптичному діапазоні, а інша - в інфрачервоному (далі «оптична фотокамера» і «інфрачервона фотокамера»). Пікселі цих фотокамер пов'язані блоком порогового пропускання сигналів (далі ППС) оптичної фотокамери (наприклад, за допомогою динисторов) і блоком вимикання відповідних інфрачервоних пікселів (далі ВІП) інфрачервоної фотокамери (наприклад, двухтранзісторного схемою «електронний ключ»).
Тобто сигнал з пікселів оптичної фотокамери не проходить далі, поки його рівень не досягне певної яскравості (яскравіше, ніж сигнал від сопла реактивного двигуна літака, неба, хмар). Якщо ж сигнал перевищує цю яскравість, наприклад сигнал від сонця, від теплової пастки, то він проходить блок ППС майже без ослаблення і надходить на блок ВІП, який відключає зображення з того ж самого ділянки інфрачервоної фотокамери, см. Фіг.1.
Тобто там, де на віртуальному зображенні оптичної фотокамери є яскрава засвітка, на тій же ділянці інфрачервоної фотокамери «вирізується» чорна пляма, і ракета як би не "бачить" джерело інфрачервоного випромінювання, якщо він одночасно є джерелом видимого випромінювання. Таким чином, ракета не реагує на сонце, пастки і палаючі літаки.
Слід заздалегідь передбачити контрзаходи супротивника: для того щоб видати справжню мету за неправдиву, досить збільшити світність сопла літака, для чого можна вдути в сопло порошок алюмінію або просто додаткову кількість палива. В цьому випадку система на віртуальному інфрачервоному зображенні «виріже» чорна пляма на місці сопла літака і інфрачервоних сигналів не буде.
Якщо це сталося досить близько від літака, то ракету це завжди каже правду - вона при достатній чутливості перенацілити на передні кромки крил або лопатей, або на повітрозабірники. Але якщо до мети ще далеко, і вона ідентифікується як точковий об'єкт, це може обдурити ракету.
Щоб цього не сталося, система наведення має електронний ключ управління (далі ЕКУ), який за нульовим сигналом (відсутності сигналу) з інфрачервоною фотокамери через лінію затримки (припустимо, реле часу на 0,001 с) відключає оптично видимий канал (наприклад, блок ВІП), і ракета знову бачить все інфрачервоні мети. Потім ЕКУ знову включає оптичний канал, а інфрачервоний канал знову «сліпне». В такому пульсуючому режимі ракета проте буде впевнено наводитися на найпотужніший джерело інфрачервоного випромінювання до тих пір, поки інфрачервона камера не захопить вхідні кромки крил. Або ракета до кінця буде наводитися на найпотужніший теплової джерело.
Якщо ДБН комбінована і має, крім оптичного і теплового каналів, ще й активну або полуактивную радіолокаційну станцію (далі РЛС), то надійність і перешкодозахищеність наведення можуть бути значно підвищені. Для цього селективний оптико-інфрачервоний сигнал про цілі і сигнал радіолокаційного каналу в тому ж форматі і масштабі подаються на логічний блок «І-ДА», сигнал з якого надходить далі в систему для виконання, на підсилювачі і приводи керма.
Тобто ракета наводиться тільки на ту мету, яка випромінює інфрачервоне випромінювання, не має сильного оптичного випромінювання і відображає активний чи пасивний радіолокаційний сигнал.
Така комбінована схема особливо корисна в хмарну погоду: якщо літак, виявивши пуск ракети, пірне в хмарність, може відбутися зрив захоплення теплової ДБН. А наявність радіолокаційного каналу дозволить продовжити атаку. Відповідно, наявність теплового каналу дозволяє ракеті бути нечутливою до штучних і природних перешкод в радіоканалі.
Винахід 2. Наведення ракети по швидкості прецесії гіроскопів недостатньо якісне. Пропонована ракета має просту і надійну, яка не боїться електронного імпульсу систему отримання пересічної траєкторії. Система складається з рухомої в двох площинах ДБН будь-якого типу, підсилювача, приводів рулів, датчика положення керма і приводів ДБН. Для ракети з хрестоподібним крилом необхідно два таких каналу - по горизонталі і по вертикалі.
Алгоритм роботи системи такий: після пуску ДБН управляє ракетою, відхиляючи кермо. Але і сама ДБН відхиляється в сторону, протилежну відхиленню рулів (при аеродинамічною схемою «флюгерна качка», а при задніх і газових рулях - навпаки), причому зі швидкістю, пропорційною відхиленню рулів. Тобто спільно з приводом ДБН, накопичують відхилення, відбувається пропорційно-інтегральне ( «ПІ-регулювання») курсового кута цілі щодо ракети. Відхилення ДБН буде наростати до тих пір, поки датчики відхилення рулів від «нуля» (нейтрального положення) не покажуть «0», тобто рулі встануть в нейтральне положення. Після чого ДБН залишиться в тому ж положенні, а ракета буде летіти по прямій траєкторії. При цьому курсової кут мети по відношенню до ракети буде постійним. Що, як відомо, призводить до потрапляння в ціль, см. Фіг.2.
Бажано, щоб ракета не оберталася, принаймні, швидше 0,2 обороту в секунду. Спеціальних заходів для цього можна не робити. Досить дотримуватися точність виготовлення і виконувати контрольну продувку ракети в аеродинамічній трубі. Хоча, звичайно, надійніше мати стабілізацію крену за допомогою «ножиць» і рулів.
Аналіз промахів ракет показав, що, як правило, ракети проходять позаду цілей. Це пов'язано з тим, що обробка сигналу системою наведення вимагає часу. Існують системи поправки наведення, наприклад зрушення наведення з сопла на фюзеляж, але вони досить складні. Пропонована ракета має просту і надійну корекцію траєкторії перетину на невелике випередження.
Для цього описана система додатково містить механізм або електронний елемент (наприклад, бруківку електричну схему), смещающий «0» датчика положення керма на фіксовану або залежну від швидкості величину (припустимо, на 0,1 градуса) в ту ж сторону, в яку повернена ДБН щодо поздовжньої осі ракети (див. фіг.3 пунктиром). Або після того, як кермо встали в «0», додатково зміщує ДБН в ту ж сторону.
В результаті ракета летить з дещо більшим, ніж треба, попередженням і пролетіла б попереду цілі, якби не постійний політ по дуже пологій дузі. На заключному етапі польоту ракета «недорегулірует» і потрапить на 2-3 метра попереду джерела випромінювання (попереду сопла, попереду центру ефективної площі радіолокаційного розсіювання).
Не слід побоюватися, що наявність механізму повороту ДБН, швидкодія якого щоб уникнути перерегулювання має бути менше швидкодії рулів, але більше швидкості реакції ракети на рулі, зменшить маневреність ракети. Цього не станеться - ДБН завжди з випередженням буде відстежувати мета, а швидкодія рулів залишиться на колишньому рівні.
Для ракети з плоским крилом система буде мати дещо інший вигляд. ДБН повинна управлятися в двох площинах і по крену, тобто крен ракети повинен призводити до такого ж крену в ту ж сторону ДБН щодо своєї осі. Крен ДБН можна проводити не механічно, а віртуально - зміщуючи орієнтацію розгортки зображення. Ракета як і раніше повинна мати два канали управління, але не по горизонталі і вертикалі, а по тангажу і крену. Для цього вона повинна мати всього два окремо керованих (лівий і правий) горизонтальних аеродинамічних і / або газових керма. Тобто вся відмінність в тому, що управління ракети по рисканню проводиться не відхиленням вертикальних рулів, а пропорційним креном (аж до 90 градусів) і відповідним збільшенням тангажу. В іншому система ідентична вищеописаної з тією різницею, що корекція траєкторії на випередження проводиться невеликим зсувом «0» датчика крену в бік відхилення ДБН. Або, також як в варіанті з хрестоподібним крилом, додатковим зміщенням ДБН в сторону цілі.
На фіг.1 зображена блок-схема наведення (фрагмент), що складається з оптичної та інфрачервоної фотокамер ОФК і ІФК, блоку порогового пропускання сигналів ППС, блоку вимкнути інфрачервоних пікселів ВІП, електронного ключа управління ЕКУ, лінії затримки ЛЗ, і додатково може мати радіолокаційну станцію РЛС і логічний блок «і-ДА».
На фіг.2 показаний процес наведення ракети в точку попередження, де: 1 - ракета, 2 - ДБН, 3 - рулі, 4 - мета.
На Фіг.3 зображено блок-схема системи наведення (фрагмент - тільки система попередження) за одним напрямком, де: ДБН - головка самонаведення, П - привід головки, УС - підсилювач, СН - блок зсуву нуля датчика положення керма ДР.
Працює система на фіг.1 так: сигнал з оптичною фотокамери ОФК через блок порогового пропускання сигналів ППС надходить на блок виключення інфрачервоних пікселів ВІП, який «вирізає» відповідне оптичному сигналу місце на зображенні інфрачервоної фотокамери ІФК. При відсутності сигналу з ІФК електронний ключ управління ЕКУ через лінію затримки ЛЗ періодично відключає блок ВІП, і сигнал з ІФК стає пульсуючим, що не заважає наведення на ціль.
Додатково система може мати РЛС, сигнал з якої надходить на блок «І-ДА», звідки при наявності сигналу з ІФК логічний сигнал надходить далі в систему для виконання.
Після запуску ракети 1 на фіг.2, 3 по цілі 4, що летить вліво, ДБН 2 подає сигнал, і кермо 3 повертаються вліво. При цьому датчик положення керма ДР видає сигнал на підсилювач УС, і привід П повертає ДБН вправо. Але ДБН прагне утримати мету в центрі свого поля зору і тому командує ракеті повертати вліво в сторону попередження доти, поки рулі не займуть нейтральне положення. Ракета летить по перехресний прямій траєкторії «п». Корисно також навести ракету на пересічну траєкторію і повернути ДБН на меті ще до пуску.
Система може додатково мати блок зсуву нуля датчика рулів СН, який зміщує нейтральне положення датчика рулів (наприклад, електричним способом за допомогою керованої мостової схеми) вправо. В цьому випадку ракета летить по випереджаючої пологій дузі «о» і потрапить в фюзеляж кілька попереду точки прицілювання.
1. Система наведення протилітакової ракет, що містить приводи керма і підсилювачі, що відрізняється тим, що вона забезпечена блоком порогового пропускання сигналу, цифрового оптичного фотокамерою і цифровий інфрачервоної фотокамерою, блоком вимикання пікселів цифрової інфрачервоної фотокамери, електронним ключем, лінією затримки, при цьому оптична фотокамера з'єднана через блок порогового пропускання сигналу з блоком вимикання пікселів інфрачервоної фотокамери, а інфрачервона фотокамера через електронний ключ і лінію затримки з'єднаний а з блоком вимикання пікселів інфрачервоної фотокамери для блокування сигналу з оптичної фотокамери.
2. Система по п.1, що відрізняється тим, що вона містить активну або полуактивную радіолокаційну станцію і логічний блок "І-ДА", входи якого з'єднані з радіолокаційною станцією і з інфрачервоною камерою, а вихід - з системою наведення.
3. Система наведення протилітакової ракет, що містить приводи керма і підсилювачі, що відрізняється тим, що вона забезпечена рухомий головкою самонаведення і датчиками положення керма, причому головка самонаведення виконана з можливістю відхилення по сигналу датчика положення керма в сторону, протилежну відхиленню рулів.
4. Система по п.3, що відрізняється тим, що вона забезпечена механізмом або електричною схемою, виконаними з можливістю зсуву нейтрального положення датчика положення керма в ту ж сторону, що і відхилення головки самонаведення від поздовжньої осі ракети або додаткового зміщення головки самонаведення в ту ж сторону