RU2538509C1 - Способ стрельбы управляемой ракетой - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано для стрельбы управляемой ракетой (УР). Производят топографическую привязку целеуказателя и пусковой установки (ПУ) к местности наземным спутниковым приемником (СП), определяют координаты местоположения ПУ и эфемерид по каждому космическому аппарату системы спутникового позиционирования, обнаруживают и измеряют координаты цели, передают координаты цели в пульт управления огневой позиции (ОП), устанавливают единое компьютерное время в пульте разведчика и пульте управления ОП, рассчитывают и передают установки стрельбы в блок автоматики ПУ и ракету, осуществляют наведение ПУ, запускают ракету из транспортно-пускового контейнера по заданной баллистической траектории, осуществляют наведение ракеты бортовым навигационным СП, при подлете к цели осуществляют наведение ракеты по лазерному излучателю. Изобретение позволяет повысить вероятность попадания УР в заданную цель.

Description

Изобретение относится к области управления и регулирования, а более конкретно к управляемому вооружению.

Изобретение предназначено для управления стрельбой управляемыми ракетами с пусковой установки.

Известен способ стрельбы [Патент RU №2468327 от 27.11.2012 г. МПК7 F41G 5/00, 7/22 - Способ стрельбы управляемой ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения], который заключается в следующем. Огневая позиция (пусковая установка) располагается на большой дальности от линии соприкосновения с противником. К линии боевого соприкосновения высылается разведчик с лазерным целеуказателем - дальномером (ЛЦД), аппаратурой спутниковой навигации, цифровой радиостанцией и пультом разведчика, причем выходы ЛЦД, аппаратуры спутниковой навигации и цифровой радиостанции через разъемы подключены к пульту разведчика, у командира огневой позиции имеется пульт управления огневой позицией с аппаратурой спутниковой навигации и цифровой радиостанцией. С помощью аппаратуры спутниковой навигации определяются координаты ЛЦД и вводятся в пульт разведчика. В пульте управления огневой позицией с аппаратуры спутниковой навигации вводятся координаты пусковой установки. Разведчик с помощью ЛЦД производит замер дальности до цели, азимута и угла места цели относительно целеуказателя. Результаты замеров передаются в пульт разведчика, преобразуются в прямоугольную систему координат, отображаются на экране пульта разведчика и передаются в пульт управления огневой позиции по цифровому каналу радиосвязи. В пульте управления огневой позиции с использованием полученных по радиосвязи координат целей, замеренных координат пусковой установки рассчитываются установки стрельбы для управляемой ракеты и пусковой установки. Рассчитанные установки по цифровому каналу связи передаются в блок автоматики пусковой установки и далее в электронную аппаратуру управляемой ракеты. Осуществляют наведение пусковой установки по углу азимута и углу места. Оператор с пульта управления позицией выдает на пусковую установку команду на пуск, по которой осуществляется пуск ракеты.

В момент пуска на пульте управления огневой позиции считывается время пуска по показаниям таймера часов системы единого времени. Сообщение о факте выстрела и время включения ЛЦД в режим подсвета цели передается по цифровому каналу радиосвязи с пульта управления огневой позиции на пульт разведчика, где при наступлении необходимого времени выдается в ЛЦД сигнал на включение лазерного излучения, по которому осуществляется наведение управляемой ракеты на цель.

Недостатком прототипа является то, что в данном способе наведение ракеты на цель осуществляется только по сигналам с лазерной головки самонаведения при подсвете цели лазерным излучением целеуказателя, что происходит только на конечном участке траектории полета ракеты, а до этого момента ракета выдерживает направление на цель только под контролем гироскопической системы, что при стрельбе на большие дальности может не обеспечить выход ракеты в район цели и привести к промаху.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности поражения цели за счет реализации трехэтапного способа управления ракетой.

Указанная задача достигается за счет того, что в известном способе стрельбы управляемой ракетой, включающем топографическую привязку целеуказателя и пусковой установки к местности, обнаружение цели целеуказателем, измерение целеуказателем координат цели и передачу их в пульт управления огневой позиции, установку единого компьютерного времени в пульте разведчика и пульте управления огневой позиции, расчет в пульте управления огневой позиции установок стрельбы управляемой ракеты и пусковой установки, передачу установок стрельбы по пусковой установке и ракете в блок автоматики пусковой установки и далее в ракету, наведение пусковой установки, подачу с пульта управления огневой позиции в блок автоматики пусковой установки команды на пуск и производство пуска с фиксацией момента его производства, передачу с пульта управления огневой позиции на пульт разведчика по каналу цифровой связи времени включения лазерного излучения целеуказателя, автоматическую посылку из пульта разведчика в целеуказатель сигнала включения лазерного излучения при достижении необходимого времени включения, наведение управляемой ракеты на цель, подсвеченную лазерным излучением целеуказателя, новым является то, что топопривязку пусковой установки осуществляют наземным спутниковым приемником с одновременным определением координат местоположения пусковой установки и эфемерид по каждому космическому аппарату системы спутникового позиционирования, при передаче установок стрельбы в управляемую ракету дополнительно передают координаты цели и эфемериды спутниковой группировки, наведение управляемой ракеты на цель осуществляют в три этапа: на первом этапе после пуска и выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера ракета летит по заданной баллистической траектории, на втором этапе наведения управление ракетой на траектории осуществляется под контролем бортового навигационного спутникового приемника, на третьем этапе при подлете к цели наведение осуществляется на цель, подсвеченную лазерным излучением целеуказателя по сигналам от лазерной головки самонаведения, причем на первом этапе наведения бортовой навигационный спутниковый приемник ракеты начинает определять координаты местоположения ракеты по эфемеридам, введенным перед пуском.

Управление стрельбой управляемой ракетой с пусковой установки по предлагаемому способу осуществляется следующим образом.

С помощью навигационной спутниковой аппаратуры пульта управления огневой позиции определяют координаты местоположения пусковой установки и эфемериды по каждому космическому аппарату системы спутникового позиционирования.

К пульту управления огневой позиции, например, по интерфейсу ГОСТ Р 520070-2003 подключается блок автоматики пусковой установки. Пусковая установка с заряженными в нее ракетами может находиться на расстоянии до 100 м от пульта управления огневой позиции. Кроме того, к пульту управления огневой позиции подключается комплект средств связи, с помощью которого организуется цифровой канал связи с разведчиком, находящимся на командно-наблюдательном пункте на значительном расстоянии от огневой позиции в районе цели. Разведчик имеет пульт разведчика, к которому подключается целеуказатель и комплект средств связи. Разведчик с помощью пульта разведчика определяет координаты местоположения, с помощью целеуказателя обнаруживает цель и вводит координаты цели в полярной системе координат в пульт разведчика. Информация о цели передается по цифровому каналу связи на пульт управления огневой позиции. В пульте управления огневой позиции рассчитываются установки стрельбы по цели для пусковой установки и управляемой ракеты.

По команде с пульта управления огневой позиции по цифровому каналу связи с блоком автоматики пусковой установки осуществляется дистанционная подготовка управляемой ракеты к пуску, которая включает в себя следующие операции: подачу напряжения на выбранную управляемую ракету, передачу и запись в электронную аппаратуру ракеты рассчитанных установок стрельбы.

При передаче установок стрельбы в управляемую ракету дополнительно передают координаты цели и эфемериды спутниковой группировки. Информация об эфемеридах спутниковой группировки из электронной аппаратуры управляемой ракеты передается в бортовой навигационный спутниковый приемник, который сразу же при подаче питания выходит в режим определения координат местоположения ракеты без потери времени на поиск спутников.

Формируется разрешение на пуск и по команде на пуск автоматически производится пуск управляемой ракеты.

В момент пуска на пульте управления огневой позиции автоматически и дистанционно фиксируется время пуска путем опроса соответствующих контактов наличия ракеты на пусковой установке. С пульта управления огневой позиции по цифровому каналу связи на пульт разведчика передается время включения лазерного излучения целеуказателя.

Наведение управляемой ракеты на цель осуществляют в три этапа. На первом этапе после пуска и выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера ракета летит по заданной баллистической траектории, при этом бортовой навигационный спутниковый приемник начинает определять текущее местоположение ракеты через несколько секунд после выхода из контейнера за счет ввода перед пуском в ракету информации об эфемеридах по каждому космическому аппарату системы спутникового позиционирования.

На втором этапе наведения управление ракетой на траектории осуществляется под контролем бортового навигационного спутникового приемника. При этом осуществляется корректировка траектории полета ракеты с учетом текущего местоположения ракеты и введенной перед пуском информации о координатах цели.

Целеуказатель автоматически включается в режим подсвета цели лазерным излучением в заданный момент времени, при этом ракета находится в районе цели. Начинается третий этап наведение ракеты на цель, подсвеченную лазерным излучением целеуказателя, по сигналам от лазерной полуактивной головки самонаведения.

Для реализации описанного способа может использоваться аппаратура, описанная в патенте [Патент RU №2468327 от 27.11.2012 г. МПК7 F41G 5/00, 7/22 - Способ стрельбы управляемой ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения].

Использование предлагаемого изобретения позволит обеспечить наведение ракеты на цель не только по сигналам лазерной полуактивной головки самонаведения, но и по сигналам бортового навигационного спутникового приемника, что повысит вероятность поражения цели. Эффективность способа проверена на макетном образце управляемой ракеты.

Claims (1)

1. Способ стрельбы управляемой ракетой, включающий топографическую привязку целеуказателя и пусковой установки к местности, обнаружение цели целеуказателем, измерение целеуказателем координат цели и передачу их в пульт управления огневой позиции, установку единого компьютерного времени в пульте разведчика и пульте управления огневой позиции, расчет в пульте управления огневой позиции установок стрельбы управляемой ракеты и пусковой установки, передачу установок стрельбы по пусковой установке и ракете в блок автоматики пусковой установки и далее в ракету, наведение пусковой установки, подачу с пульта управления огневой позиции в блок автоматики пусковой установки команды на пуск и производство пуска с фиксацией момента его производства, передачу с пульта управления огневой позиции на пульт разведчика по каналу цифровой связи времени включения лазерного излучения целеуказателя, автоматическую посылку из пульта разведчика в целеуказатель сигнала включения лазерного излучения при достижении необходимого времени включения, наведение управляемой ракеты на цель, подсвеченную лазерным излучением целеуказателя, отличающийся тем, что топопривязку пусковой установки осуществляют наземным спутниковым приемником с одновременным определением координат местоположения пусковой установки и эфемерид по каждому космическому аппарату системы спутникового позиционирования, при передаче установок стрельбы в управляемую ракету дополнительно передают координаты цели и эфемериды спутниковой группировки, а наведение управляемой ракеты на цель осуществляют в три этапа: на первом этапе после пуска и выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера наведение осуществляют по заданной баллистической траектории, на втором этапе наведения управление ракетой на траектории осуществляют под контролем бортового навигационного спутникового приемника, на третьем этапе при подлете к цели наведение осуществляют на цель, подсвеченную лазерным излучением целеуказателя по сигналам от лазерной головки самонаведения, причем на первом этапе наведения с помощью бортового навигационного спутникового приемника ракеты начинают определять координаты местоположения ракеты по эфемеридам, введенным перед пуском.