Головка самонаведения. Головки самонаведения перспективных зарубежных управляемых ракет и авиабомб Головка самонаведения

ЗАРУБЕЖНОЕ ВОЕННОЕ ОБОЗРЕНИЕ № 4/2009, стр. 64-68

Полковник Р. ЩЕРБИНИН

В настоящее время в ведущих странах мира ведутся НИОКР, направленные на совершенствование координаторов оптических, оптоэлектронных и радиолокационных головок самонаведения (ГСН) и устройств коррекции систем управления авиационных ракет, бомб и кассет, а также автономных боеприпасов различных классов и назначения.

Координатор - устройство для измерения положения ракеты относительно цели. Следящие координаторы с гироскопической или электронной стабилизацией (головками самонаведения) используются в общем случае для определения угловой скорости линии визирования системы «ракета - подвижная цель», а также угла между продольной осью ракеты и линией визирования и ряда других необходимых параметров. Фиксированные координаторы (без подвижных частей), как правило, входят в состав корреляционно-экстремальных систем наведения на неподвижные наземные цели или используются в качестве вспомогательных каналов комбинированных ГСН.

В ходе проводимых исследований осуществляется поиск прорывных технических и конструктивных решений, разработка новой элементной и технологической базы, совершенствование программного обеспечения, оптимизация массогабаритных характеристик и стоимостных показателей бортовой аппаратуры систем наведения.

При этом основными направлениями совершенствования следящих координаторов определены: создание тепловизионных ГСН, работающих в нескольких участках ИК-диапазона длин волн, в том числе с не требующими глубокого охлаждения оптическими приемниками; практическое применение активных лазерных локационных устройств; внедрение активно-пассивных радиолокационных ГСН с плоской или конформной антенной; создание многоканальных комбинированных ГСН.

В США и ряде других ведущих стран на протяжении последних 10 лет впервые в мировой практике широко внедряются тепловизионные координаторы систем наведения ВТО.

Подготовка к боевому вылету штурмовика А-10 (на переднем плане УРAGM-6SD «Мейверик»)

Американская УР класса «воздух - земля» AGM-158A (программа JASSM)

Перспективная УР класса «воздух - земля» AGM-169

В инфракрасных ГСН оптический приемник состоял из одного или нескольких чувствительных элементов, что не позволяло получать полноценную сигнатуру цели. Тепловизионные ГСН работают на качественно более высоком уровне. В них используются многоэлементные ОП, представляющие собой матрицу из чувствительных элементов, размещаемых в фокальной плоскости оптической системы. Для считывания информации с таких приемников применяется специальное оптико-электронное устройство, определяющее координаты соответствующей части проецируемого на ОП отображения цели по номеру подвергшегося экспозиции чувствительного элемента с последующими усилением, модуляцией получаемых входных сигналов и передачей их в вычислительный блок. Наибольшее распространение получили считывающие устройства с цифровой обработкой изображения и применением волоконной оптики.

Основными преимуществами тепловизионных ГСН являются значительное поле обзора в режиме сканирования, составляющее ± 90° (у инфракрасных ГСН с четырех - восьмиэлементными ОП не более + 75°) и увеличенная максимальная дальность захвата цели (5-7 и 10-15 км соответственно). Кроме того, возможна работа в нескольких участках ИК-диапазона, а также реализация режимов автоматических распознавания цели и выбора точки прицеливания, в том числе в сложных метеоусловиях и ночью. Использование матричного ОП снижает вероятность одновременного поражения всех чувствительных элементов активными системами противодействия.

Тепловизионный координатор цели «Дамаск»

Тепловизионные устройства с неохлаждаемыми приемниками:

А - фиксированный координатор для применения в корреляционных системах

коррекции; Б - следящий координатор; В - камера системы воздушной разведки

Радиолокационная ГСН с плоской фазированной антенной решеткой

Впервые полностью автоматической (не требующей корректирующих команд оператора) тепловизионной ГСН оснащены американские УР класса «воздух - земля» AGM-65D «Мейверик» средней и AGM-158A JASSM большой дальности. Тепловизионные координаторы цели применяются также в составе УАБ. Например, в УАБ GBU-15 используется полуавтоматическая тепловизионная система наведения.

В целях существенного снижения стоимости таких устройств в интересах их массового применения в составе серийно выпускаемых УАБ типа JDAM американскими специалистами был разработан тепловизионный координатор цели «Дамаск». Он предназначен для обнаружения, распознавания цели и коррекции конечного участка траектории УАБ. Данное устройство, выполненное без следящего привода, жестко фиксируется в носовой части бомб и использует штатный источник питания авиабомбы. Основными элементами ТКЦ являются оптическая система, неохлаждаемая матрица чувствительных элементов и электронно-вычислительный блок, обеспечивающие формирование и преобразование изображения.

Активизация координатора производится после сброса УАБ на дальности до цели около 2 км. Автоматический анализ поступающей информации осуществляется в течение 1-2 с со скоростью смены изображения района цели 30 кадр/с. Для распознавания цели применяются корреляционно-экстремальные алгоритмы сравнения получаемого в инфракрасном диапазоне изображения с переведенными в цифровой формат снимками заданных объектов. Они могут быть получены в ходе предварительной подготовки полетного задания с разведывательных спутников или летательных аппаратов, а также непосредственно с использованием бортовых устройств.

В первом случае данные целеуказания вводятся в УАБ во время предполетной подготовки, во втором - от самолетных РЛС или ИК-станции, информация от которых поступает на индикатор тактической обстановки в кабине экипажа. После обнаружения и идентификации цели производится коррекция данных ИСУ. Далее управление осуществляется в обычном режиме без использования координатора. При этом точность бомбометания (КВО) не хуже 3 м.

Аналогичные исследования с целью разработки относительно дешевых тепловизионных координаторов с неохлаждаемыми ОП проводятся рядом других ведущих фирм.

Такие ОП намечено использовать в ГСН, корреляционных системах коррекции и воздушной разведки. Чувствительные элементы матрицы ОП выполнены на основе интерметаллических (кадмия, ртути и теллура) и полупроводниковых (антимонид индия) соединений.

К перспективным оптоэлектронным системам самонаведения относится также активная лазерная ГСН, разрабатываемая фирмой «Локхид-Мартин» для оснащения перспективных УР и автономных боеприпасов.

Например, в составе ГСН экспериментального автономного авиационного боеприпаса LOCAAS применялась лазерная локационная станция, обеспечивающая обнаружение и распознавание целей путем трехмерной высокоточной съемки участков местности и находящихся на них объектов. Для получения трехмерного образа цели без ее сканирования применяется принцип интерферометрии отраженного сигнала. В конструкции ЛЛС используется генератор импульсов лазерного излучения (длина волны 1,54 мкм, частота повторения импульсов 10 Гц-2 кГц, длительность 10-20 не), а в качестве приемника - матрица чувствительных элементов с зарядовой связью. В отличие от прототипов ЛЛС, имевших растровую развертку сканирующего луча, у этой станции больший (до ± 20°) угол обзора, меньшая дисторсия изображения и значительная пиковая мощность излучения. Она сопрягается с аппаратурой автоматического распознавания целей по заложенным в намять бортовой ЭВМ сигнатурам до 50 тыс. типовых объектов.

Во время полета боеприпаса ЛЛС может осуществлять поиск цели в полосе земной поверхности шириной 750 м по курсу полета, а в режиме распознавания эта зона уменьшится до 100 м. При одновременном обнаружении нескольких целей алгоритм обработки изображений обеспечит возможность атаки наиболее приоритетной из них.

По мнению американских специалистов, оснащение ВВС США авиационными боеприпасами с активными лазерными системами, обеспечивающими автоматические обнаружение и распознавание целей с последующим их высокоточным поражением, станет качественно новым шагом в области автоматизации и будет способствовать повышению эффективности нанесения воздушных ударов в ходе ведения боевых действий на ТВД.

Радиолокационные ГСН современных УР применяются, как правило, в системах наведения авиационного оружия средней и большой дальности. Активные и полуактивные ГСН используются в УР класса «воздух - воздух» и противокорабельных ракетах, пассивные ГСН - в ПРР.

Перспективные УР, в том числе комбинированные (универсальные), предназначенные для поражения наземных и воздушных целей (класса «воздух - воздух - земля»), планируется оснащать радиолокационными ГСН с плоскими или конформными фазированными антенными решетками, выполненными с применением технологий визуализизации и цифровой обработки инверсной сигнатуры цели.

Считается, что основными преимуществами ГСН с плоскими и конформными антенными решетками по сравнению с современными координаторами являются: более эффективная адаптивная отстройка от естественных и организованных помех; электронное управление лучом диаграммы направленности с полным отказом от применения подвижных частей со значительным снижением массогабаритных характеристик и потребляемой мощности; более эффективное использование поляриметрического режима и доплеровского обужения луча; увеличение несущих частот (до 35 ГГц) и разрешающей способности, апертуры и поля обзора; снижение влияния свойств радиолокационной проводимости и теплопроводности обтекателя, вызывающих аберрацию и дисторсию сигнала. В таких ГСН возможно также применение режимов адаптивной настройки равносигнальной зоны с автоматической стабилизацией характеристик диаграммы направленности.

Кроме того, одним из направлений совершенствования следящих координаторов является создание многоканальных активно-пассивных ГСН, например тепло-визионно-радиолокационных или тепло-визионно-лазерно-радиолокационных. В их конструкции для уменьшения массогабаритных показателей и стоимости систему сопровождения цели (с гироскопической или электронной стабилизацией координатора) планируется использовать только в одном канале. В остальных ГСН будут применяться фиксированные излучатель и приемник энергии, а для изменения угла визирования намечено задействовать альтернативные технические решения, например, в тепловизионном канале - микромеханическое устройство точной юстировки линз, а в радиолокационном - электронное сканирование луча диаграммы направленности.

Опытные образцы комбинированных активно-пассивных ГСН:

слева - радиолокационно-тепловизионная гиростабилизированная ГСН для

перспективных ракет классов «воздух - земля» и «воздух - воздух»; справа -

активная радиолокационная ГСН с фазированной антенной решеткой и

пассивным тепловизионным каналом

Испытания в аэродинамической трубе разрабатываемой УР SMACM, (на рисунке справа ГСН ракеты)

Комбинированной ГСН с полуактивным лазерным, тепловизионным и активным радиолокационным каналами намечено оснастить перспективную УР JCM. Конструктивно оптоэлектронный блок приемников ГСН и радиолокационная антенна выполнены в единой следящей системе, что обеспечивает их раздельную или совместную работу в процессе наведения. В данной ГСН реализован принцип комбинированного самонаведении в зависимости от типа цели (тепло- или радиоконтрастная) и условий обстановки, в соответствии с которыми автоматически выбирается оптимальный метод наведения в одном из режимов работы ГСН, а остальные задействуются параллельно для формирования контрастного отображения цели при расчете точки прицеливания.

При создании аппаратуры наведения перспективных УР фирмы «Локхид-Мартин» и «Боинг» предполагают использовать имеющиеся технологические и технические решения, полученные в ходе работ по программам LOCAAS и JCM. В частности, в составе разрабатываемых УР SMACM и LCMCM предложено применять различные варианты модернизированной ГСН, установленной на УР AGM-169 класса «возух - земля». Поступление данных ракет на вооружение ожидается не ранее 2012 года.

Бортовая аппаратура системы наведения, комплектуемая этими ГСН, должна обеспечивать выполнение таких задач, как: патрулирование в назначенном районе в течение часа; разведка, обнаружение и поражение установленных целей. По мнению разработчиков, основными достоинствами подобных ГСН являются: повышенная помехозащищенность, обеспечение высокой вероятности попадания УР в цель, возможность применения в сложных помеховых и метеоусловиях, оптимизированные массогабаритные характеристики аппаратуры наведения, сравнительно невысокая стоимость.

Таким образом, осуществляемые в зарубежных странах НИОКР с целью создания высокоэффективных и одновременно недорогих авиационных средств поражения при существенном наращивании разведывательно-информационных возможностей бортовых комплексов как боевой, так и обеспечивающей авиации. позволят значительно повысить показатели боевого применения.

Для комментирования необходимо зарегистрироваться на сайте

Изобретение относится к оборонной технике, в частности, к системам наведения ракет. Технический результат - повышение точности сопровождения целей и их разрешения по азимуту, а также увеличение дальности обнаружения. Активная радиолокационная головка самонаведения содержит гиростабилизированный привод антенны с установленной на нем щелевой антенной решеткой моноимпульсного типа, трехканальное приемное устройство, передатчик, трехканальный АЦП, программируемый процессор сигналов, синхронизатор, опорный генератор и цифровую вычислительную машину. В процессе обработки принимаемых сигналов реализуется высокое разрешение наземных целей и высокая точность определения их координат (дальность, скорость и угол места и азимут). 1 ил.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к системам наведения ракет, предназначенным для обнаружения и сопровождения наземных целей, а также для формирования и выдачи сигналов управления в систему управления ракеты (СУР) для ее наведения на цель.

Известны пассивные радиолокационные головки самонаведения (РГС), например РГС 9Б1032Э [рекламный буклет ОАО «Агат», Международный авиационно-космический салон «Макс-2005»], недостатком которых является ограниченный класс обнаруживаемых целей - только радиоизлучающие цели.

Известны полуактивные и активные РГС, предназначенные для обнаружения и сопровождения воздушных целей, например, такие как огневая секция [патент RU №2253821 от 06.10.2005 г.], многофункциональная моноимпульсная доплеровская головка самонаведения (ГСН) для ракеты РВВ АЕ [Рекламный буклет ОАО «Агат», Международный авиационно-космический салон «Макс-2005»], усовершенствованная ГСН 9Б-1103М (диаметр 200 мм), ГСН 9Б-1103М (диаметр 350 мм) [Космический курьер, №4-5, 2001, стр.46-47], недостатками которых являются обязательное наличие станции подсвета цели (для полуактивных РГС) и ограниченный класс обнаруживаемых и сопровождаемых целей - только воздушные цели.

Известны активные РГС, предназначенные для обнаружения и сопровождения наземных целей, например, такие как ARGS-35E [Рекламный буклет ОАО «Радар-ММС», Международный авиационно-космический салон «Макс-2005»], ARGS-14E [Рекламный буклет ОАО «Радар-ММС», Международный авиационно-космический салон «Макс-2005»], [Доплеровская ГСН для ракеты: заявка 3-44267 Япония, МКИ G01S 7/36, 13/536, 13/56/ Hippo dense kiki K.K. Опубл. 7.05.91], недостатками которых являются низкое разрешение целей по угловым координатам и, как следствие, невысокие дальности обнаружения и захвата целей, а также низкая точность их сопровождения. Перечисленные недостатки данных ГСН обусловлены использованием сантиметрового диапазона волн, не позволяющего реализовать при малом миделе антенны узкую диаграмму направленности антенны и низкий уровень ее боковых лепестков.

Известна также когерентная импульсная РЛС с повышенной разрешающей способностью по угловым координатам [патент США №4903030, МКИ G01S 13/72/ Electronigue Serge Dassault. Опубл. 20.2.90], которую предлагается использовать в ракете. В данной РЛС угловое положение точки на поверхности земли представляется как функция частоты Доплера отраженного от нее радиосигнала. Группа фильтров, предназначенных для выделения доплеровских частот сигналов, отраженных от различных точек на земле, создается за счет применения алгоритмов быстрого преобразования Фурье. Угловые координаты точки на земной поверхности определяются по номеру фильтра, в котором выделен радиосигнал, отраженный от этой точки. РЛС использует синтезирование апертуры антенны с фокусировкой. Компенсация сближения ракеты с выбранной целью за время формирования кадра обеспечивается управлением стробом дальности.

Недостатком рассмотренной РЛС является ее сложность, из-за сложности обеспечения синхронного изменения частот нескольких генераторов для реализации изменения от импульса к импульсу частоты излучаемых колебаний.

Из известных технических решений наиболее близким (прототипом) является РГС по патенту США №4665401, МКИ G01S 13/72/ Sperri Corp., 12.05.87. РГС, работающая в миллиметровом диапазоне волн, осуществляет поиск и сопровождение наземных целей по дальности и по угловым координатам. Различение целей по дальности в РГС производится за счет применения нескольких узкополосных фильтров промежуточной частоты, обеспечивающих достаточно хорошее отношение сигнал-шум на выходе приемника. Поиск цели по дальности выполняется с помощью генератора поиска диапазона, генерирующего сигнал с линейно изменяющейся частотой для модуляции им сигнала несущей частоты. Поиск цели по азимуту осуществляется сканированием антенны в азимутальной плоскости. Специализированный вычислитель, используемый в РГС, осуществляет выбор элемента разрешения по дальности, в котором находится цель, а также слежение цели по дальности и угловым координатам. Стабилизация антенны - индикаторная, выполняется по сигналам, снимаемым с датчиков тангажа, крена и рысканья ракеты, а также по сигналам, снимаемым с датчиков угла места, азимута и скорости движения антенны.

Недостатком прототипа является низкая точность сопровождения целей, обусловленная высоким уровнем боковых лепестков антенны и плохой стабилизацией антенны. К недостатку прототипа также можно отнести низкое разрешение целей по азимуту и малую (до 1,2 км) дальность их обнаружения, обусловленную использованием в РГС гомодинного способа построения приемо-передающего тракта.

Задачей изобретения является повышение точности сопровождения целей и их разрешения по азимуту, а также увеличение дальности обнаружения целей.

Поставленная задача достигается тем, что в РГС, содержащую антенный переключатель (АП), датчик углового положения антенны в горизонтальной плоскости (ДУПА гп), механически соединенный с осью вращения антенны в горизонтальной плоскости, и датчик углового положения антенны в вертикальной плоскости (ДУПА вп), механически соединенный с осью вращения антенны в вертикальной плоскости, введены:

Щелевая антенная решетка (ЩАР) моноимпульсного типа, механически закрепленная на гироплатформе введенного гиростабилизированного привода антенны и состоящего из аналого-цифрового преобразователя горизонтальной плоскости (АЦП гп), аналого-цифрового преобразователя вертикальной плоскости (АЦП вп), цифроаналогового преобразователя горизонтальной плоскости (ЦАП гп), цифроаналогового преобразователя вертикальной плоскости (ЦАП вп), двигателя прецессии гироплатформы горизонтальной плоскости (ДПГ гп), двигателя прецессии гироплатформы вертикальной плоскости (ДПГ вп) и микроЦВМ;

Трехканальное приемное устройство (ПРМУ);

Передатчик;

Трехканальный АЦП;

Программируемый процессор сигналов (ППС);

Синхронизатор;

Опорный генератор (ОГ);

Цифровая вычислительная машина (ЦВМ);

Четыре цифровые магистрали (ЦМ), обеспечивающие функциональные связи между ППС, ЦВМ, синхронизатором и микроЦВМ, а также ППС - с контрольно-проверочной аппаратурой (КПА), ЦВМ - с КПА и внешними устройствами.

На чертеже приведена структурная схема РГС, где обозначено:

1 - щелевая антенная решетка (ЩАР);

2 - циркулятор;

3 - приемное устройство (ПРМУ);

4 - аналого-цифровой преобразователь (АЦП);

5 - программируемый процессор сигналов (ППС);

6 - привод антенны (ПА), функционально объединяющий ДУПА гп, ДУПА вп, АЦП гп, АЦП вп, ЦАП гп, ЦАП вп, ДПГ гп, ДПГ вп и микроЦВМ;

7 - передатчик (ПРД);

8 - опорный генератор (ОГ);

9 - цифровая вычислительная машина (ЦВМ);

10 - синхронизатор,

ЦМ 1 ЦМ 2 , ЦМ 3 и ЦМ 4 - первая, вторая, третья и четвертая цифровые магистрали, соответственно.

На чертеже пунктирными линиями отражены механические связи.

Щелевая антенная решетка 1 представляет собой типовую ЩАР моноимпульсного типа, используемую в настоящее время во многих радиолокационных станциях (РЛС), таких, например, как «Копье», «Жук» разработки ОАО «Корпорация «Фазотрон - НИИР» [Рекламный буклет ОАО «Корпорация «Фазотрон - НИИР», Международный авиационно-космический салон «Макс-2005»]. По сравнению с другими типами антенн ЩАР обеспечивает более низкий уровень боковых лепестков. Описываемая ЩАР 1 формирует на передачу одну диаграмму направленности (ДН) игольчатого типа, а на прием - три ДН: суммарную и две разностные - в горизонтальной и вертикальной плоскостях. ЩАР 1 механически закреплена на гироплатформе гиростабилизированного привода антенны ПА 6, что обеспечивает практически идеальную ее развязку от колебаний корпуса ракеты.

ЩАР 1 имеет три выхода:

1) суммарный Σ, являющийся одновременно и входом ЩАР;

2) разностный горизонтальной плоскости Δ г;

3) разностный вертикальной плоскости Δ в.

Циркулятор 2 - типовое устройство, используемое в настоящее время во многих РЛС и РГС, например, описанный в патенте RU 2260195 от 11.03.2004 г. Циркулятор 2 обеспечивает передачу радиосигнала от ПРД 7 к суммарному входу-выходу ЩАР 1 и принятого радиосигнала с суммарного входа-выхода ЩАР 1 к входу третьего канала ПРМУ 3.

Приемное устройство 3 - типовое трехканальное приемное устройство, применяемое в настоящее время во многих РГС и РЛС, например, описанное в монографии [Теоретические основы радиолокации. / Под ред. Я.Д.Ширмана - М.: Сов. радио, 1970, стр.127-131]. Полоса пропускания каждого из идентичных каналов ПРМУ 3 оптимизирована на прием и преобразование на промежуточную частоту одиночного радиоимпульса прямоугольной формы. ПРМУ 3 в каждом из трех каналов обеспечивает усиление, фильтрацию от шумов и преобразование на промежуточную частоту радиосигналов, поступающих на вход каждого из упомянутых каналов. В качестве опорных сигналов, необходимых при проведении преобразований над принятыми радиосигналами в каждом из каналов, используются высокочастотные сигналы, поступающие из ОГ 8. Открытие ПРМУ 3 осуществляется по синхросигналу, поступающему из синхронизатора 10.

ПРМУ 3 имеет 5 входов: первый, являющийся входом первого канала ПРМУ, предназначен для ввода радиосигнала, принятого ЩАР 1 по разностному каналу горизонтальной плоскости Δ г; второй, являющийся входом второго канала ПРМУ, предназначен для ввода радиосигнала, принятого ЩАР 1 по разностному каналу вертикальной плоскости Δ в; третий, являющийся входом третьего канала ПРМУ, предназначен для ввода радиосигнала, принятого ЩАР 1 по суммарному каналу Σ; 4-й - для ввода из синхронизатора 10 синхросигналов; 5-й - для ввода из ОГ 8 опорных высокочастотных сигналов.

ПРМУ 3 имеет 3 выхода: 1-й - для вывода радиосигналов, усиленных в первом канале; 2-й - для вывода радиосигналов, усиленных во втором канале; 3-й - для вывода радиосигналов, усиленных в третьем канале.

Аналого-цифровой преобразователь 4 представляет собой типовой трехканальный АЦП, например АЦП AD7582 фирмы «Analog Devies». АЦП 4 преобразует поступающие из ПРМУ 3 радиосигналы промежуточной частоты в цифровую форму. Момент начала преобразований определяется тактирующими импульсами, поступающими из синхронизатора 10. Выходным сигналом каждого из каналов АЦП 4 является оцифрованный радиосигнал, приходящий на его вход.

Программируемый процессор сигналов 5 представляет собой типовую ЦВМ, используемую в любой современной РГС или РЛС и оптимизированную на первичную обработку принятых радиосигналов. ППС 5 обеспечивает:

С помощью первой цифровой магистрали (ЦМ 1) связь с ЦВМ 9;

С помощью второй цифровой магистрали (ЦМ 2) связь с КПА;

Реализацию функционального программного обеспечения (ФПО ппс), содержащего все необходимые константы и обеспечивающего выполнение в ППС 5 следующих обработок радиосигналов: квадратурную обработку поступающих на его входы оцифрованных радиосигналов; когерентное накопление этих радиосигналов; умножение накопленных радиосигналов на опорную функцию, учитывающую форму ДН антенны; выполнение над результатом умножения процедуры быстрого преобразования Фурье (БПФ).

Примечания.

К ФПО ппс не предъявляется особых требований: оно лишь должно быть адаптировано к операционной системе, используемой в ППС 5.

В качестве ЦМ 1 и ЦМ 2 может быть использована любая из известных цифровых магистралей, например цифровая магистраль МПИ (ГОСТ 26765.51-86) или МКИО (ГОСТ 26765.52-87).

Алгоритмы упомянутых выше обработок известны и описаны в литературе, например, в монографии [Меркулов В.И., Канащенков А.И., Перов А.И., Дрогалин В.В. и др. Оценивание дальности и скорости в радиолокационных системах. Ч.1. / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника, 2004, стр.162-166, 251-254], в патенте США №5014064, кл. G01S 13/00, 342-152, 07.05.1991 и патенте РФ №2258939, 20.08.2005.

Результаты перечисленных выше обработок в виде трех матриц амплитуд (МА), сформированных из радиосигналов, соответственно принятых по разностному каналу горизонтальной плоскости - МА Δг, разностному каналу вертикальной плоскости - МА Δв и суммарному каналу - МА Σ , ППС 5 записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 . Каждая из МА представляет собой таблицу, заполненную значениями амплитуд радиосигналов, отраженных от различных участков земной поверхности.

Матрицы МА Δг, МА Δв и MA Σ являются выходными данными ППС 5.

Привод антенны 6 представляет собой типовой гиростабилизированный (с силовой стабилизацией антенны) привод, используемый в настоящее время во многих РГС, например, в РГС ракеты Х-25МА [Карпенко А.В., Ганин С.М. Отечественные авиационные тактические ракеты. - С-П.: 2000, стр.33-34]. Он обеспечивает (по сравнению с электромеханическими и гидравлическими приводами, реализующими индикаторную стабилизацию антенны) практически идеальную развязку антенны от корпуса ракеты [Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения. / Под. ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр.216]. ПА 6 обеспечивает вращение ЩАР 1 в горизонтальной и вертикальной плоскостях и ее стабилизацию в пространстве.

ДУПА гп, ДУПА вп, АЦП гп, АЦП вп, ЦАП гп, ЦАП вп, ДПГ гп, ДПГ вп, функционально входящие в состав ПА 6, широко известны и используются в настоящее время во многих РГС и РЛС. МикроЦВМ представляет собой типовую ЦВМ, реализованную на одном из известных микропроцессоров, например микропроцессоре MIL-STD-1553В разработки АО «Электронная компания «ЭЛКУС». МикроЦВМ посредством цифровой магистрали ЦМ 1 связана с ЦВМ 9. Цифровая магистраль ЦМ 1 используется также и для введения в микроЦВМ функционального программного обеспечения привода антенны (ФПО па).

К ФПО па не предъявляется особых требований: оно лишь должно быть адаптировано к операционной системе, используемой в микроЦВМ.

Входными данными ПА 6, поступающими по ЦМ 1 из ЦВМ 9, являются: номер N p режима работы ПА и значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях. Перечисленные входные данные поступают в ПА 6 при каждом обмене с ЦВМ 9.

ПА 6 работает в двух режимах: «Арретирование» и «Стабилизация».

В режиме «Арретирование», задаваемом ЦВМ 9 соответствующим номером режима, например N p =1, микроЦВМ на каждом такте работы считывает с АЦП гп и АЦП вп преобразованные ими в цифровую форму значения углов положения антенны, поступающие на них соответственно с ДУПА гп и ДУПА вп. Значение угла ϕ аг положения антенны в горизонтальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП гп, который преобразует его в напряжение постоянного тока, пропорционального значению этого угла, и подает его на ДПГ гп. ДПГ гп начинает вращать гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в горизонтальной плоскости. Значение угла ϕ ав положения антенны в вертикальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП вп, который преобразует его в напряжение постоянного тока, пропорционального значению этого угла, и подает его на ДПГ вп. ДПГ вп начинает вращать гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в вертикальной плоскости. Таким образом, в режиме «Арретирование» ПА 6 обеспечивает соосное со строительной осью ракеты положение антенны.

В режиме «Стабилизация», задаваемом ЦВМ 9 соответствующим номером режима, например N p =2, микроЦВМ на каждом такте работы считывает из буфера ЦМ 1 значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях. Значение параметра рассогласования Δϕ г в горизонтальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП гп. ЦАП гп значение этого параметра рассогласования преобразует в напряжение постоянного тока, пропорционального значению параметра рассогласования, и подает его на ДПГ гп. ДПГ гп изменяет угол прецессии гироскопа, корректируя этим угловое положение антенны в горизонтальной плоскости. Значение параметра рассогласования Δϕ в в вертикальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП вп. ЦАП вп значение этого параметра рассогласования преобразует в напряжение постоянного тока, пропорционального значению параметра рассогласования, и подает его на ДПГ вп. ДПГ вп изменяет угол прецессии гироскопа, корректируя этим угловое положение антенны в вертикальной плоскости. Таким образом, в режиме «Стабилизация» ПА 6 на каждом такте работы обеспечивает отклонение антенны на углы, равные значениям параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях.

Развязку ЩАР 1 от колебаний корпуса ракеты ПА 6 обеспечивает за счет свойств гироскопа удерживать пространственное положение своих осей неизменным при эволюциях основания, на котором он закреплен.

Выходом ПА 6 является ЦМ, в буфер которой микроЦВМ на каждом такте работы записывает цифровые коды значений углового положения антенны в горизонтальной ϕ аг и вертикальной ϕ ав плоскостях, которые она формирует из преобразованных в цифровую форму с помощью АЦП гп и АЦП вп значений углов положения антенны, снятых с ДУПА гп и ДУПА вп.

Передатчик 7 - типовой ПРД, используемый в настоящее время во многих РЛС, например, описанный в патенте RU 2260195 от 11.03.2004. ПРД 7 предназначен для формирования радиоимпульсов прямоугольной формы. Период повторения формируемых передатчиком радиоимпульсов задается синхроимпульсами, поступающими из синхронизатора 10. В качестве задающего генератора передатчика 7 используется опорный генератор 8.

Опорный генератор 8 представляет собой типовой гетеродин, используемый практически в любой активной РГС или РЛС, обеспечивающий генерацию опорных сигналов заданной частоты.

Цифровая вычислительная машина 9 представляет собой типовую ЦВМ, используемую в любой современной РГС или РЛС и оптимизированную на решение задач вторичной обработки принятых радиосигналов и управления аппаратурой. Примером такой ЦВМ может служить ЦВМ «Багет-83», производства НИИ СИ РАН КБ «Корунд». ЦВМ 9:

По упомянутой ранее ЦМ 1 посредством передачи соответствующих команд обеспечивает управление ППС 5, ПА 6 и синхронизатором 10;

По третьей цифровой магистрали (ЦМ 3), в качестве которой используется цифровая магистраль МКИО, посредством передачи из КПА соответствующих команд и признаков обеспечивает самотестирование;

По ЦМ 3 принимает из КПА функциональное программное обеспечение (ФПО цвм) и запоминает его;

По четвертой цифровой магистрали (ЦМ 4), в качестве которой используется цифровая магистраль МКИО, обеспечивает связь с внешними устройствами;

Реализацию ФПО цвм.

Примечания.

К ФПО цвм не предъявляется особых требований: оно лишь должно быть адаптировано к операционной системе, используемой в ЦВМ 9. В качестве ЦМ 3 и ЦМ 4 может быть использована любая из известных цифровых магистралей, например цифровая магистраль МПИ (ГОСТ 26765.51-86) или МКИО (ГОСТ 26765.52-87).

Реализация ФПО цвм позволяет ЦВМ 9 выполнить следующее:

1. По полученным от внешних устройств целеуказаниям: углового положения цели в горизонтальной ϕ цгцу и вертикальной ϕ цвцу плоскостях, дальности Д цу до цели и скорости сближения V сбцу ракеты с целью, рассчитать период повторения зондирующих импульсов.

Алгоритмы расчета периода повторения зондирующих импульсов широко известны, например они описаны в монографии [Меркулов В.И., Канащенков А.И., Перов А.И., Дрогалин В.В. и др. Оценивание дальности и скорости в радиолокационных системах. 4.1. / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И. Меркулова - М.: Радиотехника, 2004, стр.263-269].

2. Над каждой из сформированных в ППС 5 и переданных в ЦВМ 6 по ЦМ 1 матриц МА Δг, МА Δв и МА Σ выполнить следующую процедуру: сравнить значения амплитуд радиосигналов, записанных в ячейках перечисленных МА, со значением порога и, если значение амплитуды радиосигнала в ячейке больше значения порога, то в эту ячейку записать единицу, в противном случае - нуль. В результате этой процедуры из каждой упомянутой МА ЦВМ 9 формирует соответствующую матрицу обнаружения (МО) - МО Δг, МО Δв и MO Σ в ячейках которой записаны нули или единицы, причем единица сигнализирует о наличии цели в данной ячейке, а нуль - о ее отсутствии.

3. По координатам ячеек матриц обнаружения МО Δг, МО Δв и МО Σ , в которых зафиксировано наличие цели, вычислить удаление каждой из обнаруженных целей от центра (т.е. от центральной ячейки) соответствующей матрицы, и сравнением этих удалений определить цель, ближайшую к центру соответствующей матрицы. Координаты этой цели ЦВМ 9 запоминает в виде: номера столбца N стбд матрицы обнаружения МО Σ определяющего удаление цели от центра MO Σ по дальности; номера строки N стрv матрицы обнаружения MO Σ , определяющего удаление цели от центра MO Σ по скорости сближения ракеты с целью; номера столбца N стбг матрицы обнаружения МО Δг, определяющего удаление цели от центра МО Δг по углу в горизонтальной плоскости; номера строки N стрв матрицы обнаружения МО Δв, определяющего удаление цели от центра МО Δв по углу в вертикальной плоскости.

4. Используя запомненные номера столбца N стбд и строки N стрv матрицы обнаружения МО Σ по формулам:

(где Д цмо, V цмо - координаты центра матрицы обнаружения MO Σ : ΔД и ΔV - константы, задающие дискрет столбца матрицы обнаружения MO Σ по дальности и дискрет строки матрицы обнаружения MO Σ по скорости, соответственно), вычислить значения дальности до цели Д ц и скорости сближения V сб ракеты с целью.

5. Используя запомненные номера столбца N стбг матрицы обнаружения МО Δг и строки N стрв матрицы обнаружения МО Δв, а также значения углового положения антенны в горизонтальной ϕ аг и вертикальной ϕ ав плоскостях, по формулам:

(где Δϕ стбг и Δϕ стрв - константы, задающие дискрет столбца матрицы обнаружения МО Δг по углу в горизонтальной плоскости и дискрет строки матрицы обнаружения МО Δв по углу в вертикальной плоскости, соответственно), вычислить значения пеленгов цели в горизонтальной ϕ цг и вертикальной Δϕ цв плоскостях.

6. Вычислить значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях по формулам

либо по формулам

где ϕ цгцу, ϕ цвцу - значения углов положения цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях, соответственно, полученные от внешних устройств как целеуказания; ϕ цг и ϕ цв - вычисленные в ЦВМ 9 значения пеленгов цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях, соответственно; ϕ аг и ϕ ав - значения углов положения антенны в горизонтальной и вертикальной плоскостях, соответственно.

Синхронизатор 10 - обычный синхронизатор, используемый в настоящее время во многих РЛС, например, описанный в заявке на изобретение RU 2004108814 от 24.03.2004 или в патенте RU 2260195 от 11.03.2004. Синхронизатор 10 предназначен для формирования синхроимпульсов различной длительности и частоты повторения, обеспечивающих синхронную работу РГС. Связь с ЦВМ 9 синхронизатор 10 осуществляет по ЦМ 1 .

Заявленное устройство работает следующим образом.

На земле из КПА по цифровой магистрали ЦМ 2 в ППС 5 вводят ФПО ппс, которое записывается в его запоминающее устройство (ЗУ).

На земле из КПА по цифровой магистрали ЦМ 3 в ЦВМ 9 вводят ФПО цвм, которое записывается в его ЗУ.

На земле из КПА по цифровой магистрали ЦМ 3 через ЦВМ 9 в микроЦВМ вводят ФПО микроЦВМ, которое записывается в его ЗУ.

Отмечаем, что вводимые из КПА ФПО цвм, ФПО микроЦВМ и ФПО ппс содержат программы, позволяющие реализовать в каждом из перечисленных вычислителей все упомянутые выше задачи, при этом в их состав входят значения всех необходимых при вычислениях и логических операциях констант.

После подачи питания ЦВМ 9, ППС 5 и микроЦВМ привода антенны 6 начинают реализацию их ФПО, при этом они выполняют следующее.

1. ЦВМ 9 передает по цифровой магистрали ЦМ 1 в микроЦВМ номер режима N p , соответствующий переводу ПА 6 в режим «Арретирование».

2. МикроЦВМ, приняв номер режима N p «Арретирование», считывает с АЦП гп и АЦП вп преобразованные ими в цифровую форму значения углов положения антенны, поступающие на них соответственно с ДУПА гп и ДУПА вп. Значение угла ϕ аг положения антенны в горизонтальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП гп, который преобразует его в напряжение постоянного тока, пропорционального значению этого угла, и подает его на ДПГ гп. ДПГ гп вращает гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в горизонтальной плоскости. Значение угла ϕ ав положения антенны в вертикальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП вп, который преобразует его в напряжение постоянного тока, пропорционального значению этого угла, и подает его на ДПГ вп. ДПГ вп вращает гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в вертикальной плоскости. Кроме этого, микроЦВМ значения углов положения антенны в горизонтальной ϕ аг и вертикальной ϕ ав плоскостях записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 .

3. ЦВМ 9 считывает из буфера цифровой магистрали ЦМ 4 подаваемые с внешних устройств следующие целеуказания: значения углового положения цели в горизонтальной ϕ цгцу и вертикальной ϕ цвцу плоскостях, значения дальности Д цу до цели, скорости сближения V сбцу ракеты с целью и проводит их анализ.

Если все перечисленные выше данные нулевые, то ЦВМ 9 выполняет действия, описанные в п.п.1 и 3, при этом микроЦВМ выполняет действия, описанные в п.2.

Если перечисленные выше данные ненулевые, то ЦВМ 9 считывает из буфера цифровой магистрали ЦМ 1 значения углового положения антенны в вертикальной ϕ ав и горизонтальной ϕ аг плоскостях и по формулам (5) вычисляет значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях, которые записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 . Кроме этого ЦВМ 9 в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 записывает номер режима N p , соответствующий режиму «Стабилизация».

4. МикроЦВМ, считав из буфера цифровой магистрали ЦМ 1 номер режима N p «Стабилизация», выполняет следующее:

Считывает из буфера цифровой магистрали ЦМ 1 значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях;

Значение параметра рассогласования Δϕ г в горизонтальной плоскости выдает в ЦАП гп, который его преобразует в напряжение постоянного тока, пропорционального значению полученного параметра рассогласования, и подает его на ДПГ гп; ДПГ гп начинает вращать гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в горизонтальной плоскости;

Значение параметра рассогласования Δϕ в в вертикальной плоскости выдает в ЦАП вп, который его преобразует в напряжение постоянного тока, пропорционального значению полученного параметра рассогласования, и подает его на ДПГ вп; ДПГ вп начинает вращать гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в вертикальной плоскости;

считывает с АЦП гп и АЦП вп преобразованные ими в цифровую форму значения углов положения антенны в горизонтальной ϕ аг и вертикальной ϕ ав плоскостях, поступающих на них соответственно с ДУПА гп и ДУПА вп, которые записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 .

5. ЦВМ 9 используя целеуказания, в соответствии с алгоритмами, описанными в [Меркулов В.И., Канащенков А.И., Перов А.И., Дрогалин В.В. и др. Оценивание дальности и скорости в радиолокационных системах. Ч.1. / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника, 2004, стр.263-269], рассчитывает период повторения зондирующих импульсов и, относительно зондирующих импульсов, формирует коды временных интервалов, определяющих моменты открытия ПРМУ 3 и начало работы ОГ 8 и АЦП 4.

Коды периода повторения зондирующих импульсов и временных интервалов, определяющих моменты открытия ПРМУ 3 и начала работы ОГ 8 и АЦП 4, ЦВМ 9 по цифровой магистрали ЦМ 1 передает в синхронизатор 10.

6. Синхронизатор 10 на основе упомянутых выше кодов и интервалов формирует следующие синхроимпульсы: импульсы запуска ПРД, импульсы закрытия приемника, тактирующие импульсы ОГ, тактирующие импульсы АЦП, импульсы начала обработки сигналов. Импульсы запуска ПРД с первого выхода синхронизатора 10 поступают на первый вход ПРД 7. Импульсы закрытия приемника со второго выхода синхронизатора 10 поступают на четвертый вход ПРМУ 3. Тактирующие импульсы ОГ поступают с третьего выхода синхронизатора 10 на вход ОГ 8. Тактирующие импульсы АЦП с четвертого выхода синхронизатора 10 поступают на четвертый вход АЦП 4. Импульсы начала обработки сигналов с пятого выхода синхронизатора 10 поступают на четвертый вход ППС 5.

7. ОГ 8, получив тактирующий импульс, обнуляет фазу генерируемого им высокочастотного сигнала и выдает его через свой первый выход в ПРД 7 и через свой второй выход на пятый вход ПРМУ 3.

8. ПРД 7, получив импульс запуска ПРД, используя высокочастотный сигнал опорного генератора 8, формирует мощный радиоимпульс, который с его выхода поступает на вход АП 2 и, далее, на суммарный вход ЩАР 1, которая излучает его в пространство.

9. ЩАР 1 принимает отраженные от земли и целей радиосигналы и со своих суммарного Σ, разностного горизонтальной плоскости Δ г и разностного вертикальной плоскости Δ в выходов выдает их соответственно на вход-выход АП 2, на вход первого канала ПРМУ 3 и на вход второго канала ПРМУ 3. Радиосигнал, поступивший на АП 2, транслируется на вход третьего канала ПРМУ 3.

10. ПРМУ 3 усиливает каждый из упомянутых выше радиосигналов, фильтрует от шумов и, используя поступающие из ОГ 8 опорные радиосигналы, преобразует их на промежуточную частоту, причем усиление радиосигналов и их преобразование на промежуточную частоту он осуществляет только в те интервалы времени, когда отсутствуют импульсы закрытия приемника.

Преобразованные на промежуточную частоту упомянутые радиосигналы с выходов соответствующих каналов ПРМУ 3 поступают, соответственно, на входы первого, второго и третьего каналов АЦП 4.

11. АЦП 4, при поступлении на его четвертый вход из синхронизатора 10 тактирующих импульсов, частота повторения которых в два раза выше частоты поступающих из ПРМУ 3 радиосигналов, квантует поступающие на входы его каналов упомянутые радиосигналы по времени и уровню, формируя этим на выходах первого, второго и третьего каналов упомянутые выше радиосигналы в цифровой форме.

Отмечаем, что частота повторения тактирующих импульсов выбрана в два раза большей частоты поступающих на АЦП 4 радиосигналов с целью реализации в ППС 5 квадратурной обработки принятых радиосигналов.

С соответствующих выходов АЦП 4 упомянутые выше радиосигналы в цифровой форме поступают соответственно на первый, второй и третий входы ППС 5.

12. ППС 5, при поступлении на его четвертый вход из синхронизатора 10 импульса начала обработки сигналов, над каждым из вышеупомянутых радиосигналов в соответствии с алгоритмами, описанными в монографии [Меркулов В.И., Канащенков А.И., Перов А.И., Дрогалин В.В. и др. Оценивание дальности и скорости в радиолокационных системах. Ч.1. / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника, 2004, стр.162-166, 251-254], патенте США №5014064, кл. G01S 13/00, 342-152, 07.05.1991 и патенте РФ №2258939, 20.08.2005, осуществляет: квадратурную обработку над принятыми радиосигналами, устраняя этим зависимость амплитуд принятых радиосигналов от случайных начальных фаз этих радиосигналов; когерентное накопление принятых радиосигналов, обеспечивая этим повышение отношения сигнал/шум; умножение накопленных радиосигналов на опорную функцию, учитывающую форму ДН антенны, устраняя этим влияние на амплитуды радиосигналов формы ДН антенны, включая влияние ее боковых лепестков; выполнение над результатом умножения процедуры ДПФ, обеспечивая этим повышение разрешения РГС в горизонтальной плоскости.

Результаты перечисленных выше обработок ППС 5 в виде матриц амплитуд - МА Δг, МА Δв и MA Σ - записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 . Еще раз отмечаем, что каждая из МА представляет собой таблицу, заполненную значениями амплитуд отраженных от различных участков земной поверхности радиосигналов, при этом:

Матрица амплитуд МА Σ , сформированная по радиосигналам, принятым по суммарному каналу, по сути, является радиолокационным изображением участка земной поверхности в координатах «Дальность×частота Доплера», размеры которого пропорциональны ширине ДН антенны, углу наклона ДН и дальности до земли. Амплитуда радиосигнала, записанная в центре матрицы амплитуд по координате «Дальность», соответствует участку земной поверхности, находящемуся от РГС на удалении Д цма =Д цу, где Д цма - дальность до центра матрицы амплитуд, Д цу - дальность целеуказаний. Амплитуда радиосигнала, записанная в центре матрицы амплитуд по координате «частота Доплера», соответствует участку земной поверхности, сближающемуся с РГС со скоростью V сбцу, т.е. V цма =V сбцу, где V цма - скорость центра матрицы амплитуд;

Матрицы амплитуд МА Δг и МА Δв, сформированные, соответственно, по разностным радиосигналам горизонтальной плоскости и разностным радиосигналам вертикальной плоскости, тождественны многомерным угловым дискриминаторам. Амплитуды радиосигналов, записанных в центрах данных матриц, соответствуют участку земной поверхности, на который направлено равносигнальное направление (РСН) антенны, т.е. ϕ цмаг =ϕ цгцу, ϕ цмав =ϕ цвцу, где ϕ цмаг - угловое положение центра матрицы амплитуд МА Δг горизонтальной плоскости, ϕ цмав - угловое положение центра матрицы амплитуд МА Δв вертикальной плоскости, ϕ цгцу - значение углового положения цели в горизонтальной плоскости, полученное как целеуказание, ϕ цвцу - значение углового положения цели в вертикальной плоскости, полученное как целеуказание.

Более подробно упомянутые матрицы описаны в патенте RU №2258939 от 20.08.2005 г.

13. ЦВМ 9 считывает из буфера ЦМ 1 значения матриц МА Δг, МА Δв и МА Σ и выполняет над каждой из них следующую процедуру: сравнивает значения амплитуд радиосигналов, записанных в ячейках МА, со значением порога и, если значение амплитуды радиосигнала в ячейке больше значения порога, то в эту ячейку записывает единицу, в противном случае - нуль. В результате этой процедуры из каждой упомянутой МА формируется матрица обнаружения (МО) - МО Δг, МО Δв и MO Σ , соответственно, в ячейках которой записаны нули или единицы, при этом единица сигнализирует о наличии цели в данной ячейке, а нуль - о ее отсутствии. Отмечаем, что размерность матриц МО Δг, МО Δв и MO Σ полностью совпадают с соответствующими размерностями матриц МА Δг, МА Δв и МА Σ , при этом: Д цма =Д цмо, где Д цмо - дальность до центра матрицы обнаружения, V цма =V цмо, где V цмо - скорость центра матрицы обнаружения; ϕ цмаг =ϕ цмог, ϕ цмав =ϕ цмов, где ϕ цмог - угловое положение центра матрицы обнаружения МО Δг горизонтальной плоскости, ϕ цмов - угловое положение центра матрицы обнаружения МО Δв вертикальной плоскости.

14. ЦВМ 9 по данным, записанным в матрицах обнаружения МО Δг, МО Δв и MO Σ , вычисляет удаление каждой из обнаруженной цели от центра соответствующей матрицы и сравнением этих удалений определяет цель, ближайшую к центру соответствующей матрицы. Координаты этой цели ЦВМ 9 запоминает в виде: номера столбца N стбд матрицы обнаружения МО Σ , определяющего удаление цели от центра MO Σ по дальности; номера строки N стрv матрицы обнаружения MO Σ , определяющего удаление цели от центра MO Σ по скорости цели; номера столбца N стбг матрицы обнаружения МО Δг, определяющего удаление цели от центра МО Δг по углу в горизонтальной плоскости; номера строки N стрв матрицы обнаружения МО Δв, определяющего удаление цели от центра МО Δв по углу в вертикальной плоскости.

15. ЦВМ 9, используя запомненные номера столбца N стбд и строки N стрv матрицы обнаружения МО Σ , а также координаты центра матрицы обнаружения МО Σ по формулам (1) и (2), вычисляет дальность Д ц до цели и скорость V сб сближения ракеты с целью.

16. ЦВМ 9, используя запомненные номера столбца N стбг матрицы обнаружения МО Δг и строки N стрв матрицы обнаружения МО Δв, а также значения углового положения антенны в горизонтальной ϕ аг и вертикальной ϕ ав плоскостях, по формулам (3) и (4) вычисляет значения пеленгов цели в горизонтальной ϕ цг и вертикальной ϕ цв плоскостях.

17. ЦВМ 9 по формулам (6) вычисляет значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях, которые она вместе с номером режима «Стабилизация» записывает в буфер ЦМ 1 .

18. ЦВМ 9 вычисленные значения пеленгов цели в горизонтальной ϕ цг и вертикальной ϕ цв плоскостях, дальности до цели Д ц и скорости сближения V сб ракеты с целью записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 4 , которые из него считываются внешними устройствами.

19. После этого заявленное устройство на каждом последующем такте своей работы выполняет процедуры, описанные в п.п.5...18, при этом при реализации описанного в п.6 алгоритма, ЦВМ 6 расчет периода повторения зондирующих импульсов осуществляет, используя не данные целеуказаний, а значения дальности Д ц, скорости сближения V сб ракеты с целью, углового положения цели в горизонтальной ϕ цг и вертикальной ϕ цв плоскостях, вычисленные на предыдущих тактах по формулам (1)-(4), соответственно.

Использование изобретения, по сравнению с прототипом, за счет применения гиростабилизированного привода антенны, применения ЩАР, реализации когерентного накопления сигналов, реализации процедуры ДПФ, которая обеспечивает повышение разрешающей способности РГС по азимуту до 8...10 раз, позволяет:

Значительно повысить степень стабилизации антенны,

Обеспечить более низкий уровень боковых лепестков антенны,

Высокое разрешение целей по азимуту и, за счет этого, более высокую точность определения местоположения цели;

Обеспечить большую дальность обнаружения целей при низкой средней мощности передатчика.

Для выполнения заявленного устройства может быть использована элементная база, выпускаемая в настоящее время отечественной промышленностью.

Радиолокационная головка самонаведения, содержащая антенну, передатчик, приемное устройство (ПРМУ), циркулятор, датчик углового положения антенны в горизонтальной плоскости (ДУПА гп) и датчик углового положения антенны в вертикальной плоскости (ДУПА вп), отличающаяся тем, что она снабжена трехканальным аналого-цифровым преобразователем (АЦП), программируемым процессором сигналов (ППС), синхронизатором, опорным генератором (ОГ), ЦВМ, в качестве антенны использована щелевая антенная решетка (ЩАР) моноимпульсного типа, механически закрепленная на гироплатформе гиростабилизированного привода антенны и функционально включающего в свой состав ДУПА гп и ДУПА вп а также двигатель прецессии гироплатформы в горизонтальной плоскости (ДПГ гп), двигатель прецессии гироплатформы в вертикальной плоскости (ДПГ вп) и микроцифровую вычислительную машину (микроЦВМ), причем ДУПА гп механически соединен с осью ДПГ гп, а его выход через аналого-цифровой преобразователь (АЦП вп), соединен с первым входом микроЦВМ, ДУПА вп механически соединен с осью ДПГ вп, а его выход через аналого-цифровой преобразователь (АЦП вп) соединен с вторым входом микроЦВМ, первый выход микроЦВМ соединен через цифроаналоговый преобразователь (ЦАП гп) с ДПГ гп, второй выход микроЦВМ через цифроаналоговый преобразователь (ЦАП вп) соединен с ДПГ вп, суммарный вход-выход циркулятора соединен с суммарным входом-выходом ЩАР, разностный выход ЩАР для диаграммы направленности в горизонтальной плоскости соединен с входом первого канала ПРМУ, разностный выход ЩАР для диаграммы направленности в вертикальной плоскости соединен с входом второго канала ПРМУ, выход циркулятора соединен с входом третьего канала ПРМУ, вход циркулятора соединен с выходом передатчика, выход первого канала ПРМУ соединен с входом первого канала (АЦП), выход второго канала ПРМУ соединен с входом второго канала АЦП, выход третьего канала ПРМУ соединен с входом третьего канала АЦП, выход первого канала АЦП соединен с первым входом (ППС), выход второго канала АЦП соединен с вторым входом ППС, выход третьего канала АЦП соединен с третьим входом ППС, первый выход синхронизатора соединен с первым входом передатчика, второй выход синхронизатора соединен с четвертым входом ПРМУ, третий выход синхронизатора соединен с входом (ОГ), четвертый выход синхронизатора соединен с четвертым входом АЦП, пятый выход синхронизатора соединен с четвертым входом ППС, первый выход ОГ соединен с вторым входом передатчика, второй выход ОГ соединен с пятым входом ПРМУ, причем ППС, ЦВМ, синхронизатор и микроЦВМ первой цифровой магистралью соединены между собой, ППС второй цифровой магистралью соединен с контрольно-проверочной аппаратурой (КПА), ЦВМ третьей цифровой магистралью соединена с КПА, ЦВМ соединена с четвертой цифровой магистралью для связи с внешними устройствами.

МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)

Управляемая ракета класса «воздух-поверхность»

Составили:

Бузинов Д.

Ваньков К.

Кужелев И.

Левин К.

Сичкарь М.

Соколов Я.

Москва. 2009 г.

Введение.

Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образными крыльями и оперением. Корпус ракеты сварной выполнен из алюминиевых сплавов без технологических разъёмов.

Силовая установка состоит из маршевого турбореактивного двигателя и стартового твердотопливного ускорителя (на ракетах самолётного базирования отсутствует). Воздухозаборник маршевого двигателя расположен в нижней части корпуса.

Система управления - комбинированная, включает инерциальную систему и активную радиолокационную головку самонаведения АРГС-35 для конечного участка, способную работать в условиях радиопротиводействия. Для обеспечения быстрого обнаружения и захвата цели антенна ГСН имеет большой угол поворота (по 45° в обе стороны). ГСН закрыта стеклопластиковым радиопрозрачным обтекателем.

Проникающая осколочно-фугасно-зажигательная боевая часть ракеты позволяет надежно поражать надводные суда водоизмещением до 5000т.

Боевая эффективность ракеты повышается за счет полета на предельно малых высотах (5-10 м в зависимости от высоты волн), что значительно усложняет ее перехват корабельными антиракетными системами, и тем, что пуск ракеты производится без входа носителя в зону ПВО атакуемых кораблей.

Технические характеристики.

Модификации ракеты:

Рис. 1. Ракета 3М24 "Уран".

3М24 "Уран" - ракета корабельного и наземного базирования, применяется с ракетных катеров с комплексом "Уран-Э" и береговых ракетных комплексов “Бал-Э”

Рис. 2. Ракета ИЦ-35.

ИЦ-35 - мишень (имитатор цели). Отличается отсутствием БЧ и ГСН.

Рис. 3. Ракета Х-35В.

Х-35В - вертолётная. Отличается укороченным стартовым ускорителем. Применяется на вертолетах Ка-27, Ка-28, Ка-32А7.

Рис. 4. Ракета Х-35У.

Х-35У - авиационная (самолётная) ракета. Отличается отсутствием стартового ускорителя, применяется с катапультных пусковых устройств АКУ-58, АКУ-58М или АПУ-78 на МиГ-29К и Су-27К

Рис. 5. Ракета Х-35Э.

Х-35Э - экспортная.

Планер ракеты.

2.1. Общие сведения.

Планер ракеты имеет следующие основные конструктивные элементы: корпус, крылья, рули и стабилизаторы. (рис.6).

Корпус служит для размещения силовой установки, аппаратуры и систем, обеспечивающих автономный полет ракеты, наведения на цель и поражение ее. Он имеет монококовую конструкцию, состоящую из силовой обшивки и шпангоутов, и выполнен из отдельных отсеков, собранных в основном с помощью фланцевых соединений. При стыковке радио прозрачного обтекателя с корпусом отсека 1 и стартового двигателя (отсек 6) со смежными отсеками 5 и 7 применены клиновые соединения.

Рис.6. Общий вид.

Крыло является основной аэродинамической поверхностью ракеты, создающей подъемную силу. Крыло состоит из неподвижной части и раскладываемых модулей. Раскладываемая консоль выполнена по однолонжеронной схеме с обшивкой и нервюрами.

Рули и стабилизаторы обеспечивают управляемость и устойчивость в продольном и боковом движении ракеты; как и крылья, имеют раскладываемые консоли.

2.2. Конструкция корпуса

Корпус отсека 1 (рис.7) представляет собой каркасную конструкцию, состоящую из силовых шпангоутов 1,3 и обшивки 2, соединенных сваркой.

Рис.7. Отсек 1.

1.Шпангоут передний; 2. Обшивка; 3. Шпангоут задний

Корпус отсека 2(рис.8) – это каркасная конструкция; состоящая из шпангоутов 1,3,5,7 и обшивки 4. Для установки боевой части предусмотрен люк, усиленный кронштейнами 6 и шпангоутами 3,5. Люк с окантовкой 2 предназначен для крепления колодки бортового отрывного разъема. Для размещения оборудования и прокладки жгутов внутри отсека имеются кронштейны.

Рис.8. Отсек 2

1. Шпангоут передний; 2. Окантовка; 3. Шпангоут; 4. Обшивка;

5. Шпангоут; 6. Кронштейн; 7. Шпангоут задний

Корпус отсека 3 (рис.9)представляет собой сварную каркасную конструкцию из шпангоутов 1,3,8,9,13,15,18 и обшивок 4,11,16. Составные части корпуса отсека - каркас аппаратурной части 28, топливный бак 12 и воздухозаборное устройство (ВЗУ) 27. На шпангоутах 1,3 и 13,15 установлены бугели 2,14. На шпангоуте 9 находится такелажный узел (втулка) 10.

Посадочные поверхности и места крепления крыльев предусмотрены на шпангоуте 8. Для размещения оборудования имеются кронштейны 25,26. Подход к электрооборудованию и пневматической системе осуществляется через люки, закрытые крышками 5,6,7,17. Для крепления обтекателя к корпусу приварены профили 23. На кронштейнах 21,22 устанавливается пневмоблок. Кронштейн 20 и крышка 24 предназначены для размещения агрегатов топливной системы. Кольцо 19 необходимо для обеспечения герметичной стыковки канала ВЗУ с маршевым двигателем.

Рис.9. Отсек 3.

1. Шпангоут; 2. Бугель; 3. Шпангоут; 4. Обшивка; 5. Крышка;

6. Крышка; 7. Крышка; 8. Шпангоут; 9. Шпангоут; 10. Втулка;

11. Обшивка; 12. Бак топливный; 13. Шпангоут; 14. Бугель;

15. Шпангоут;16. Обшивка; 17. Крышка; 18. Шпангоут; 19. Кольцо; 20. Кронштейн; 21. Кронштейн;; 22. Кронштейн; 23. Профиль;

24. Крышка; 25. Кронштейн; 26. Кронштейн; 27. ВЗУ;

28. Аппаратурная часть отсека

Корпус отсека 4 (рис.10) – это сварная каркасная конструкция, состоящая из шпангоутов 1,5,9 и обшивок 2,6. Для установки двигателя в шпангоут 1 и 5 имеются посадочные поверхности и отверстия.

Рис.10. Отсек 4.

1. Шпангоут; 2. Обшивка; 3. Окантовка; 4. Крышка;

5. Шпангоут; 6. Обшивка; 7. Окантовка; 8. Крышка;

9. Шпангоут; 10. Кронштейн; 11. Кронштейн.

Для крепления рулей в шпангоуте 5 выполнены посадочные площадки и отверстия. Кронштейны 10,11 предназначены для размещения оборудования. Подход к оборудованию, установленному внутри отсека, обеспечивается через люки с окантовками 3,7, закрываемые крышками 4,8.

Корпус отсека 5 (рис.11) представляет собой сварную каркасную конструкцию из силовых шпангоутов 1,3 и обшивки 2.

Для соединения разъема жгута стартового двигателя предусмотрен люк, усиленный окантовкой 4, который закрывается крышкой 5. Для установки 4 пневмостов в корпусе выполнены отверстия.

Рис. 11. Отсек 5.

1. Шпангоут. 2. Обшивка. 3. Шпангоут. 4. Окантовка. 5. Крышка.

В корпусе отсека 6 (рис.12) расположен стартовый двигатель. Корпус отсека является и корпусом двигателя. Корпус представляет собой сварную конструкцию из цилиндрической обечайки 4, обойм передней 3 и задней 5, днища 2 и горловины 1.

Рис.12. Отсек 6.

1. Горловина; 2. Днище; 3. Обойма передняя; 4. Обечайка;

5. Обойма задняя

Отсек 7 (рис.13) – это силовое кольцо, на котором имеются посадочные места под стабилизаторы и бугель. Сзади отсек закрыт крышкой. В нижней части отсека выполнено отверстие, используемое в качестве загрузочного узла.

Рис. 13. Отсек 7.

Примечание. Отсеки 5,6 и 7 имеются только на ракетах, используемых в комплексах ЗУР.

2.3. Крыло.

Крыло (рис.14) состоит из неподвижной части и поворотной части 3, соединенных осью 2. В неподвижную часть входят корпус 5, передний 1 и заданий 6 обтекатели, закрепленные к корпусу винтами 4. В корпусе размещен пневматический механизм раскладывания крыла. В поворотной части находится механизм стопорения крыла в разложенном положении.

Раскладывание крыла осуществляется следующим образом: под действием давления воздуха, подаваемого через проходник 12, поршень 7 с проушиной 8 с помощью звена 10 приводит в движение поворотную часть. Звено соединено с проушиной и поворотной частью крыла штифтами 9 и 11.

Стопорение крыльев в разложенном положении производится с помощью штырей 14, утопающих в конических отверстиях втулок 13 под действием пружин 17. Воздействие пружин передаётся через штифты 15, которыми штыри зафиксированы в гильзах 16 от выпадения.

Расстопорение крыла производится подъемом штырей из отверстий втулок намоткой на валик 19 канатов 18, концы которых закреплены в штырях. Вращение валика производится против часовой стрелке.

Установка крыла на ракете производится по поверхности Д и Е и отверстию В. Для крепления крыла к ракете служат четыре отверстия Г под винты.

Рис.14. Крыло

1. Обтекатель передний; 2. Ось; 3. Поворотная часть; 4. Винт; 5. Корпус; 6. Обтекатель задний; 7. Поршень; 8. Проушина;

9. Штифт; 10. Звено; 11. Штифт; 12. Проходник; 13. Втулка;

14. Штырь; 15. Штифт;16. Гильза;17. Пружина;18. Канат;

2.4. Руль.

Руль (рис.15) представляет собой механизм, состоящий из лопасти 4, соединенной подвижно с хвостиком 5, который установлен в корпусе 1 на подшипниках 8. Усиление на руль перелается через рычаг 6 с шарнирным подшипником 7. Лопасть клепаная конструкция, состоящая из обшивки и элементов жесткости. Задняя кромка лопасти сварная. Лопасть приклепана к кронштейну 11, который соединен подвижно осью 10 с хвостиком.

Раскладывание руля производится следующим образом. Под действием давления воздуха, подаваемого в корпус через штуцер 2, поршень 13 через серьгу 9 приводит в движение лопасть, которая поворачивается вокруг оси 10 на 135 градусов и фиксируется в разложенном положении фиксатором 12, входящим в конусное гнездо хвостовика и удерживаемым в этом положении пружиной.

Рис.15. Руль.

1. Корпус; 2. Штуцер;3. Стопор; 4. Лопасть; 5. Хвостовик; 6. Рычаг; 7. Подшипник; 8. Подшипник; 9. Серьга; 10. Ось; 11. Кронштейн; 12. Фиксатор; 13. Поршень

Складывание руля производится следующим образом: через отверстие Б фиксатор с помощью специального ключа выводится из конусного отверстия и руль складывается. В сложенном положении руль удерживается с помощью подпружиненного стопора 3.

Для установки руля на ракете в корпусе предусмотрены четыре отверстия В под болты т отверстие Г и паз Д под штифты, а также выполнены посадочные места с резьбовыми отверстиями Е для крепления обтекателей.

2.5. Стабилизатор.

Стабилизатор (рис.16) состоит из платформы 1, основания 11 и консоли 6. В основании имеется отверстие под ось, вокруг которой происходит вращение стабилизатора. Консоль – клепаная конструкция, состоящая из обшивки 10, стрингера 8 и законцовки 9. Консоль через штифт 5 соединена с основанием.

Рис.16. Стабилизатор.

1. Платформа; 2. Ось; 3. Серьга; 4. Пружина; 5. Штифт; 6. Консоль;

7. Петля; 8. Стрингер; 9. Законцовка; 10. Обшивка; 11. Основание

Стабилизаторы закреплены на ракете шарнирно и могут находится в двух положения – сложенном и разложенном.

В сложенном положении стабилизаторы располагаются вдоль корпуса ракеты и удерживаются за петли 7 штоками пневмостопров, установленных на отсеке 5. Для приведения стабилизаторов из сложенного положения в раскрытое служит пружина 4, которая одним концом соединена с серьгой 3, шарнирно установленной на платформе, другим – со штифтом 5.

При подаче сжатого воздуха из пневмосистемы пневмостопоры освобождают каждый стабилизатор, и он под действием растянутой пружины устанавливается в раскрытое положение.

Силовая установка

3.1. Состав.

В качестве силовой установки на ракете использованы два двигателя: стартовый двигатель твердого топлива (СД) и маршевый турбореактивный двухконтурный двигатель (МД).

СД – отсек 6 ракеты, обеспечивает старт и разгон ракеты до скорости маршевого полета. По окончании работы СД вместе с отсеками 5 и 7 отстреливаются.

МД размещен в отсеке 4 и служит для обеспечения автономного полета ракеты и для обеспечения ее систем электропитанием и сжатым воздухом. В состав силовой установки также входит воздухозаборное устройство и топливная система.

ВЗУ – тоннельного типа, полу утопленное с плоскими стенками, расположено в отсеке 3. ВЗУ предназначено для организации воздушного потока, поступающего в МД.

3.2. Стартовый двигатель.

Стартовый двигатель предназначен для старта и разгона ракеты на начальном уровне траектории полета и представляет собой однорежимный ракетный двигатель твердого топлива.

Технические данные

Длина, мм__________________________________________________550

Диаметр, мм________________________________________________420

Масса, кг___________________________________________________103

Масса топлива, кг____________________________________________69±2

Максимально допустимое давление в камере сгорания, МПА________11,5

Скорость истечения газов на срезе сопла, м/с______________________2400

Температура газов на срезе сопла, К______________________________2180

СД состоит из корпуса с зарядом твердого ракетного топлива (ТРТ) 15, крышки 4, соплового блока, воспламенителя 1, и пиропатрона 3.

Стыковка СД со смежными отсеками осуществляется при помощи клиньев, для чего на обоймах имеются поверхности с кольцевыми проточками. Для правильной установки СД на обоймах предусмотрены продольные пазы. На внутренней поверхности задней обоймы выполнена кольцевая проточка под шпонки 21 для крепления соплового блока. Шпонки вставляются через окна, которые затем закрывают сухарями 29 и накладками 30, скрепляемыми винтами 31.

На горловине 8 навинчена гайка 9; правильность ее установки обеспечивается штифтом 7, запрессованным в горловине.

На внутренней стороне поверхности корпуса нанесено теплозащитное покрытие 11 и 17, с которым скреплены манжеты 13 и 18, уменьшающие напряжение в заряде ТРТ при изменении его температуры.

Рис.17. Стартовый двигатель.

1. Воспламенитель; 2. Заглушка; 3. Пиропатрон; 4. Крышка;

5. Вставка теплозащитная; 6. Кольцо уплотнительное; 7. Штифт;

8. Горловина; 9. Гайка; 10. Днище; 11. Покрытие теплозащитное;

12. Пленка; 13. Манжета передняя; 14. Обойма передняя; 15. Заряд ТРТ; 16. Обечайка; 17. Покрытие теплозащтное; 18. Манжета задняя; 19. Обойма задняя; 20. Кольцо уплотнительное; 21. Шпонка; 22. Крышка; 23. Диск теплозащитный; 24. Обойма; 25. Кольцо уплотнительное; 26. Раструб; 27. Вкладыш; 28. Мембрана;

29. Сухарь; 30. Накладка; 31. Винт.

Заряд ТРТ – прочно скрепленный с манжетами моноблок, изготовленный путем заливки топливной массы в корпус. Заряд имеет внутренний канал трех разных диаметров, что обеспечивает при горении топлива по каналу и заднему открытому торцу примерно постоянную поверхность горения и,следовательно, практически постоянную тягу. Между передней манжетой и теплозащитным покрытием проложена разделяющая их пленка 12.

На крышке 4 имеются: резьба для крепления воспламенителя, отверстие с резьбой для пиропатрона, отверстие с резьбой для установки при испытаниях датчика замера давления в камере сгорания, кольцевая проточка для уплотнительного кольца 6, продольный паз для штифта 7. При эксплуатации отверстие под датчик давления закрыто заглушкой 2. На внутренней поверхности крышки закреплена теплозащитная вставка 5. Сопловой блок состоит из крышки 22, обоймы 24, раструба 26, вкладыша 27 и мембраны 28.

На внешней цилиндрической поверхности крышки имеются кольцевые проточки для уплотнительного кольца 20 и шпонок 21, на внутренней цилиндрической поверхности -резьба для соединения с обоймой 24. Спереди к крышке прикреплен теплозащитный диск 23. На обойме 24 имеются резьба и кольцевая проточка под уплотнительное кольцо 25.

СД начинает работать при подаче на пиропатрон постоянного тока напряжением 27 В. Пиропатрон срабатывает и поджигает воспламенитель. Пламя воспламенителя зажигает заряд ТРТ. При горении заряда образуются газы, которые прорывают диафрагму и, выходя из сопла с большой скоростью, создают реактивную силу. Под действием тяги СД ракета разгоняется до скорости, на которой вступает в работу МД.

3.3. Маршевый двигатель

Турбореактивный двухконтурный двигатель – короткоресурсный одноразового применения, предназначен для создания реактивной тяги в автономном полете ракеты и для обеспечения ее систем электропитанием и сжатым воздухом.

Технические данные.

Время запуска, с,не более:

На высотах 50м________________________________________________6

3500м______________________________________________8

Двухконтурный турбореактивный двигатель МД включает в себя компрессор, камеру сгорания, турбину, сопло, систему сказки и суфлирования, систему запуска, топливопитания и регулирования, электрооборудование.

Первый контур (высокого давления) образован проточной частью компрессора, жаровой трубой камеры сгорания и проточной частью турбины до среза корпуса сопла.

Второй контур (низкого давления) ограничивается с внешней стороны средним корпусом и наружной стенкой МД, а с внутренней стороны – разделителем потоков, корпусом камеры сгорания и корпусом сопла.

Смешение потоков воздуха первого и второго контуров происходит за срезом корпуса сопла.

Рис.18. Маршевый двигатель.

1. Маслобак; 2. Корпус вентилятора; 3. Вентилятор;

4. Спрямляющий аппарат 2-й ступени; 5. Турбогенератор;

6. 2-й контур; 7. Компрессор; 8. 1-й контур; 9. Пиросвеча; 10. Камера сгорания; 11. Турбина; 12. Сопло; 13. Газогенератор.

МД закреплен на ракете с помощью кронштейна подвески через резьбовые отверстия переднего и заднего поясов подвески. Кронштейн подвески – силовой элемент, на котором размещены агрегаты и датчики МД и коммуникаций, соединяющие их. В передней части кронштейна имеются отверстия для крепления его на МД и проушины для крепления МД на ракете.

На наружной стенке МД предусмотрены два люка для установки пиросвечей и фланец отбора воздуха на рулевые приводы. На корпусе расположен штуцер отбора воздуха на наддув топливного бака.

3.3.1. Компрессор.

На МД установлен одновальный, осевой восьмиступенчатый компрессор 7, состоящий из двухступенчатого вентилятора, среднего корпуса с устройством для разделения потока воздуха на первый и второй контуры и шестиступенчатого компрессора высокого давления.

В вентиляторе 3 осуществляется предварительное сжатие поступающего в МД воздуха, а в компрессор высокого давления – сжатие воздушного потока только первого контура до расчетной величины.

Ротор вентилятора барабанно-дисковой конструкции. Диски первой и второй ступеней соединены проставкой и радиальными штифтами. Ротор вентилятора и обтекатель закреплены на валу болтом и гайками. Крутящий момент от вала к ротору вентилятора передается с помощью шлицевого соединения. Рабочие лопатки первой и второй ступеней установлены в пазы типа «ласточкин хвост». От осевых перемещений лопатки зафиксированы обтекателем, проставкой и стопорным кольцом. На валу вентилятора имеется шестерня, служащая приводом редуктора блока насосов. Суфлирование масляной полости компрессора производится через полости валов трансмиссии МД.

Корпус вентилятора 2 сварной с паянными в него консольными лопатками спрямляющего аппарата первой ступени. Спрямляющий аппарат второй ступени выполнен отдельным узлом и состоит из двух колец, в пазы которых впаяны лопатки.

В передней верхней части корпуса расположен маслобак 1. Корпус вентилятора вместе с маслобаком закреплен к фланцу среднего корпуса шпильками.

Средний корпус – основной силовой элемент МД. В среднем корпусе выходящий из вентилятора воздушный поток разделяется по контурам.

К среднему корпусу прикреплены:

Кронштейн подвески МД к ракете

Блок насосов

Крышка средней опоры (шарикоподшипника)

Статор турбогенератора

Корпус камеры сгорания.

На наружной стенке среднего корпуса установлены топливномасляный теплообменник, масляный фильтр, клапан откачки и датчик П-102 замера температуры воздуха за вентилятором. Стенки корпуса соединены четырьмя силовыми стойками, внутри которых выполнены каналы для размещения топливных, масляных и электрических коммуникаций.

В средней корпусе размещен корпус компрессора высокого давления со спрямляющими аппаратами 3-7 ступеней. В корпусе компрессора высокого давления имеются отверстия для нерегулируемого перепуска воздуха из первого во второй контур, что повышает запасы газодинамической устойчивости на малых и средних частотах вращения ротора МД.

Ротор компрессора высокого давления барабанно-дисковой конструкции, двухпорный. С валом вентилятора и валом турбины ротор компрессора высокого давления имеет шлицевые соединения. Рабочие лопатки установлены в кольцевые Т-образные пазы дисков ротора.

3.3.2. Камера сгорания.

В камере сгорания происходит превращение химической энергии топлива в тепловую и повышение температуры газового потока. На МД установлена кольцевая камера сгорания 10, которая состоит из следующих основных узлов:

Жаровой трубы

Коллектора основного топлива

Коллектора дополнительного топлива

Двух пиросвечей с электровоспламенителями

Пиросвечи.

Корпус камеры сгорания паяно-сварной конструкции. В его передней части впаяны два ряда спрямляющих лопаток восьмой ступени компрессора. Кроме этого к корпусу припаяны коммутации маслосистемы. На наружной стенке корпуса расположены четырнадцать фланцев крепления форсунок основного коллектора, фланцы двух пиросвечей, штуцер замера давления воздуха за компрессором, фланец крепления переходника к пиросвече.

Жаровая труба – кольцевая сварная конструкция. На передней стенке приварены четырнадцать литых «улиточных» завихрителей. Коллектор основного топлива выполнен из двух половин. На каждой установлено по восемь форсунок.

Для улучшения качество смеси и повышения надежности запуска МД, особенно при отрицательных температурах окружающей среды, в жаровой трубе установлен коллектор дополнительного топлива с четырнадцатью центробежными форсунками.

3.3.3. Турбина

Турбина предназначена для превращения тепловой энергии газового потока первого контура в механическую энергию вращения и привода компрессора и агрегатов, установленных на МД.

Осевая двухступенчатая турбина 11 состоит из:

Соплового аппарата первой ступени

Соплового аппарата второй ступени

Ротор турбины состоит из двух колес (первой и второй ступеней), соединительной междисковой проставки, колеса пусковой турбины и вала турбины.

Колеса ступеней и пусковой турбины отлиты вместе с венцами рабочих лопаток. Сопловой аппарат первой ступени имеет 38 пустотелых лопаток и закреплен к корпусу камеры сгорания. Сопловой аппарат второй ступени имеет 36 лопаток. Колесо первой ступени охлаждается воздухом, отбираемым из корпуса камеры сгорания. Внутренняя полость ротора турбины и ее вторая ступень охлаждаются воздухом, отбираемым из пятой ступени компрессора.

Опора ротора турбины – роликоподшипник без внутренней обоймы. В наружной обойме имеются отверстия для уменьшения давления масла под роликами.

3.3.4. Сопло.

В реактивном сопле 12 происходит смешение воздушных потоков первого и второго контуров. На внутреннем кольце корпуса сопла расположены 24 лопатки для раскрутки потока газов, выходящих из пусковой турбины при запуске, и четыре бобышки со шпильками для крепления газогенератора 13. Сужающееся сопло образовано профилем наружной стенки МД и поверхностью корпуса газогенератора.

3.3.5. Система запуска.

Система запуска, топливопитания и регулирования осуществляет раскрутку ротора, подачу дозированного топлива на запуске, «встречном запуске» и на режиме «максимал» при запуске в камеру сгорания подается кислород от кислородного аккумулятора через пиросвечи.

Система состоит из следующих основных узлов:

Твердотопливного газогенератора

Пиросвечей с электровоспламенителями

Кислородного аккумулятора

Топливной системы низкого давления

Топливной системы высокого давления

Комплексного регулятора двигателя (КРД)

Кислородный аккумулятор предоставляет собой баллон объемом 115 куб.см. Масса заправляемого кислорода 9,3 - 10,1 г.

Газогенератор твердотопливный (ГТТ) одноразового действия предназначен для раскрутки ротора МД при его запуске. ГТТ состоит из неснаряженного газогенератора и элементов снаряжения: заряда твердого топлива 7, воспламенителя 9 и электровоспламенителя (ЭВП)

Неснаряженный газогенератор состоит из цилиндрического, переходящего в усеченный конус корпуса 10, крышки 4 и крепежных деталей.

В корпусе предусмотрено резьбовое отверстие для установки штуцера замера давления в камере сгорания ГТТ при испытаниях. При эксплуатации отверстие закрыто заглушкой 11 и прокладкой 12. С внешней стороны корпуса выполнена кольцевая проточка под уплотнительное кольцо 5.

В крышке имеются восемь сверхзвуковых сопел 1, которые расположены тангенциально к продольной оси ГТТ. Сопла закрыты вклеенными заглушками, обеспечивающими герметичность ГТТ и необходимое для зажигания заряда твердого топлива начальное давление в камере сгорания ТГГ. Крышка соединена с корпусом с помощью гайки 6. Внутренняя полость корпуса является камерой сгорания размещенных в нем заряда твердого топлива и воспламенителя.

Рис.19. Газогенератор твердотопливный.

1. Сопло; 2. Прокладка; 3. Электровоспламенитель; 4. Крышка;

5. Кольцо уплотнительное; 6. Гайка; 7. Заряд ТТ; 8. Гайка;

9. Воспламенитель; 10. Корпус; 11. Заглушка; 12. Прокладка.

Воспламенитель установлен в гайке 8, ввинченной в днище корпуса. Заряд твердого топлива размещен в камере сгорания между уплотнителем и упором, предохраняющим его от механических повреждений при срабатывании.

ГТТ срабатывает при подаче электрического импульса на контакты электровоспламенителя. Электрический ток разогревает нити накаливания мостиков электровоспламенителя и поджигает воспламенительные составы. Форс пламени пробивает футляр воспламенителя и зажигает размещенный в нем дымный порох. Пламя от воспламенителя поджигает заряд твердого топлива. Продукты сгорания заряда и воспламенителя разрушают заглушки сопел и вытекают из камеры сгорания через сопловые отверстия. Продукты сгорания, попадая на лопатки ротора МД, раскручивают его.

3.3.6. Электрооборудование.

Электрооборудование предназначено для управления запуском МД и питания агрегатов ракеты постоянным током при ее автономной полете.

Электрооборудование включает в себя турбогенератор, датчики и агрегаты автоматики, агрегаты запуска, коллектор термопар и электрокоммуникаци. К датчикам и агрегатам автоматически относятся датчики температуры воздуха за вентилятором, датчик давления воздуха за компрессором и установленные в дозатор топлива датчик положения дозирующей иглы, электромагнит клапана управления дозатором, электромагнит клапана останова.

К агрегатам запуска относятся устройства, обеспечивающие подготовку к запуску и запуску МД, а также «встречный» запуск МД при его заглохании или помпажа.

Активная радиолокационная головка самонаведения АРГС

4.1. Назначение

Активная радиолокационная головка самонаведения (АРГС) предназначена для точного наведения ракеты Х-35 на наводную цель на конечном участке траектории.

В обеспечение решения этой задачи АРГС включается по команде из инерциальной системы управления (ИСУ) при достижении ракетой конечного участка траектории, осуществляет обнаружение наводных целей, выбор цели, подлежащей поражению, определяет положение этой цели по азимуту и углу места, угловые скорости линии визирования (ЛВ) цели по азимуту и углу места, дальность до цели и скорость сближения с целью и выдает эти величины в ИСУ. По сигналам, поступающим из АРГС, ИСУ осуществляет наведение ракеты на цель на конечном участке траектории.

В качестве цели может быть использована цель-отражатель (ЦО) или цель-источник активной помехи (ЦИАП).

АРГС может применяться как при одиночном, так и при залповом пуске ракет. Максимальное число ракет в залпе – 100 шт.

АРГС обеспечивает функционирование при температуре окружающей среды от минус 50˚С до 50˚С, при наличии осадков и при волне моря до 5-6 баллов и в любое время суток.

АРГС выдает в ИСУ данные для наведения ракеты на цель при уменьшении дальности до цели до 150 м;

АРГС обеспечивает наведение ракеты на цель при воздействии активных и пассивных помех, создаваемых с кораблей-целей, корабельных и авиационных сил прикрытия.

4.2. Состав.

АРГС расположена в отсеке 1 ракеты.

По функциональному признаку АРГС может быть разделена на:

Приемно-передающее устройство (ППУ);

Вычислительный комплекс (ВК);

Блок вторичных источников питания (ВИП).

В состав ППУ входят:

Антенна;

Усилитель мощности (УМ);

Усилитель промежуточной частоты (УПЧ);

Формирователь сигналов (ФС);

Модули эталонных и опорного генераторов;

Фазовращатели (ФВ1 и ФВ2);

Модули СВЧ.

В состав ВК входят:

Цифровое вычислительное устройство (ЦВУ);

Синхронизатор;

Блок обработки информации (БОИ);

Узел управления;

Преобразователь СКТ-код.

4.3. Принцип действия.

В зависимости от назначенного режима работы ППУ формирует и излучает в пространство СВЧ- радиоимпульсы четырех видов:

а) импульсы с линейной частотной модуляцией (ЛЧМ) и средней частотой f0;

б) импульсы с высокостабильными по частоте и фазе (когерентными) СВЧ- колебаниями;

в) импульсы, состоящие из когерентной зондирующей части и отвлекающей части, в которой частота колебаний СВЧ- излучения меняется по случайному или линейному закону от импульса к импульсу;

г) импульсы, состоящие из зондирующей части, в которой частота СВЧ- колебаний меняется по случайному или линейному закону от импульса к импульсу, и когерентной отвлекающей части.

Фаза когерентных колебаний СВЧ- излучения при включении соответствующей команды может изменяться по случайному закону от импульса к импульсу.

ППУ формирует зондирующие импульсы и осуществляет преобразование и предварительное усиление отраженных импульсов. АРГС может формировать зондирующие импульсы на технологической частоте (частоте мирного времени – fмв) или на боевых частотах (fлит).

Для исключения возможности формирования импульсов на боевых частотах при проведении испытаний, экспериментальных и учебных работ в АРГС предусмотрен тумблер «РЕЖИМ В».

При установке тумблера «РЕЖИМ В» в положение ВКЛ формируются зондирующие импульсы только на частоте fлит, а при установке тумблера в положение ОТКЛ – только на частоте fмв.

Кроме зондирующих импульсов, ППУ формирует специальный пилотный сигнал, используемый для подстройки приемного сигнала ППУ и организации встроенного контроля.

ВК производит преобразование в цифровую форму и обработку радиолокационной информации (РЛИ) по алгоритмам, соответствующим режимам и задачам АРГС. Основные функции обработки информации распределены между БОИ и ЦВУ.

Синхронизатор формирует синхронизирующие сигналы и команды для управления блоками и узлами ППУ и выдает БОИ служебные сигналы, обеспечивающие запись информации.

БОИ – быстродействующее вычислительное устройство, обрабатывающее РЛИ в соответствии с режимами, перечисленными в табл. 4.1, под управление ЦВУ.

БОИ осуществляет:

Аналогово-цифровое преобразование РЛИ, поступающей от ППУ;

Обработку цифровой РЛИ;

Выдачу в ЦВУ результатов обработки и прием из ЦВУ управляющей информации;

Синхронизацию ППУ.

ЦВУ предназначено для вторичной обработки РЛИ и управления блоками и узлами АРГС во всех режимах функционирования АРГС. ЦВУ решает следующие задачи:

Выполнение алгоритмов режима включения рабочих и контрольных режимов АРГС;

Прием исходной и текущей информации от ИСУ и обработку принятой информации;

Прием информации из БОИ, её обработку, а так же передачу в БОИ управляющей информации;

Формирование расчетных углов для управления антенной;

Решение задач АРУ;

Формирование и передача в ИСУ и автоматизированную контрольно-проверочную аппаратуру (АКПА) необходимой информации.

Узел управления и преобразователь СКТ-код обеспечивают формирование сигналов управления двигателями приводов антенны и прием из ЦВУ и передачу в ЦВУ информации углового канала. Из ЦВУ в узел управления поступают:

Расчетные углы положения антенны по азимуту и углу места (11- разрядный двоичный код);

Синхросигналы и управляющие команды.

Из преобразователя СКТ-код в узел управления поступают значения углов положения антенны по азимуту и углу места (11- разрядный двоичный код).

ВИП предназначены для электропитания блоков и узлов АРГС и осуществляют преобразование напряжения 27 В БС в постоянные напряжения

4.4. Внешние связи.

АРГС связана с электросхемой ракеты двумя разъемами У1 и У2.

Через разъем У1 в АРГС поступают напряжения электропитания 27 В БС и 36 В 400 Гц.

Через разъем У2 в АРГС подаются команды управления в виде напряжения 27 В и осуществляется обмен цифровой информацией двуполярным последовательным кодом.

Разъем У3 предназначен для контроля. Через него в АРГС подается команда «Контроль», а из АРГС выдается интегральный аналоговый сигнал «Исправность», информация о работоспособности блоков и устройств АРГС в виде двуполярного последовательного кода и напряжения вторичного источника питания АРГС.

4.5. Электропитание

Для питания АРГС от электросхемы ракеты поступают:

Напряжение постоянное БС 27 ± 2,7

Переменное трехфазное напряжение 36 ± 3,6 В частотой 400 ± 20 Гц.

Токи потребления от системы электроснабжения:

По цепи 27 В – не более 24,5 А;

По цепи 36 В 400 Гц – не более 0,6 А по каждой фазе.

4.6. Конструкция.

Моноблок выполнен из литого магниевого корпуса, на котором установлены блоки и узлы, и крышка, которая крепится к задней стенки корпуса. На крышке установлены разъемы У1 – У3, технологический разъем «КОНТРОЛЬ», не используемые в эксплуатации, тумблер «РЕЖИМ В» зафиксирован в определенном положении защитным колпачком (втулкой). В передней части моноблока расположена антенна. Непосредственно на волноводно-щелевой решетке антенны расположены элементы высокочастотного тракта и устройства управления ими. Корпус отсека 1 выполнен в виде сварной титановой конструкции со шпангоутами.

Конус выполнен керамического радиопрозрачного стеклопластика и заканчивается титановым кольцом, обеспечивающим крепление конуса к корпусу отсека 1 с помощью клинового соединения.

По периметру крышки и конуса установлены резиновые прокладки, обеспечивающие герметизацию АРГС.

После окончательной настройки на заводе-изготовителе перед установкой моноблока в корпус все наружные металлические детали, не имеющие лакокрасочного покрытия, обезжириваются и покрываются смазкой.

И др.) для обеспечения прямого попадания в объект атаки или сближение на расстояние, меньшее радиуса поражения боевой части средства поражения (СП), то есть для обеспечения высокой точности наведения на цель. ГСН является элементом системы самонаведения .

СП, оборудованное ГСН, может «видеть» «подсвеченную» носителем или ей самой, излучающую или контрастную цель и самостоятельно наводиться на неё, в отличие от ракет, наводимых командным способом.

Виды ГСН

• РГС (РГСН) - радиолокационная ГСН:
  • АРГСН - активная РГС, имеет на борту полноценную РЛС , может самостоятельно обнаруживать цели и наводиться на них. Применяется в ракетах классов «воздух-воздух», «земля-воздух», противокорабельных;
  • ПАРГСН - полуактивная РГС, ловит сигнал РЛС сопровождения, отражённый от цели. Применяется в ракетах классов «воздух-воздух», «земля-воздух»;
  • Пассивная РГСН - наводится на излучение цели. Применяется в противорадиолокационных ракетах, а также в ракетах, наводящихся на источник активных помех.
• ТГС (ИКГСН) - тепловая, инфракрасная ГСН. Применяется в ракетах классов «воздух-воздух», «земля-воздух», «воздух-земля».
• ТВ-ГСН - телевизионная ГСН. Применяется в ракетах класса «воздух-земля», некоторых ракетах класса «земля-воздух».
• Лазерная ГСН. Применяется в ракетах «воздух-земля», «земля-земля», авиабомбах.

Разработчики и производители ГСН

В Российской Федерации производство головок самонаведения различных классов сосредоточено на ряде предприятий военно-промышленного комплекса. В частности, активные головки самонаведения для ракет малой и средней дальности класса «воздух-воздух» серийно выпускаются во ФГУП «НПП „Исток“» (г. Фрязино Московской области).

Литература

• Военный энциклопедический словарь / Пред. Гл. ред. комиссии: С. Ф. Ахромеев . - 2-е изд. - М .: Воениздат , 1986. - 863 с. - 150 000 экз. - ISBN , ББК 68я2, В63
• Куркоткин В. И., Стерлигов В. Л. Самонаведение ракет. - М .: Воениздат , 1963. - 92 с. - (Ракетная техника). - 20 000 экз. - ISBN 6 Т5.2, К93

Ссылки

• Полковник Р. Щербинин Головки самонаведения перспективных зарубежных управляемых ракет и авиабомб // Зарубежное военное обозрение . - 2009. - № 4. - С. 64-68. - ISSN 0134-921X .

Примечания

Wikimedia Foundation . 2010 .

Смотреть что такое "Головка самонаведения" в других словарях:

Устройство на управляемых носителях боевых зарядов (ракетах, торпедах и др.) для обеспечения прямого попадания в объект атаки или сближения на расстояние, меньшее радиуса поражения зарядов. Головка самонаведения воспринимает энергию, излучаемую… … Морской словарь

Автоматическое устройство, устанавливаемое в управляемых ракетах, торпедах, бомбах и др. для обеспечения высокой точности наведения на цели. По виду воспринимаемой энергии делятся на радиолокационные, оптические, акустические и др … Большой Энциклопедический словарь

- (ГСН) автоматическое измерительное устройство, устанавливаемое на самонаводящихся ракетах и предназначенное для выделения цели на окружающем фоне и измерения параметров относительного движения ракеты и цели, используемых для формирования команд… … Энциклопедия техники

Автоматическое устройство, устанавливаемое в управляемых ракетах, торпедах, бомбах и др. для обеспечения высокой точности наведения на цели. По виду воспринимаемой энергии делятся на радиолокационные, оптические, акустические и др. * * * ГОЛОВКА… … Энциклопедический словарь

головка самонаведения - nusitaikymo galvutė statusas T sritis radioelektronika atitikmenys: angl. homing head; seeker vok. Zielsuchkopf, f rus. головка самонаведения, f pranc. tête autochercheuse, f; tête autodirectrice, f; tête d autoguidage, f … Radioelektronikos terminų žodynas

головка самонаведения - nusitaikančioji galvutė statusas T sritis Gynyba apibrėžtis Automatinis prietaisas, įrengtas valdomojoje naikinimo priemonėje (raketoje, torpedoje, bomboje, sviedinyje ir pan.), jai tiksliai į objektus (taikinius) nutaikyti. Pagrindiniai… … Artilerijos terminų žodynas

Устройство, находящееся на самоуправляемом снаряде (зенитной ракете, торпеде и др.), следящее за целью и вырабатывающее команды для автоматического наведения снаряда на цель. Г. с. может управлять полётом снаряда на всей его траектории… … Большая советская энциклопедия

головка самонаведения Энциклопедия «Авиация»

головка самонаведения - Структурная схема радиолокационной головки самонаведения. головка самонаведения (ГСН) — автоматическое измерительное устройство, устанавливаемое на самонаводящихся ракетах и предназначенное для выделения цели на окружающем фоне и измерения… … Энциклопедия «Авиация»

Автоматич. устройство, устанавливаемое на носителе боевого заряда (ракете, торпеде, бомбе и др.) для обеспечения высокой точности наведения на цель. Г. с. воспринимает энергию, получаемую или отражаемую целью, определяет положение и характер… … Большой энциклопедический политехнический словарь

Создание систем высокоточного наведения на цель дальнобойных ракет класса «земля–земля» – одна из важнейших и сложных проблем при разработке высокоточного оружия (ВТО). Это обусловлено прежде всего тем, что при прочих равных условиях сухопутные цели имеют значительно меньшее соотношение «полезный сигнал/помеха» по сравнению с морскими и воздушными, а пуск и наведение ракеты осуществляются без непосредственного контакта оператора с целью.

В высокоточных ракетных комплексах дальнего огневого поражения класса «земля–земля», реализующих концепцию эффективного поражения наземных целей боевыми частями обычного снаряжения независимо от дальности стрельбы, для управления на конечном участке траектории системы инерциальной навигации комплексируются с системами самонаведения ракет, в которых используется принцип навигации по геофизическим полям Земли. Инерциальная навигационная система как базовая обеспечивает высокую помехозащищенность и автономность комплексированных систем. Это дает ряд неоспоримых преимуществ, в том числе в условиях непрерывного совершенствования систем противоракетной обороны.

Для комплексирования инерциальных систем управления с системами самонаведения по геофизическим полям Земли в первую очередь необходима специальная система информационного обеспечения.

Идеология и принципы системы информационного обеспечения определяются основными характеристиками объектов поражения и собственно комплексов вооружения. Функционально информационное обеспечение высокоточных ракетных комплексов включает в себя такие основные составляющие, как получение и дешифрование разведывательной информации, выработка целеуказания, доведение информации целеуказания до комплексов ракетного оружия.

Важнейшим элементом систем высокоточного наведения ракет являются головки самонаведения (ГСН). Одной из отечественных организаций, занимающейся разработками в данной области, является Центральный НИИ автоматики и гидравлики (ЦНИИАГ), расположенный в Москве. Там был накоплен большой опыт по разработке систем наведения ракет класса «земля–земля» с головками самонаведения оптического и радиолокационного типов с корреляционно-экстремальной обработкой сигналов.

Применение корреляционно-экстремальных систем самонаведения по картам геофизических полей путем сравнения значений геофизического поля, измеренного в полете, с заложенной в память бортовой ЭВМ его эталонной картой позволяет исключить ряд накопленных ошибок управления. Для систем самонаведения по оптическому изображению местности эталонной картой может служить оптический разведывательный снимок, на котором цель определяется практически без ошибок относительно элементов окружающего ландшафта. В силу этого ГСН, ориентирующаяся по элементам ландшафта, наводится именно в указанную точку независимо от того, с какой точностью известны ее географические координаты.

Появлению опытных образцов оптических и радиолокационных корреляционно-экстремальных систем и их ГСН предшествовал огромный объем теоретических и экспериментальных исследований в области информатики, теорий распознавания образов и обработки изображений, основ разработки аппаратного и программного обеспечения для текущих и эталонных изображений, организации банков фоно-целевой обстановки различных участков земной поверхности в различных диапазонах электромагнитного спектра, математического моделирования ГСН, вертолетных, самолетных и ракетных испытаний.

Конструкция одного из вариантов оптической ГСН приведена на рис. 1 .

Оптическая ГСН обеспечивает в полете распознавание участка ландшафта в районе цели по его оптическому изображению, сформированному объективом координатора на поверхности матричного многоэлементного фотоприемника. Каждый элемент приемника преобразует яркость соответствующего ему участка местности в электрический сигнал, который поступает на вход кодирующего устройства. Сформированный этим устройством бинарный код записывается в память ЭВМ. Здесь же хранится эталонное изображение искомого участка местности, полученное по фотоснимку и закодированное по тому же алгоритму. При сближении с целью ведется ступенчатое масштабирование путем вызова из памяти ЭВМ эталонных изображений соответствующего масштаба.

Распознавание участка местности производится в режимах захвата и сопровождения цели. В режиме сопровождения цели используется беспоисковый метод, основанный на алгоритмах теории распознавания образов.

Алгоритм работы оптической ГСН предоставляет возможность формировать сигналы управления как в режиме непосредственного наведения, так и в режиме экстраполяции углов наведения. Это позволяет не только повысить точность наведения ракеты на цель, но и обеспечить экстраполяцию сигналов управления в случае срыва сопровождения цели. Достоинство оптических ГСН – пассивный режим работы, высокая разрешающая способность, малые масса и габариты.

Радиолокационные ГСН обеспечивают высокую погодную, сезонную и ландшафтную надежность при существенном уменьшении инструментальных ошибок системы управления и целеуказания. Общий вид одного из вариантов радиолокационной ГСН приведен на рис. 2 .

Принцип действия радиолокационной ГСН основан на корреляционном сравнении текущего радиолокационного яркостного изображения местности в районе цели, получаемого на борту ракеты с помощью радиолокатора, с эталонными изображениями, синтезированными предварительно по первичным информационным материалам. В качестве первичных информационных материалов используются топографические карты, цифровые карты местности, аэрофотоснимки, космические снимки и каталог удельных эффективных поверхностей рассеяния, характеризующих отражательные радиолокационные свойства различных поверхностей и обеспечивающих перевод оптических снимков в радиолокационные изображения местности, адекватные текущим изображениям. Текущие и эталонные изображения представляются в виде цифровых матриц, и их корреляционная обработка проводится в бортовой ЭВМ в соответствии с разработанным алгоритмом сравнения. Главной целью работы радиолокационной ГСН является определение координат проекции центра масс ракеты относительно точки цели в условиях работы по местности различной информативности, заданных метеорологических условиях с учетом сезонных изменений, наличия радиотехнического противодействия и влияния динамики полета ракеты на точность съема текущего изображения.

Разработка и дальнейшее совершенствование оптических и радиолокационных ГСН базируются на научных и технических достижениях в области информатики, вычислительной техники, систем обработки изображений, на новых технологиях создания ГСН и их элементов. Разрабатываемые в настоящее время высокоточные системы самонаведения вобрали в себя накопленный опыт и современные принципы создания таких систем. Они используют высокопроизводительные бортовые процессоры, позволяющие реализовать сложные алгоритмы функционирования систем в масштабе реального времени.

Следующим шагом в создании точных и надежных систем самонаведения высокоточных ракет класса «земля–земля» стала разработка многоспектральных систем коррекции видимого, радио-, инфракрасного и ультрафиолетового диапазонов, комплексированных с каналами прямого наведения ракет на цель. Разработка каналов прямого наведения на цель сопряжена со значительными трудностями, связанными с особенностями целей, траекторий ракет, условиями их применения, а также типом головных частей и их боевыми характеристиками.

Сложность распознавания целей в режиме прямого наведения, определяющая сложность программно-алгоритмического обеспечения высокоточного наведения, привела к необходимости интеллектуализации систем наведения. Одним из ее направлений следует считать реализацию в системах принципов искусственного интеллекта на базе нейроподобных сетей.

Серьезные успехи фундаментальных и прикладных наук в нашей стране, в том числе в области теории информации и теории систем с искусственным интеллектом, позволяют реализовать концепцию создания суперточных, прецизионных ракетных систем поражения наземных целей, обеспечивающих эффективность работы в широком спектре условий боевого применения. Одной из последних реализованных разработок в данной области является оперативно-тактический ракетный комплекс «Искандер».