[1]Изобретение относится к способам самонаведения на цель зенитных управляемых ракет, оснащенных оптической системой самонаведения и вращающихся вокруг своей продольной оси.
[2]Известен способ самонаведения на цель ракеты, оснащенной головкой самонаведения и вращающейся вокруг своей продольной оси ОХ по углу крена, заключающийся в том, что посредством установленной в головке самонаведения оптико-электронной системы, получают изображение зоны обзора, находящейся по ходу полета ракеты, передают получаемые оптикоэлектронной системой кадры зоны обзора на блок обработки изображения, определяют координаты Yц и Zц цели по осям OY и OZ, перпендикулярным продольной оси ОХ вращения ракеты, передают полученные координаты Yц и Zц цели в электронный блок управления ракетой, формируют электронным блоком управления команды управления ракетой [1].
[3]В известном способе обзор фоноцелевой обстановки осуществляется посредством радиально-кругового сканирования линейной матрицы, чувствительной в ИК области спектра. Такое сканирование обеспечивается за счет установки объектива и матрицы на внутренней рамке карданного подвеса корректируемого гироскопа. Сигналы теплового излучения цели и фона с каждого элемента матрицы передаются в аналого-цифровой преобразователь. В аналого-цифровом преобразователе осуществляется преобразование координат каждого элемента матрицы из полярной в декартову (земную) систему координат для управления ракетой по курсу и тангажу. После преобразования в аналого-цифровом преобразователе информация с каждого элемента матрицы в цифровой форме поступает на первый вход оперативного запоминающего устройства. С оперативного запоминающего устройства сцена изображения фоноцелевой обстановки в декартовой системе координат передается в селектор цели. В селекторе цели осуществляется захват и сопровождение цели по характерным признакам теплового излучения цели и фона. С выхода селектора цели сигналы, пропорциональные угловому рассогласованию цели по курсу и тангажу относительно оптической оси объектива, поступают соответственно на датчики моментов каналов курса и тангажа. Датчики создают коррекционные моменты, которые вызывают вынужденную прецессию гироскопа (внутренней рамки), что обеспечивает совмещение оптической оси объектива и центра матрицы с направлением на цель.
[4]Наличие гироскопа и привода вращения его ротора существенно усложняет конструкцию этой головки самонаведения и снижает надежность ее работы.
[5]Известен также способ самонаведения на цель ракеты, оснащенной головкой самонаведения и вращающейся вокруг своей продольной оси по углу крена, заключающийся в том, что посредством установленной в головке самонаведения оптико-электронной системы, получают изображение зоны обзора, находящейся по ходу полета ракеты, передают получаемое оптикоэлектронной системой изображение зоны обзора на блок обработки изображения, определяют блоком обработки изображения координаты Yц и Zц цели по осям OY и OZ, перпендикулярным продольной оси ОХ вращения ракеты, передают полученные координаты Yц и Zц цели в электронный блок управления ракетой, формируют электронным блоком управления команды управления ракетой [2] - прототип.
[6]Используемая в этом способе самонаведения ракеты на цель оптическая головка самонаведения 9Э410 формирует сигнал управления, обеспечивающий пассивное самонаведение ракеты по методу пропорционального сближения. В этой оптической головке самонаведения размещены три основные системы: координатор цели, следящая система координатора и автопилот (формирователь сигнала управления рулями). Установленная в головке самонаведения оптико-электронная система содержит главное зеркало, контрзеркало, фоторезисторы основного и вспомогательного каналов, корригирующую линзу и спектроразделительный фильтр. Все элементы оптической системы размещены на валу ротора гироскопа и образуют объектив, имеющий шесть степеней свободы. Благодаря размещению координатора цели на вращающемся роторе гироскопа осуществляется круговое сканирование положения цели относительно оптической оси. Координаты Yц и Zц цели по осям OY и OZ, определяют фотоприемником координатора, закрепленным перпендикулярно оси ОХ. Тепловое (инфракрасное) излучение цели фокусируется оптической системой в фокальной плоскости фотоприемника координатора в виде пятна диаметром 1 мм. Фотоприемник содержит модулятор и фоторезистор. Модулятор представляет собой вращающийся непрозрачный диск с прямоугольным окном, нанесенный на фоточувствительный слой фоторезистора. При такой форме растра модулятора реализуется импульсный метод модуляции теплового потока, при котором в длительности импульса содержится информация об удаленности цели от оси ОХ вращения ракеты, а во временном положении импульса в периоде сканирования - о положении цели по крену.
[7]При реализации этого способа гироскопический координатор цели автоматически сопровождает цель за счет совмещения его оптической оси с линией визирования (направлением на цель), которое осуществляется за счет прецессии гироскопа. Эта прецессия гироскопа происходит за счет приложения к ротору гироскопа внешнего электромагнитного момента, возникающего в результате взаимодействия магнитных полей закрепленной в статоре катушки коррекции и постоянного магнита ротора гироскопа.
[8]Наличие ротора гироскопа, вращающегося со скоростью от 112 до 120 оборотов в секунду относительно закрепленного в головке самонаведения статора гироскопа, наличие сложной оптико-электронной системы и большого количества других механически подвижных деталей усложняет конструкцию головки самонаведения, увеличивает трудоемкость ее изготовления, увеличивает ее стоимость и снижает надежность ее работы.
[9]Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, - упрощение конструкции головки самонаведения, снижение трудоемкости ее изготовления, снижение ее стоимости и повышение надежности ее работы.
[10]Для решения этой задачи в способе самонаведения на цель ракеты, оснащенной головкой самонаведения и вращающейся вокруг своей продольной оси по углу крена, заключающемся в том, что посредством установленной в головке самонаведения оптико-электронной системы, получают изображение зоны обзора, находящейся по ходу полета ракеты, передают получаемое оптико-электронной системой изображение зоны обзора на блок обработки изображения, определяют блоком обработки изображения координаты Yц и Zц цели по осям OY и OZ, перпендикулярным продольной оси ОХ вращения ракеты, передают полученные координаты Yц и Zц цели в электронный блок управления ракетой, формируют электронным блоком управления команды управления ракетой, согласно изобретения, посредством неподвижно закрепленной в головке самонаведения оптикоэлектронной системы получают покадровое видеоизображение зоны обзора в видимом диапазоне длин волн, для обработки изображения применяют блок цифровой обработки видеоизображения, задают блоком цифровой обработки видеоизображения в качестве нулевых координат полученного видеоизображения координаты Y0 и Z0 пикселя, соответствующего продольной оси ОХ вращения ракеты, команды управления ракетой формируют электронным блоком управления в зависимости от положения цели относительно нулевых координат (Y0, Z0) видеоизображения в каждом кадре видеоизображения, а также в зависимости от положения цели, вычисленного этим электронным блоком управления в промежутках времени между кадрами видеоизображения.
[11]При этом для формирования команд управления ракетой в каждом кадре видеоизображения электронный блок управления ракетой вычисляет значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y0, Z0) видеоизображения по формулам ΔY=Yц-Y0; ΔZ=Zц-Z0, рассчитывает величину А смещения цели в плоскости изображения по формуле
[12]
,
[13]а также рассчитывает угол α относительного положения цели в кадре по крену по формуле
[14]
[15]где arctan2(ΔY, ΔZ) - четырехквадрантный арктангенс угла между осью OY и лучом, проведенным на видеоизображении из точки с координатами (Y0, Z0) до центра цели с координатами (Yц, Zц), а значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y0, Z0) видеоизображения в промежутках времени между кадрами видеоизображения электронный блок управления ракетой рассчитывает по рекуррентным формулам:
[16]
[17]где n - номер дискретного шага; τ - период дискретизации; fp - частота вращения ракеты по крену.
[18]Для более точного определения относительного положения цели в кадре по крену электронный блок управления ракетой корректирует значение угла α по формуле:
[19]
[20]где α* - откорректированное значение угла α; tобр - время, затрачиваемое на обработку видеоизображения, определяемое экспериментально, а fp - частота вращения ракеты по крену, определяемая по заранее сформированной таблице зависимости частоты fp от времени, прошедшего от схода ракеты до текущего момента времени.
[21]Технический результат, обеспечиваемый предлагаемым изобретением, - упрощение конструкции головки самонаведения и повышение точности ее самонаведения на цель.
[22]Изобретение поясняется чертежами. На фиг. 1 изображена головка самонаведения ракеты, общий вид; на фиг. 2 - продольный разрез головки самонаведения.
[23]Головка самонаведения зенитной управляемой ракеты, вращающейся по углу крена, содержит корпус и расположенную в корпусе оптическую систему, оптическая ось которой совпадает с осью вращения головки самонаведения. При этом корпус имеет цилиндрическую часть 1 и обтекатель, выполненный в виде правильной пирамиды 2.
[24]Боковые грани пирамиды 2, примыкающие к ее вершине 3, выполнены из боковых ребер 4, к которым прикреплены оптически прозрачные термостойкие стекла 5 с просветляющим оптическим покрытием с обеих сторон стекол.
[25]Оптическая система неподвижно закреплена в корпусе головки самонаведения и содержит линзу 6, установленную соосно с осью вращения 7 головки самонаведения и проецирующую изображение из зоны обзора оптической системы непосредственно на двумерную фотоприемную матрицу 8, также установленную по оси вращения 7 головки самонаведения.
[26]После пуска зенитной ракеты из пусковой установки на определенной дистанции до цели происходит переключение режима управления ракетой с дистанционного управления на самонаведение ракеты. Включается оптическая система головки самонаведения, расположенной в носовой части ракеты.
[27]Реализуется способ самонаведения ракеты на цель следующим образом.
[28]Посредством неподвижно закрепленной в головке самонаведения оптико-электронной системы получают покадровое видеоизображение зоны обзора, находящейся по ходу полета ракеты, в видимом диапазоне длин волн.
[29]Передают получаемые оптической системой кадры этого видеоизображения на блок цифровой обработки видеоизображения.
[30]Задают блоком цифровой обработки видеоизображения в качестве нулевых координат полученного видеоизображения координаты Y0 и Z0 пикселя, соответствующего продольной оси ОХ вращения ракеты.
[31]Обнаруживают блоком цифровой обработки видеоизображения цель. Определяют этим блоком координаты Yц и Zц цели по осям OY и OZ, перпендикулярным оси ОХ вращения ракеты и исходящим из точки с нулевыми координатами (Y0, Z0). Передают полученные координаты цели в электронный блок управления ракетой.
[32]Формируют электронным блоком управления команды управления ракетой в зависимости от положения цели относительно нулевых координат (Y0, Z0) видеоизображения в каждом кадре видеоизображения, а также в зависимости от положения цели, вычисленного этим электронным блоком управления в промежутках времени между кадрами видеоизображения.
[33]При этом для формирования команд управления ракетой в каждом кадре видеоизображения электронный блок управления ракетой вычисляет значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y0, Z0) видеоизображения по формулам ΔY=Yц-Y0; ΔZ=Zц-Z0, рассчитывает величину А смещения цели в плоскости изображения по формуле
[34]
[35]а также рассчитывает угол α относительного положения цели в кадре по крену по формуле
[36]
[37]где arctan2 (ΔY, ΔZ) - четырехквадрантный арктангенс угла между осью OY и лучом, проведенным на видеоизображении из точки с координатами (Y0, Z0) до центра цели с координатами (Yц, Zц).
[38]А для формирования команд управления ракетой в промежутках времени между кадрами видеоизображения электронный блок управления ракетой вычисляет значения ΔY и ΔZ смещения цели по осям OY и OZ относительно нулевых координат (Y0, Z0) видеоизображения по рекуррентным формулам:
[39]
[40]где n - номер дискретного шага; τ - период дискретизации; fp - частота вращения ракеты по крену.
[41]Кроме того, электронный блок управления ракетой корректирует значение угла а относительного положения цели в кадре по крену по формуле:
[42]
[43]где α* - откорректированное значение угла α; tобр - время, затрачиваемое на обработку видеоизображения, определяемое экспериментально, а fp - частота вращения ракеты по крену, определяемая по заранее сформированной таблице зависимости частоты fp от времени, прошедшего от схода ракеты до текущего момента времени.
[44]Источники информации:
[45]1. Патент РФ №2197709 Пассивная инфракрасная головка самонаведения вращающейся ракеты. Опубл. 27.01.2003.
[46]2. Акулов И.Е., Байдаков В.И., Васильев А.Г. Техническая подготовка командира взвода ПЗРК 9К38 «Игла». Учебное пособие./ ФГБОУ ВПО «Национальный исследовательский Томский политехнический университет». Изд-во Томского политехнического университета. 2011 г. https://arsenal-info.ru/b/book/3827625138/2
