Ракета с пространственным ограничением траектории полета - RU2788218C1

Описание

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к области автоматического управления не вращающимися ракетами класса воздух-поверхность и поверхность-поверхность с аэродинамическим управлением.

В течение всего жизненного цикла ракеты возникают моменты, когда элементы бортовой аппаратуры управления и/или исполнительные органы ракеты функционируют не штатно, в частности, выходят из строя. В процессе испытаний вновь создаваемой ракеты и при боевой эксплуатации уже разработанных ракет данный факт может быть обнаружен на этапе проверок ракеты или при проведении автоматического встроенного контроля на борту самой ракеты, если такое предусмотрено, при ее размещении на носителе. В таком случае ракета признается не годной и изымается из партии или система управления оружием носителя не позволяет ее применить по назначению.

Однако бывают случаи, когда ракета выдержала все проверки и признается годной к применению, но в процессе ее автономного полета возникают сбои, отказы в бортовой аппаратуре управления или ее нештатное функционирование. В данном случае полет невращающейся ракеты может стать непредсказуемым (аварийным) и, в частности, привести к порче государственного и частного имущества, привести к гибели обслуживающего испытательный полигон персонала или гибели среди мирного населения находящегося вдоль траектории полета ракеты.

Известная ракета (патент US №6142411 [1]), содержит навигационную систему, которая определяет положение ракеты в пространстве, включающую в себя инерциальную навигационную систему и спутниковую, блок памяти для хранения множества допустимых и недопустимых положений ракеты и электронный блок управления, который на основе данных из блока памяти и данных от навигационной системы формирует сигнал на самоликвидацию ракеты.

Для ограничения полета ракеты ее навигационная система формирует и передает в электронный блок текущие координаты положения ракеты в пространстве. По данным координатам электронный блок методом перебора выбирает из памяти соответствующую ячейку и считывает признак о допустимости или недопустимости нахождения ракеты в данной точке пространства. При недопустимости нахождения электронный блок формирует команду на самоликвидацию ракеты.

Данный способ, обеспечивающий самоликвидацию ракеты, основан только на сравнении текущих координат положения ракеты в пространстве с координатной сеткой, хранящейся в блоке памяти.

Основные недостатки указанной ракеты и способа выработки команды на ее самоликвидацию:

- необходимость в большом объеме памяти при детальном картографировании района применения, что требует использования десятков мегабайт памяти данных;

- отсутствие универсальности применения ракет в различных районах планеты, связанной с необходимость проведения картографических работ;

- необходимость периодического проведения картографических работ по обновлению/уточнению данных, хранящихся в памяти;

- ложные срабатывания системы самоликвидации при недостаточной степени детализации данных хранящихся в памяти.

Известен также способ бортового контроля для аварийного прекращения полета ракеты космического назначения (патент RU №2476357 [2]), заключающийся в контроле бортовой автоматической системой управления траектории движения ракеты и выработке аварийной команды на прекращение полета путем отключения двигательной установки в случае возникновения каких-либо нештатных ситуаций, в соответствии с которым периодически по времени полета вычисляют:

- три компоненты вектора земной скорости (V_XHCCK, V_УНССК, V_ZHCCK) и три координаты (X_HCCK, Y_HCCK, Z_HCCK) в начальной стартовой системе координат,

- граничные (±) параметры по компонентам (V_XHCCK, V_УНССК, X_HCCK, Y_HCCK) продольного движения и по компонентам (V_ZHCCK, Z_HCCK) бокового движения, которые задаются в бортовом цифровом вычислительном комплексе перед полетом как функции времени,

- условия принадлежности каждой из четырех компонент продольного движения (V_XHCCK, V_УНССК, X_HCCK, Y_HCCK) и обеих компонент (V_ZHCCK, Z_HCCK) бокового движения допустимым множествам, образованным соответствующими граничными зависимостями (V_XHCCK, V_УНССК, X_HCCK, Y_HCCK) и (V_ZHCCK, Z_HCCK), и, если нарушены условия принадлежности контролируемых параметров допустимым множествам по всем четырем компонентам продольного движения (V_XHCCK, V_УНССК, X_HCCK, Y_HCCK), или по двум компонентам (V_ZHCCK, Z_HCCK) бокового движения, вычисляют географические координаты мгновенной точки падения ракеты на землю, с аварийным выключением двигателей ракеты при условии, что координаты расчетной мгновенной точки падения находятся в одной из безопасных зон, положение и размеры которых вносятся в бортовую автоматическую систему управления до полета для сравнения текущих координат мгновенной точки падения с допустимыми значениями ближайшей безопасной зоны.

Основной недостаток данного способа - отсутствие оперативности, что обуславливается необходимостью проведения предполетной подготовки и разведки местности с целью определения и картографирования безопасных зон, либо применение ракет только в строго отведенных и изученных районах.

В известном техническом решении (патент RU №2724152, 22.06.2020 [3]), направленном на устранение недостатков известных технических решений [1, 2], предложено:

- использовать для принятия решения о самоликвидации ракеты не абсолютные геодезические координаты, а относительные, например, представленные в стартовой системе координат;

- ввести процедуру временного ожидания с целью подтверждения непрерывности аварийной/отказной ситуации для исключения ложных срабатываний алгоритма по выдаче команды на самоликвидацию.

Задачей известного технического решения [3] является повышение оперативности и безопасности применения ракет в процессе отработки, испытаний, а также в боевых условиях применения при возникновении аварийных ситуаций на борту ракеты.

При этом поставленная задача при осуществлении изобретения решается благодаря тому, что ракета содержит инерциальную и спутниковую навигационные системы, обеспечивающие расчет координат положения ракеты и скоростей ее перемещения, электронный блок управления, обеспечивающий формирование управляющих команд для рулевых приводов, оценку пространственного положения ракеты и формирование команды на самоликвидацию.

Электронный блок управления содержит блок расчета потребных команд управления (БРПКУ). блок траекторного анализа (БТА), своими входами подключенные к выходу инерциальной навигационной системы (ИНС), блок хранения полетного задания (БХПЗ), блок формирования команды вращения (БФКВ) и ключевой элемент (КЛ).

Для обеспечения применения ракеты в соответствии с известным изобретением [3] необходима внешняя аппаратура предстартовой подготовки (АПП), к выходам которой подключен первый вход блока хранения полетного задания (БХПЗ), к его второму входу подключен выход ИНС, к выходу БХПЗ подключены второй вход БРПКУ и четвертый вход БТА, а к группе выходов БРПКУ подключен пятый групповой вход БТА и первый групповой вход ключевого элемента (КЛ), ко второму групповому входу которого подключен блок формирования команды вращения (БФКВ), к первому входу БТА подключен таймер, а ко второму групповому входу БТА подключена группа выходов датчиков обратной связи (ДОС), а именно датчиков обратной связи положения исполнительных органов (аэродинамических управляющих поверхностей).

Рулевые привода ракеты механически соединены с аэродинамическими управляющими поверхностями (АУП) и с входами ДОС, входами для рулевых приводов является групповой выход КЛ.

В ракете таймер обеспечивает отсчет времени, прошедшего с момента пуска ракеты, информация о котором используется для оценки временных интервалов, обеспечивающих исключение ложного срабатывания по формированию команды самоликвидации.

В ракете ДОС положения исполнительных органов, обеспечивают измерение углового отклонения органов относительно установленной на ракете точки отсчета и передают эти данные в БТА ЭБУ.

Достигаемый технический результат обеспечивается путем разработки и применения в ракете способа кинетической самоликвидации, заключающегося в создании управляющего момента, приводящего не вращающуюся ракету с аэродинамическим управлением во вращательное движение относительно своей продольной оси симметрии, что приводит ракету к баллистическому полету с последующим соударением ее о подстилающую поверхность и разрушению.

Известный способ обеспечивается ЭБУ путем подачи на РП АУП соответствующих команд, зависящих от выбранной аэродинамической схемы, а также путем введения в алгоритмы его работы БРПКУ и БТА и использованием КЛ.

В соответствии с известным способом ориентации [3] в процессе полета ракеты на ее борту периодически по времени вычисляется три проекции текущей скорости движения ракеты в стартовой системе координат (V_X, V_Y, V_Z) и три координаты текущего положения ракеты в стартовой системе координат (X, Y, Z), до пуска в ракету в стартовой системе координат передается потребная пространственная траектория полета ракеты в функции дальности координаты цели (Х_Ц≠0, Y_Ц≠0, Z_Ц=0), в момент пуска на борту ракеты запускается таймер, отсчитывающий время полета (t_полета), в процессе полета на борту ракеты периодически по времени вычисляется потребное положение аэродинамических управляющий поверхностей, две координаты потребного пространственного положение ракеты на текущем удалении, в процессе полета на борту ракеты периодически по времени регистрируется текущее положение аэродинамических управляющий поверхностей в процессе полета на борту ракеты периодически по времени проверяются условия, что время полета ракеты больше допустимого (t_полета≥Δt_{допустимое}), текущая координата X ракеты превосходит координату Х_Ц цели более чем на ΔХ_{допустимое} (Х-Х_Ц≥ΔХ_{допустимое}) непрерывно в течении более чем Δt_ХЦ секунд, текущие координаты Y и Z ракеты превосходят вычисленные координаты Y_{потреб.} и Z_{потреб.} потребного пространственного положения более чем на ΔY_{допустим.} и ΔZ_{допустим.} соответственно (|Y-Y_{потреб.}|≥ΔY_{допустимое},|Z-Z_{потреб.}|≥ΔZ_{допустимое}) непрерывно в течении более чем Δt_YZ секунд, в течении более чем Δt_V секунд ракета непрерывно летит назад (V_X<0), в течении более чем Δt_X секунд ракета непрерывно находится за точкой пуска (Х<0), в течении более чем Δt_И секунд непрерывно фиксируются неисправности основных блоков бортовой системы управления ракетой, интегральная ошибка между потребным положением аэродинамических управляющих поверхностей и их текущим положением превышает допустимое значение Δδ_{допустимое} в течении более чем Δt_δ секунд и, если хотя бы одно из перечисленных условий выполняется, то формируется команда самоликвидации - перевод аэродинамических управляющих поверхностей в положение, создающее вращательный момент относительно продольной оси ракеты, приводящий ракету во вращательное движение в канале крена.

Наряду с достоинствами известного технического решения [3], он обладает и существенным недостатком, таким как, использование дорогостоящей гравиметрической и гироскопической аппаратуры, требующей ввода корректирующих сигналов от СНС. Известное техническое решение [3] выбрано в качестве прототипа.

Предлагаемое устройство контроля ориентации ракеты направлено на решение поставленной задачи исключительно с помощью навигационной аппаратуры потребителей среднеорбитных спутниковых навигационных систем (СНС), например, GPS, ГЛОНАСС, ГАЛИЛЕО, без использования дорогостоящей гравиметрической и гироскопической аппаратуры, что должно позволить существенно снизить стоимость проведения работ, связанных с контролем движения ракеты по заданной траектории.

Поставленной задачей предлагаемого технического решения является повышение оперативности и достоверности определения ориентации ракеты.

Поставленная задача решается за счет того, что ракета с пространственным ограничением траектории полета, содержащая навигационную систему, включающую в себя спутниковую навигационную систему, электронный блок управления, аппаратуру предстартовой подготовки, а электронный блок управления, включает в себя блок хранения полетного задания, блок расчета потребных команд управления, блок траекторного анализа, блок формирования команды вращения и ключевой элемент, к выходу которого подключены рулевые приводы, которые механически соединены с аэродинамическими управляющими поверхностями и с блоком датчиков обратной связи, к блоку траекторного анализа подключен таймер, в которой в отличие от прототипа, навигационная система выполнена в виде четырехканального приемника спутниковой навигационной системы и содержит адаптивный робастный фильтр, программный сверх узкостробовой коррелятор, процессор типа нейроматрицы, на борту ракеты установлены, по крайней мере, четыре антенны приемникаспутниковой навигационной системы, соответственно, две антенны установлены по левому и правому бортам с образованием соответственно правой и левой диаграмм направленности, две другие антенны установлены в диаметральной плоскости ракеты в верхней и нижней частях ракеты на фиксированном расстоянии друг от друга с образованием соответственно верхней и нижней диаграмм поляризации, приемник спутниковой навигационной системы содержит 40 каналов слежения за навигационными космическими аппаратами спутниковых навигационных систем GPS, ГЛОНАСС, ГАЛИЛЕО и источниками помех при чувствительности приемника до 180 дБВт и при шумовой компоненте кодовых/фазовых измерений до 5/0,05 см, посредством приемника спутниковой навигационной системы спутниковой навигационной системы определяют значения уклонения отвесной линииракеты и при выходе значений уклонения отвесной линии за заданные пределы принимают решение о самоликвидации ракеты.

Как и в прототипе, структурная схема ракеты (см. фиг.1 прототипа) включает: 1 - ракету, 2- бортовой приемник спутниковой навигационной системы,3 - электронный блок управления, 4 - рулевые привода, 5- датчики обратной связи, 6 - аэродинамические управляющие поверхности, 7- блок хранения полетного задания, 8 - блок формирования команды вращения, 9 - блок траекторного анализа, 10 - блок формирования команды вращения, 11 - ключевой элемент, 12 - аппаратура предстартовой подготовки, 13 -таймер.

В отличие от прототипа блок - схема приемника 2 спутниковой навигационной системы включает четыре приемные антенны бортового спутникового приемника 2, блок для измерения эфемеридных погрешностей и погрешностей расхождения шкал времени, компьютер со специальным программным обеспечением для записи, хранения и обработки результатов измерений.

Бортовой приемник 2 спутниковой навигационной системы представляет собой программную реализацию согласованного фильтра (в отличии от традиционных приемников корреляционного типа) с использованием в качестве центрального процессора нейроматрицы NM6403 или NM 6404.

Согласованный фильтр позволяет резко сократить цикл поиска сигналов по задержке до миллисекундного уровня (для сравнения в корреляционных приемниках цикл поиска составляет 20с) и за счет этого повысить вероятность правильного обнаружения сигнала с помехами в заданном интервале времени, а также поднять порог помехоустойчивости (до 6-10дБ).

Бортовой приемник 2 спутниковой навигационной системы позволяет обеспечить:

- совместную обработку кодовых и фазовых измерений для решения навигационной задачи по малому числу наблюдаемых навигационных космических аппаратов (НКА), вплоть до одного, в двумерной навигации;

- непосредственное измерение неизвестного числа фазовых циклов в процессе захвата несущей на сопровождение;

- исключение ионосферной ошибки в одночастотном приемнике с использованием интегрального навигационного параметра;

- подавление ошибок, вызванных многолучевостью распространения радиосигналов, в кодовых и фазовых измерениях до сантиметрового уровня;

использование адаптивного робастного фильтра для улучшения целостности навигационного поля в условиях помех;

- использование программного сверхузкостробового коррелятора и теоретически оптимального аппаратного дискриминатора задержек;.4

измерение проекций вектора линейного ускорения антенны НАП с погрешностями 10 -^-2

10 g;

- количество каналов слежения за HKA (GPS, ГЛОНАСС, ГАЛИЛЕО) и за источниками помех до 40, при чувствительности приемника до 180дБВт и при шумовой компоненте кодовых/фазовых измерений до 5/0,05 см;

- частоту выдачи информации до 50 Гц, время перезахвата сигнала после его кратковременного пропадания до 3 миллисекунд при времени возобновления обсервации при полном нарушении радиовидимости до 20с не более 1с;

- применение процессора типа нейроматрицы обеспечивает избыток вычислительных мощностей до 3-5 млрд. операций/с, которые можно использовать для обработки информации систем, входящих в состав бортового оборудования ракеты.

Конструктивно бортовой приемник 2 спутниковой навигационной системы представляет собой приемник, состоящий из 7 микросхем и модульного унифицированного программного обеспечения.

В соответствии с фиг.1 прототипа ракета 1 состоит из спутниковой навигационной системы (СНС) 2. обеспечивающей прием спутникового сигнала для формирования данных о текущем положении ракеты в пространстве (геодезические широта, долгота, высота) и расчет координат положения ракеты в пространстве и скоростей ее движения на основе данных от СНС 2 и передает эти данные с переводом в стартовую систему координат в электронный блок управления (ЭБУ) 3, в котором производится расчет управляющих команд для рулевых приводов (РП) 4, которые механически соединены с датчиками обратной связи (ДОС) 5 и с аэродинамическими управляющими поверхностями (АУП) 6. ДОС 5 используется для обеспечения оценки в ЭБУ 3 качества отработки команд управления аэродинамическими управляющими поверхностями (АУП) 6, создающими соответствующие управляющие аэродинамические силы и моменты.

В свою очередь ЭБУ 3 ракеты состоит из блока хранения полетного задания (БХПЗ) 7, блока расчета потребных команд управления (БРПКУ) 8, блока траекторного анализа (БТА) 9. блока формирования команды вращения (БФКВ) 10 и ключевого элемента (КЛ) 11.

Для обеспечения применения ракеты необходима аппаратура предстартовой подготовки (АПП) 12, обеспечивающая передачу в БХПЗ 7 потребной пространственной траектории полета и координат цели. БХПЗ 7 на основе данных от СНС 2 производит автоматическую выборку точек траектории для БРПКУ 8, который в свою очередь на основе этих данных формирует команду управления для РП 4 на первом информационном входе ключевого элемента (КЛ) 11.Для работы алгоритмов ЭБУ 4 ракета содержит также таймер 13, обеспечивающий отсчет времени с момента пуска ракеты и используется для формирования временных интервалов в БТА 9.

Изначально выход КЛ 11 подключен к первому информационному входу, переключение его на второй информационный вход происходит на основе команды от БТА 9.

БТА 9 формирует команду на переключение КЛ 11 на основе данных о текущих координатах и скоростях ракеты от СНС 2, потребной траектории из БХПЗ 7, времени, прошедшего с момента пуска ракеты от таймера 13, а также на основе сравнения потребной команды управления и реального угла отклонения АУП 6 по данным с ДОС 5.

Указанные выше технические результаты достигаются за счет того, что:

а) до пуска из АПП 12 в ЭБУ 3 ракеты в стартовой системе координат (прямоугольная правая система координат, начало которой располагается в точке пуска ракеты, ось OY направлена вверх по линии местной вертикали, ось ОХ располагается горизонтально и направлена в сторону цели, ось OZ дополняет систему координат до правой) передаются:

- для БХПЗ 7 потребная пространственная траектория полета ракеты в функции дальности

- координаты цели (Х_Ц≠0, Y_Ц≠0, Z_Ц=0);

б) в момент пуска на борту ракеты запускается таймер 13, отсчитывающий время полета (t_полета);

в) в процессе полета на борту ракеты периодически по времени вычисляется:

- в БРПКУ 8 потребное положение АУП 6;

- в СНС 2 три проекции текущей скорости движения ракеты в стартовой системе координат (V_X, V_Y, V_Z)

- в СНС 2 три координат текущего положения ракеты в стартовой системе координат (X, Y,Z),

- в БХПЗ 7 две координаты потребного пространственного положение ракеты на текущем удалении на основе данных от СНС 2;

г) в процессе полета на борту ракеты периодически по времени принимаются ЭБУ 3 текущие положения АУП 6 на основе данных с ДОС 5;

д) в процессе полета на борту ракеты в БТА 9 периодически по времени проверяются условия:

- время полета ракеты по данным таймера 13 больше допустимого (t_полета≥Δt_{допустимое}), V полета допустимое

- текущая координата X ракеты по данным СНС 2 превосходит координату Х_Ц цели более чем на ΔХ_{допустимое} (Х-Х_Ц≥ΔХ_{допустимое}) непрерывно в течении более чем Δt_ХЦ секунд,

- текущие координаты Y и Z ракеты по данным СНС 2превосходят вычисленные в БХПЗ 7 координаты Y_{потреб.} и Z_{потреб.} потребного пространственного положения более чем на ΔY_{допустимое} и ΔZ_{допустимое} соответственно (|Y-Y_{потреб.}|≥ΔY_{допустимое},|Z-Z_{потреб.}|≥ΔZ_{допустимое}) непрерывно в течении более чем Δt_YZ секунд,

- в течении более чем Δt_V секунд по данным СНС 2 ракета непрерывно летит назад (V_X<0),

- в течении более чем Δt_X секунд по данным СНС 2 ракета непрерывно находится за точкой пуска (Х<0),

- в течении более чем Δt_И секунд по данным таймера 13 непрерывно фиксируются неисправности СНС 2 или РП 5,

- интегральная ошибка между потребным положением аэродинамических управляющий поверхностей 7 от БРПКУ 8 и их текущим положением на основе ДОС 6 превышает допустимое значение Δδ_{допустимое} в течении более чем Δtσ и, если хотя бы одно из условий выполняется, то формируется команда на самоликвидацию ракеты (аварийное прекращение полета) - перевод АУП 6 в положение, создающее вращательный момент относительно продольной оси ракеты, приводящий ракету во вращательное движение в канале крена.

Указанные выше временные интервалы и допуски на отклонения по контролируемым параметрам выбираются исходя из конкретных параметров ракеты, требований испытательных полигонов по размерам опасных зон, допустимым отклонениям конкретной ракеты от номинальной траектории ее полета с учетом всего множества учитываемых случайных возмущающих факторов и др.

Перевод аэродинамических управляющих поверхностей в положение, создающее вращательный момент относительно продольной оси невращающейся ракеты, приведет к тому, что создаваемые аэродинамические силы и моменты будут усредняться, и полет не вращающейся ракеты станет баллистическим, который полностью предсказуем и определяется лишь начальными условиями.

Как следует из принципов работы и состава ракеты при определенном значении ограничительных параметров, задействованных в БТА 9, зона риска при применении конкретной ракеты может быть значительно сокращена, что повышает безопасность ее применения. Детализация данных, необходимых для принятия решения о самоликвидации ракеты (аварийное прекращение полета) обеспечивается непрерывным расчетом траекторных параметров в СНС 2 и весьма узким набором ограничительных параметров БТА 9.

ЭБУ 3 может быть выполнен в виде микропроцессорного устройства, внутренняя память которого может быть использована для обеспечения работы БХПЗ 7. Таймер 13 также может быть программно реализован в микропроцессорном устройстве ЭБУ 3. Исходя из использования микропроцессора в качестве ЭБУ 3 КЛ 11 может быть реализован программно.

В качестве среды разработки программного обеспечения используется KeiluVision, поддерживающий возможность внутрисхемного программирования, эмуляции и отладки ПО посредствам порта JTAG.

В отличие от прототипа [3] три координаты текущего положения ракеты в стартовой системе координат (X, Y, Z), определяют путем приема восходящей антенной на борту ракеты над поверхностью Земли прямых сигналов, имеющих, по меньшей мере, две разные несущие частоты, передаваемых спутниками с учетом восходящей антенны, приема нисходящей антенной на борту платформы сигналов, отраженных водной поверхностью Земли и имеющих по меньшей мере две разные несущие частоты, сравнения несущих фаз прямых сигналов и принятых отраженных сигналов на несущих частотах, и определяют от сравнений участка высоту поверхности при определении высоты поверхности вычисляют геодезические координаты антенны (ϕо, λо, Но) со смещением, обусловленным наклоном отражающей поверхности относительно референц-эллипсоида по формуле (ϕо, λо, Но) = (ϕг, λг, -Нг), где ϕ, λ, Н - широта, долгота и высота антенны ракеты, по вычисленным геодезическим координатам ракеты значения проекций УОЛ по широте и долготе (УОЛϕ, УОЛλ) с вычисляют по формулам:

где N, М - радиусы кривизны нормального сечения и меридиана референц - эллипсоида;

Δϕ, Δλ - разности геодезических координат по данным обеих антенн, при этом исключают ионосферную погрешность путем обработки спутниковой навигационной информации методом PrecisePointPosition, при этом учитывают эфемеридные погрешности и погрешности расхождения шкал времени по данным опорных станций.

Метод обработки спутниковой навигационной информации, называемый РРР (PrecisePointPosition) использует кодовые измерения дальности. В режиме РРР двух частотный приемник исключает ионосферную погрешность, а опорные станции служат для измерения эфемеридных погрешностей и расхождения шкал времени. На основе измеренных данных сети опорных станций ГНСС в центре обработки данных уточняется действительное положение спутников ГНСС на орбитах и формируются поправки к бортовым спутниковым эфемеридам и расхождению системных шкал времени. При этом точность определения близка к фазовым измерениям дальности и равна примерно 2-3 см. Поправки к эфемеридам (орбитам) спутников и времени излучения их сигналов могут приниматься из сети Интернет или при помощи GSM - модема.

При этом в отличие от прототипа [3] навигационная система выполнена в виде четырехканального приемника спутниковой навигационной системы и содержит адаптивный робастный фильтр, программный сверх узкостробовой коррелятор, процессор типа нейроматрицы, на борту ракеты установлены, по крайней мере, четыре антенны приемника спутниковой навигационной системы, соответственно, две антенны установлены по левому и правому бортам с образованием соответственно правой и левой диаграмм направленности, две другие антенны установлены в диаметральной плоскости ракеты в верхней и нижней частях ракеты на фиксированном расстоянии друг от друга с образованием соответственно верхней и нижней диаграмм поляризации, приемник спутниковой навигационной системы содержит 40 каналов слежения за навигационными космическими аппаратами спутниковых навигационных систем GPS, ГЛОНАСС, ГАЛИЛЕО и источниками помех при чувствительности приемника до 180дБВт и при шумовой компоненте кодовых/фазовых измерений до 5/0,05 см, по измеренным результатам, посредством приемника спутниковой навигационной системы спутниковой навигационной системы определяют значения уклонения отвесной линии ракеты и при выходе значений уклонения отвесной линии за заданные пределы принимают решение о самоликвидации ракеты.

По результатам измерения приемником спутниковой навигационной системы значений уклонения отвесной линии за заданные пределы для конкретного конструктивного типа ракеты принимают решение о самоликвидации ракеты.

Источники информации.

1. Патент US №6142411.

2. Патент RU №2476357

3. Патент RU №2724152, 22.06.2020.

Реферат

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к области автоматического управления невращающимися ракетами с аэродинамическим управлением. Ракета содержит спутниковую навигационную систему, выполненную в виде четырехканального приемника, адаптивный робастный фильтр, программный сверхузкостробовой коррелятор, процессор серии NeuroMatrix. На борту ракеты установлены по крайней мере четыре антенны приемника спутниковой навигационной системы. Приемник спутниковой навигационной системы содержит 40 каналов слежения за навигационными космическими аппаратами спутниковых навигационных систем GPS, ГЛОНАСС, ГАЛИЛЕО. Посредством приемника навигационной системы определяют значения уклонения отвесной линии ракеты и при выходе этих значений за заданные пределы принимают решение о самоликвидации ракеты. Достигается повышение оперативности и безопасности применения ракет при возникновении аварийных ситуаций на борту ракеты в процессе испытаний и в боевых условиях.

Формула