СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТОЙ И РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС Российский патент 1998 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к способам стрельбы управляемой ракетой с элементами оптической связи с наземной аппаратурой управления, а также к ракетным комплексам, предназначенным для реализации данных способов.

Известен способ стрельбы управляемой ракетой с элементами оптической связи с наземной аппаратурой управления [1], включающий операции запуска ракеты и управления ею во время полета с наземной аппаратуры управления и реализованный в ракетном комплексе при стрельбе управляемой ракетой SS-10 с элементом оптической связи с наземной аппаратурой управления, а именно трассером, установленным на управляемой ракете, по которому оператор через оптический визир (элемент оптической связи) в наземной аппаратуре управления следит за целью и летящей ракетой во время ее наведения.

Недостатком вышеуказанного способа и ракетного комплекса является то, что при работе реактивного двигателя образуется дым, снижающий оптическую проводимость линии "наземная аппаратура управления - управляемая ракета". С увеличением дальности стрельбы "задымление" этой оптической линии возрастает и управление оператором летящей ракетой становится невозможным, т.к. он из-за дымовых помех теряет из поля зрения как цель, так и саму летящую управляемую ракету. Эффективность стрельбы по уничтожению целей противника с увеличением дальности резко падает (если вообще возможна).

Также известен способ стрельбы управляемой ракетой с элементами оптической связи с наземной аппаратурой управления [2], включающий операции запуска ракеты и управления ею во время полета с наземной аппаратуры управления и реализованный в ракетном комплексе при стрельбе управляемой ракетой "Хот". Данный ракетный комплекс содержит пусковое устройство, наземную аппаратуру управления и управляемую ракету "Хот", на борту которой находится пиротехнический трассер (элемент оптической связи), по которому оптический пеленгатор (элемент оптической связи) наземной аппаратуры управления определяет положение управляемой ракеты на траектории во время полета.

Недостатком данного способа стрельбы и ракетного комплекса, как и предыдущих, является то, что при работе реактивного двигателя образуется дым, снижающий оптическую проводимость линии "наземная аппаратура управления - управляемая ракета". С увеличением дальности стрельбы оптический пеленгатор наземной аппаратуры управления из-за дымовых помех становится неспособным определять положение ракеты на траектории полета. Соответственно наведение на цель управляемой ракеты становится невозможным. Повысить дальность управляемого полета ракеты не удается. Эффективность боевого применения не возрастает.

Снижение дымности пороха обычно сопровождается ухудшением его характеристик (удельного импульса, теплотворности, стабильности скорости горения и т. д. ) и требует определенных условий (по температуре, ударно-вибрационным нагрузкам и т.д.). Усложняется система крепления заряда реактивного двигателя, а часто и сам двигатель, что снижает надежность его работы. Эффективность ухудшается. Усложнение системы крепления порохового заряда и самого реактивного двигателя приводит к возрастанию его габаритов и веса и соответственно габаритов и веса управляемой ракеты. Возрастание габаритов и веса управляемой ракеты требует (для сохранения скорости) повышения мощности реактивного двигателя, а это значит опять дополнительный вес и габариты. Возрастание габаритов и веса ракеты увеличивает вес и габариты пускового устройства, что делает его менее маневренным на поле боя и более уязвимым от огня противника. Управляемая ракета на пусковом устройстве вместе с расчетом может быть уничтожена противником еще до старта. Эффективность не повышается. При сохранении габаритов и веса управляемой ракеты на том же уровне необходимо либо уменьшать вес и габариты боевой части, а следовательно, и ее могущество либо уменьшать мощность реактивного двигателя, т.е. снижать среднюю скорость на начальном и среднем участках полета, что также понижает эффективность.

Компенсация отрицательного влияния дымовых помех возможна за счет увеличения мощности пиротехнического трассера (элемента оптической связи) на управляемой ракете и чувствительности оптического пеленгатора (элемента оптической связи) наземной аппаратуры управления, но это вызывает усложнение, приводит к снижению надежности управляемой ракеты и наземной аппаратуры управления, что также снижает эффективность. При этом резко увеличиваются габариты и вес управляемой ракеты и наземной аппаратуры управления. Как отмечалось выше, это также ухудшает эффективность. Следует также сказать, что увеличение мощности пиротехнического трассера может привести при стрельбе к ослеплению оператора не только ночью, но и днем, особенно в первые секунды полета ракеты, со всеми вытекающими отсюда отрицательными последствиями (невозможностью наведения управляемой ракеты на цель). Эффективность ухудшается.

Задачей изобретения является повышение эффективности за счет увеличения управляемой дальности стрельбы путем повышения надежности оптической связи управляемой ракеты с наземной аппаратурой управления на конечном участке полета.

Поставленная задача решается тем, что в способе стрельбы управляемой ракетой с элементами оптической связи с наземной аппаратурой управления, включающего операции запуска ракеты и управления ею во время полета с наземной аппаратуры управления, в нем во время полета управляемой ракеты при достижении контрольного уровня оптической проводимости оптической линии связи "наземная аппаратура управления-управляемая ракета" прерывают процесс горения ракетного топлива на борту ракеты, при этом контрольный уровень оптической проводимости во время полета ракеты может пересчитываться в контрольное время, а в ракетном комплексе, включаем управляемую ракету с пусковым устройством и элементом оптической связи с наземной аппаратурой управления, систему управления, он снабжен фиксатором оптической проводимости с пороговым элементом, а на управляемой ракете установлена система прерывания процесса горения ракетного топлива, при этом пороговый элемент фиксатора оптической проводимости взаимодействует с системой прерывания процесса горения, а фиксатор оптической проводимости, при выполнении элемента оптической связи в наземной аппаратуре управления в виде лазерного излучателя, может быть расположен на управляемой ракете и выполнен в виде фотодиода, на выходе которого установлен пороговый элемент, а система прерывания процесса горения ракетного топлива выполнена в виде баллона с охлаждающим веществом, соединенного трубопроводом с камерой сгорания реактивного двигателя, и устройства включения, при этом пороговый элемент взаимодействует с устройством включения системы прерывания процесса горения, причем фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом также может быть выполнен в виде временного элемента задержки.

Положительный эффект обеспечивается за счет снижения влияния дымовых помех на систему управления на конечном участке полета управляемой ракеты.

Данное техническое решение поясняется чертежом (фиг.1, 2, 3). На фиг. 1 изображен ракетный комплекс 1, включающий управляемую ракету 2 с пусковым устройством 3 и элементами 4 оптической связи с наземной аппаратурой управления 5, оснащенной также элементами 6 оптической связи. Ракетный комплекс снабжен фиксатором 7 оптической проводимости линии "наземная аппаратура управления-управляемая ракета" с пороговым элементом 8, а на управляемой ракете установлена система 9 прерывания процесса горения ракетного топлива, при этом пороговый элемент фиксатора оптической проводимости взаимодействует с системой прерывания процесса горения (фиг.2, 3). Фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом при выполнении элемента оптической связи в наземной аппаратуре управления в виде лазерного излучателя может быть расположен, как в приведенном на чертеже случае, на управляемой ракете и выполнен в виде фотодиода 10, на выходе которого установлен пороговый элемент 8 (фиг. 2, 3). Он может быть установлен и в наземной аппаратуре управления. В этом случае он также выполняется в виде фотодиода, на выходе которого устанавливается пороговый элемент, но при этом на управляемой ракете должен быть какой-либо световой излучатель, например, электролампочка или светодиод. Использовать в качестве светового излучателя пиротехнические трассеры не целесообразно, т.к. их пиротехнический состав обычно имеет большой разброс по скорости горения и соответственно по световому излучению. Вместо фотодиода может быть использовано фотосопротивление, на выходе которого также устанавливают пороговый элемент. Фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом может быть выполнен и в виде временного элемента задержки, например, электронного, пиротехнического или механического, в который закладывается контрольный уровень оптической проводимости для конкретных условий стрельбы, пересчитанный в контрольное время, по прошествии которого с момента старта срабатывает система прерывания процесса горения ракетного топлива на борту управляемой ракеты. Принципиального значения на достижение поставленной задачи о расположение фиксатора оптической проводимости с пороговым элементом (на управляемой ракете или в наземной аппаратуре управления) и их конкретное выполнение (в виде фотодиода, фотосопротивления или временного элемента задержки) не имеет. Главное его наличие в комплексе и взаимодействие с системой порывания процесса горения ракетного топлива. Система прерывания процесса горения ракетного топлива может быть, как приведено на фиг. 2, в виде баллона 11 с охлаждающим веществом (например, с сжиженным или твердым углекислым газом) и соединенного трубопроводом 12 с камерой 13 сгорания реактивного двигателя 14 и устройства включения 15. При этом пороговый элемент фиксатора оптической проводимости взаимодействует с устройством включения системы прерывания процесса горения ракетного топлива. Система прекращения процесса горения ракетного топлива на борту управляемой ракеты может быть выполнена и в виде устройства, "вскрывающего" камеру сгорания реактивного двигателя, в результате чего в камере сгорания резко падает давление и заряд твердого топлива гаснет. В ракетах с жидкостным реактивным двигателем система прерывания горения ракетного топлива может быть выполнена в виде устройства, прекращающего подачу компонентов топлива в камеру сгорания. Устройство включения баллона с охлаждающим веществом системы прекращения процесса горения, как приведено на фиг. 2, может быть выполнено в виде клапана 16 с пиропатронным приводом 17, установленного на трубопроводе, соединяющем баллон с охлаждающим веществом с камерой сгорания реактивного двигателя. Может оно быть выполнено в виде электромагнитного клапана. Также оно может быть выполнено и в виде химического генератора, вырабатывающего рабочий газ, и установленного как в самом баллоне, так и вне его, и вытесняющего охлаждающее вещество из баллона в камеру сгорания реактивного двигателя. Пороговый элемент может иметь электрические нормально разомкнутые контакты 18 и 19, введенные в электроцепь 20 электропитания пиропатронного привода клапана (фиг. 3). Он может быть выполнен типа электромагнитного реле, настроенного на срабатывание при снижении тока или напряжения, поступающего от фотодиода, ниже контрольного значения. В этом случае необходимо к выходу фотодиода подключать усилитель 21, так как ток на выходе фотодиодов незначительный и требует усиления. На фиг.3 показана схема, описанная выше. Цифрой 22 обозначен источник электропитания пиропатронного привода. Пороговый элемент с электрическими рабочими нормально-разомкнутыми контактами может быть выполнен и в электронном исполнении. В этом случае нормальная разомкнутость контактов является условной, т.к. разрыв цепи запитки электропитания пиропатронного привода клапана обеспечивается электроникой, например, при включении в цепь электропитания пиропатронного привода клапана транзистора. При снижении тока от фотодиода, выполняющего роль фиксатора оптической проводимости, ниже контрольного (соответствующего контрольной оптической проводимости), происходит разблокировка цепи питания пиропатронного привода клапана устройства включения системы прерывания процесса горения и данная система срабатывает. Следует отметить, что в этом случае питание в цепь пиропатронного привода следует подавать только после начала функционирования фотодиода, запирающего транзистор, включенного в цепь питания пиропатронного привода. В противном случае произойдет преждевременное срабатывание системы прерывании процесса горения.

Предложенная конструкция работает следующим образом. Управляемая ракета устанавливается на пусковое устройство и после проведения всех необходимых подготовительных операций (задействование бортовых систем энергопитания, аппаратуры управления и т.д.), выстреливается в сторону цели. Перед выстрелом или же в его первоначальный момент включают фиксатор оптической проводимости линии "наземная аппаратура управления - управляемая ракета", который фиксирует информацию о дымовых помехах во время полета ракеты. Если в ракетном комплексе элементы оптической связи между наземной аппаратурой управления и управляемой ракетой выполнены в виде лазерного излучателя, установленного на пусковом устройстве, и фотоприемника, установленного на ракете, то фиксатор оптической проводимости целесообразно устанавливать на управляемой ракете. В этом случае "мощность" лазерного луча, воспринимаемая фиксатором оптической проводимости в виде фотодиода, на выходе которого установлен пороговый элемент, будет выполнять функцию контрольного параметра. Если же в комплексе элементы оптической связи выполнены в виде оптического, например, инфракрасного пеленгатора и источника светового излучения (электролампочки или светодиода), установленных в наземной аппаратуре управления и на управляемой ракете соответственно, то целесообразно фиксатор оптической проводимости устанавливать в наземной аппаратуре управления, так как в данном варианте в качестве контрольного параметра может быть использована "мощность" излучения светового источника. При оптической проводимости ниже допустимой команда на прерывание процесса горения ракетного топлива на борту ракеты в этом случае подается с анализатора оптической проводимости установленного в наземной аппаратуре управления по командной линии связи (управления). В комплексе с лазерным излучателем, установленным в наземной аппаратуре управления, непосредственно перед выстрелом производят включение лазерного излучателя. Луч лазера попадает на фотодиод фиксатора оптической проводимости (в первоначальный момент полета управляемой ракеты) и он начинает вырабатывать ток, который усиливается усилителем и идет на пороговый элемент, выполненный, например, типа электромагнитного реле, настроенного на срабатывание при снижении тока. Рабочие контакты этого порогового реле остаются разомкнутыми и "удерживаются" в этом состоянии усиленным током, поступающим от фотодиода. В первоначальный момент, когда расстояние между наземной аппаратурой управления и управляемой ракетой небольшое, влияние "задымления" на оптическую проводимость линии связи "наземная аппаратура управления - управляемая ракета" незначительно, но с его возрастанием влияние "задымления" увеличивается. При снижении оптической проводимости ниже допустимой, контролируемой по току фотодиода пороговым элементом, выполненным типа электромагнитного реле, данного тока становится недостаточно для "удержания" рабочих контактов реле в разомкнутом состоянии и они замыкаются, создавая электроцепь для срабатывания устройства включения системы прерывания процесса горения ракетного топлива. Устройство включения, выполненное, как приведено на чертеже, в виде клапана с пиропатронным приводом, срабатывает, обеспечивая доступ охлаждающего вещества (например, сжиженного или твердого углекислого газа или какой-либо негорючей жидкости, находящихся в баллоне под давление) в камеру сгорания реактивного двигателя и заряд твердого топлива, получив охлаждающий импульс, прекращает свое горение. Как отмечалось выше, процесс горения ракетного топлива на борту снаряда может быть прекращен и "вскрытием" камеры сгорания реактивного двигателя, а в ракетах с жидкостным реактивным двигателем и в виде устройства, прекращающего подачу компонентов топлива в камеру сгорания. Также процесс горения ракетного топлива на борту управляемой ракеты может быть прекращен и сбрасыванием (отстрелом) с ракеты самого реактивного двигателя. После срабатывания системы прерывания процесса горения ракетного топлива и прекращения процесса его горения на борту ракеты сама ракета продолжает полет к цели, но при этом дополнительного "задымления" оптической линии "наземная аппаратура управления - управляемая ракета" уже не происходит и ракета сохраняет управляемость с наземной аппаратурой управления на большую дальность по сравнению с тем, если бы реактивный двигатель работал. При этом снижение средней скорости управляемой ракеты на начальном и среднем участках полета не происходит. Незначительное снижение скорости полета ракеты на конечном участке ранее допустимой дальности стрельбы (из-за прекращения работы реактивного двигателя) выливается в увеличение времени полета на эту дальность на одну-полторы секунды, что незначительно увеличивает время полета ракеты на данную дальность, но при этом возрастает возможная дальность "управляемой стрельбы", что повышает боевые возможности ракетного комплекса. Следует отметить, что при определении контрольного (допустимого) уровня оптической проводимости для закладки его в пороговый элемент необходимо учитывать и импульс последействия реактивного двигателя после начала прекращения процесса горения ракетного топлива, так как во время процесса прекращения горения ракетного заряда еще продолжает выделяться дым и соответственно увеличение дымовых помех. Рассчитать возможное выделение дыма во время импульса последствия можно по теории горения ракетного топлива и реактивных двигателей, но всего надежней определять его опытным путем, так как на процесс горения ракетного топлива, а соответственно и на процесс дымообразования, оказывает влияние большое количество различных факторов (температура, скорость истечения из сопла продуктов сгорания и т.д.), учесть которые полностью практически невозможно.

Выше описана работа ракетного комплекса, когда идет текущая фиксация оптической проводимости линии "наземная аппаратура управления - управляемая ракета" фиксатором оптической проводимости, выполненным в виде фотодиода с пороговым элементом непосредственно во время полета управляемой ракеты, но определить оптическую проводимость во время полета при наличии в комплексе вычислительного устройства, установленного в наземной аппаратуре управления и позволяющего по заложенной в него программе расчет оптической проводимости во время полета управляемой ракеты и определяющего (фиксирующего), на каком-то расстоянии от наземной аппаратуры управления необходимо прерывать процесс горения реактивного топлива, чтобы дымовые помехи не препятствовали управлению на конечном участке полета ракеты. При этом в вычислительное устройство вручную или же автоматически (с датчиков, установленных в наземной аппаратуре управления) вводят данные об атмосферных условиях (температуре, скорости, направлении ветра, давлении) и характеристики топлива (для твердотопливных зарядов - свойство партии зарядов: медленно, средне и быстрогорящих и другие необходимые параметры). Команда на срабатывание системы прекращения процесса горения топлива с фиксатора оптической проводимости, выполненного в виде вычислительного устройства, подается на ракету по командной линии управления либо вводится в аппаратуру управления ракетой непосредственно перед выстрелом. При этом контрольная (допустимая) оптическая проводимость пересчитывается вычислительным устройством либо в расстояние, по пролету которого необходимо прекратить процесс горения ракетного топлива на борту снаряда (при наличии в ракетном комплексе дальномера или устройства, фиксирующего расстояние, пройденной ракетой), либо во время полета с момента старта. В случае пересчета контрольной оптической проводимости во время фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом выполняется в виде временного элемента задержки, который может быть выполнен, например, в виде часового (таймерного) механизма задержки, как механического, так и электронного, а также в виде пиротехнического.

Предложенные способ и конструкция позволяет повысить эффективность боевого применения ракетного комплекса за счет увеличения управляемой дальности стрельбы путем снижения влияния дымовых помех на систему управления на конечном участке полета управляемой ракеты.

Источники информации.

1. Латухин А.Н. Противотанковое вооружение. М.: Воениздат, 1974 г, стр. 211-215.

2. Журнал "Зарубежное военное обозрение", 1975, N3, стр. 46.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к способам стрельбы управляемой ракетой с элементами оптической связи с наземной аппаратурой управления, а также к ракетным комплексам, предназначенным для реализации данных способов. Техническим результатом является повышение эффективности за счет увеличения управляемой дальности стрельбы путем повышения надежности оптической связи управляемой ракеты с наземной аппаратурой управления на конечном участке полета. Поставленная задача решается тем, что во время полета управляемой ракеты при достижении контрольного уровня оптической проводимости оптической линии связи "наземная аппаратура управления - управляемая ракета" прерывают процесс горения ракетного топлива на борту ракеты, при этом контрольный уровень оптической проводимости во время полета ракеты может пересчитываться в контрольное время. Ракетный комплекс снабжен фиксатором оптической проводимости с пороговым элементом, а на управляемой ракете установлена система прерывания процесса горения ракетного топлива, при этом пороговый элемент фиксатора оптической проводимости взаимодействует с системой прерывания процесса горения. Фиксатор оптической проводимости, при выполнении элемента оптической связи в наземной аппаратуре управления в виде лазерного излучателя, может быть расположен на управляемой ракете и выполнен в виде фотодиода, на выходе которого установлен пороговый элемент. Система прерывания процесса горения ракетного топлива выполнена в виде баллона с охлаждающим веществом, соединенного трубопроводом с камерой сгорания реактивного двигателя, и устройства включения, при этом пороговый элемент взаимодействует с устройством включения системы прерывания процесса горения. Фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом может быть выполнен в виде временного элемента задержки. 2 с. и 3 з.п.ф-лы, 3 ил.

1. Способ стрельбы управляемой ракетой с элементами оптической связи с наземной аппаратурой управления, включающий операции запуска ракеты и управления ею во время полета с наземной аппаратуры управления, отличающийся тем, что в нем во время полета управляемой ракеты по достижении контрольного уровня оптической проводимости оптической линии связи "наземная аппаратура управления - управляемая ракета" прерывают процесс горения ракетного топлива на борту ракеты. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в нем контрольный уровень оптической проводимости во время полета управляемой ракеты пересчитывают в контрольное время. 3. Ракетный комплекс, включающий управляемую ракету с элементом оптической связи с наземной аппаратурой управления, отличающийся тем, что ракетный комплекс снабжен фиксатором оптической проводимости с пороговым элементом, а на управляемой ракете установлена система прерывания процесса горения ракетного топлива, при этом пороговый элемент фиксатора оптической проводимости взаимодействует с системой прерывания процесса горения. 4. Комплекс по п.3, отличающийся тем, что фиксатор оптической проводимости при выполнении элемента оптической связи в наземной аппаратуре управления в виде лазерного излучения расположен на управляемой ракете и выполнен в виде фотодиода, на выходе которого установлен пороговый элемент, а система прерывания процесса горения ракетного топлива выполнена в виде баллона с охлаждающим веществом, соединенного трубопроводом с камерой сгорания реактивного двигателя, и устройства включения, при этом пороговый элемент взаимодействует с устройством включения системы прерывания процесса горения. 5. Комплекс по п.3, отличающийся тем, что фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом выполнен в виде временного элемента задержки.