СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ Российский патент 2002 года по МПК F42B15/01 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к способам управления ракетой при возникновении аварийной ситуации в полете с целью повышения безопасности объектов на земле, расположенных в зоне возможного падения аварийной ракеты или ее фрагментов.

Известен способ управления ракетой в полете, заключающийся в том, что в случае достижения контролируемыми параметрами аварийных значений или возникновения на ракете невзрывной аварийной ситуации, производят аварийное выключение двигателей (АВД) или аварийный подрыв ракеты (АПР) (см., например, РКТ, N22, 1967 г., стр. 12 и 13. О службе обеспечения безопасности Восточного полигона США, производящей аварийное выключение двигателей в полете или подрыв ракеты при возникновении на ракете аварийной ситуации. РКТ N39, 1966 г. , стр. 1 и РКТ N46, 1966 г., стр. 1. О подрыве аварийных ракет "Минитмен" системой самоликвидации или по команде с Земли).

Недостатком известного способа управления ракетой в аварийной ситуации является опасность нанесения дополнительного ущерба аварийной ракетой наземным объектам. Так как при аварийном отказе на ракете при ее нахождении в "Критической точке" траектории, т.е. в точке при прекращении полета в которой по команде "АВД" или "АПР" аварийная ракета или ее фрагменты могут упасть в "опасную зону" (например, населенный пункт, военно-промышленный объект, зарубежная территория или другой объект, вероятность падения в который должна быть уменьшена).

Задачей данного изобретения является создание способа управления ракетой, при котором устраняются или по крайней мере уменьшаются недостатки известного способа, т.е. появляется возможность достижения положительного технического и экономического результата за счет исключения или сокращения дополнительных материально-экономических потерь или жертв при возникновении на ракете в полете аварийной ситуации.

Решение задачи достигается тем, что в способе управления ракетной системой управления с бортовым вычислительным комплексом, при котором в случае достижения контролируемыми параметрами ракеты аварийных значений или при возникновении на ракете аварийной ситуации производят аварийное выключение двигателей ракеты или аварийный подрыв ракеты, в бортовой вычислительный комплекс системы управления ракетой заранее вводят значения функционалов скорости или временных меток критических точек на траектории полета ракеты, при аварии в которых системой управления блокируют исполнение аварийной циклограммы на время, необходимое для увода предполагаемой точки падения ракеты за опасную зону, после чего с помощью аварийной циклограммы производят аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты.

Т. е. при получении системой управления аварийного сигнала в момент нахождения аварийной ракеты в "критической точке" траектории система управления ракетой вводит задержку исполнения команды "АВД" или "АПР" на время, необходимое для увода точки падения аварийной ракеты из "опасной зоны".

Предлагаемый способ может быть организован следующим образом. В бортовой вычислительный комплекс системы управления ракетой заранее вводят значения функционалов скорости или временных меток "критических точек" траектории. Система управления при аварийном отказе на ракете блокирует исполнение аварийной программы на время, необходимое для пролета аварийной ракетой "опасной зоны". Т.е. выполняет задержку исполнения команды "АВД" или "АПР" на время, необходимое для увода точки падения аварийной ракеты или ее фрагментов из "опасной зоны", а аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты производят после выхода из "опасной зоны".

Реализация предлагаемого способа управления возможна, так как после возникновения невзрывной аварийной ситуации (АС) в большинстве аварийных ситуаций (более 90% всех АС) ракета продолжает набор скорости в течение времени даже до десятков секунд. Естественно, при взрывном характере отказа, который по имеющейся статистике составляет менее 10% всех аварий ракет, реализация предлагаемого изобретения по повышению безопасности неприемлема.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к способам управления ракетой при возникновении аварийной ситуации в полете с целью повышения безопасности объектов на земле, расположенных в зоне возможного падения аварийной ракеты или ее фрагментов. Техническим и экономическим результатом данного изобретения является исключение или сокращение дополнительных материально-экономических потерь или жертв при возникновении на ракете в полете аварийной ситуации. Способ управления ракетой заключается в том, что в случае достижения контролируемыми параметрами ракеты аварийных значений или при возникновении на ракете аварийной ситуации производят аварийный подрыв ракеты или аварийное выключение двигателей ракеты. При этом в бортовой вычислительный комплекс системы управления ракетой заранее вводят значения функционалов скорости или "временных меток" "критических точек" траектории, при аварии в которых системой управления блокируют исполнение аварийной циклограммы на время, необходимое для увода точки падения аварийной ракеты за "опасную зону", после чего производят аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты.

Способ управления ракетой, системой управления с бортовым вычислительным комплексом, при котором в случае достижения контролируемыми параметрами ракеты аварийных значений или при возникновении на ракете аварийной ситуации производят аварийное выключение двигателей ракеты или аварийный подрыв ракеты, отличающийся тем, что в бортовой вычислительный комплекс системы управления ракетой заранее вводят значения функционалов скорости или временных меток критических точек на траектории полета ракеты, при аварии в которых системой управления блокируют исполнение аварийной циклограммы на время, необходимое для увода предполагаемой точки падения ракеты за опасную зону, после чего с помощью аварийной циклограммы производят аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты.