СПОСОБ ЗАПУСКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ОПТИЧЕСКИМ ТЕЛЕНАВЕДЕНИЕМ Российский патент 2002 года по МПК F42B15/01 

Описание патента на изобретение RU2193154C2

Настоящее изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при запуске управляемыми ракетами.

Известен способ запуска управления ракетой [1], состоящий из пусковой установки, управляемой ракеты, наземной аппаратуры управления, радиолинии передачи команд. Под действием команды траектория ракеты искривляется и на момент захвата наземной аппаратурой управления, получаем необходимый угол пеленга (угол между продольной осью ракеты и направлением линии визирования на ракету), обеспечивающий сопровождение и управление ее наземной аппаратурой управления.

Недостатком такого способа запуска является то, что при старте ракеты и до захвата наземной аппаратурой управления образуется дымовой шлейф от двигателя, который приводит к нарушению процесса сопровождения за целью, а иногда к полному срыву сопровождения, а значит к невыполнению задачи.

За наиболее близкий аналог (прототип) предлагаемого изобретения принят способ запуска управляемой ракеты с включением стартового двигателя на траектории с задержкой относительно момента старта при катапультировании [2].

Недостатком такого способа запуска является наличие времени задержки что, вызывает разброс углового положения ракет к моменту включения двигателя, который является доминирующим фактором, влияющим на рассеивание ракет к концу неуправляемого участка.

Разброс углового положения возникает в основном в вертикальной плоскости за счет возмущающих факторов при катапультировании вверх из-за несиметрии и нестабильности подбрасывания, геометрической и весовой несиметрии планера, разброса по времени срабатывания временного механизма и т.д.

Задачей данного предлагаемого изобретения является устранение задымления оптических линий связи: наземная аппаратура - цель; наземная аппаратура - ракета.

Для достижения этой задачи в способе запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением, основанном на формировании траектории предварительным стартом с введением задержки на запуск основного двигателя, ракету запускают под углом к горизонту, значение которого определяют соотношением:

где θo - угол пусковой к горизонту;
εл - угол линии визирования;
h1 - параллакс на момент включения двигателя;
g - ускорение силы тяжести;
V0 - начальная скорость,
вводят паузу на включение основного двигателя с задержкой, определяемой соотношением:

на активном участке программными командами управления сближают ракету с линией визирования, чтобы обеспечить превышение траектории над линией визирования несколько больше радиуса дымового шлейфа, выводят ракету на линию визирования и продолжают оптическое наведение до поражения цели.

Предлагаемый способ запуска управляемой ракеты позволяет весь дым от стартового двигателя расположить выше линии визирования, чем обеспечив видимость цели оператором и уверенное функционирование оптической линии связи наземная аппаратура - ракета.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежом, на котором показана схема способа запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением.

На участке I. I - пусковая установка; 2 - предстартовый двигатель; 3 - управляемая ракета; 4 - факел двигателя; 5 - продольная ось ракеты; 6 - направление наземной аппаратуры управления - ракеты; 7 - линия визирования цели; θo - угол пусковой установки к горизонту; εл - угол линии визирования; εп - угол пеленга; h1- параллакс на момент включения основного двигателя; d - диаметр факела; V0 - начальная скорость.

В пусковом контейнере (1) посредством предстартового двигателя (2) ракете (3) сообщают начальную скорость V0 под углом θo к горизонту (участок I).

После отработки предстартового двигателя (2) (соизмеримым со временем движения ракеты в контейнере) происходит полет ракеты с открытым оперением без работающего двигателя по баллистической кривой (участок II). В конце (участка II) отделяется предстартовый двигатель (2).

Через время τ3 включается стартовый двигатель (участок III). Время включения стартового двигателя определяется по следующему соотношению:
.

Параллакс h1 между линией визирования и ракетой в момент включения двигателя (приблизительно равен 2d; d - диаметр факела (4) двигателя в конце струи) и обеспечивает необходимый угол пеленга εп(угол между продольной осью ракеты (5) и направлением наземной аппаратуры управления - ракета (6).

На последующем участке траектории производится разгон ракеты до максимальной скорости (участок IV).

На активном участке программными командами управления сближают ракету с линией визирования (7), чтобы обеспечить превышение траектории над линией визирования, несколько больше радиуса дымового шлейфа.

После окончания работы двигателя и его отделения происходит вывод ракеты на линию визирования и наведение на цель (участок V).

Такой способ запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением увеличивает вероятность функционирования оптического комплекса в условиях дымовых помех.

Источники информации
1. Зенитные ракетные комплексы ПВО сухопутных войск. Техника и вооружение, май-июнь, 1999, М., стр.66.

2. Зенитные ракетные комплексы ПВО сухопутных войск. Техника и вооружение, май-июнь, 1999, М., стр.51.

Похожие патенты RU2193154C2

название год авторы номер документа
СПОСОБ ЗАПУСКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ОПТИЧЕСКИМ ТЕЛЕНАВЕДЕНИЕМ И РАКЕТА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2001
  • Шипунов А.Г.
  • Кузнецов В.М.
  • Комиссаренко А.И.
  • Родин Л.А.
RU2197710C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ 2004
  • Петрушин В.В.
  • Морозов В.И.
  • Кузнецов В.М.
RU2263874C1
СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ТЕЛЕУПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2000
  • Петрушин В.В.
  • Манохин Н.А.
  • Образумов В.И.
RU2192605C2
СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОГО СНАРЯДА И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2000
  • Заславский А.А.
  • Захаров Л.Г.
  • Гусев А.В.
  • Фимушкин В.С.
RU2179296C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ 2001
  • Петрушин В.В.
  • Комиссаренко А.И.
  • Кузнецов В.М.
RU2205360C2
СПОСОБ ЗАПУСКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ И УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ 2003
  • Шипунов А.Г.
  • Кузнецов В.М.
  • Жуков В.П.
  • Алексеев А.Н.
RU2235283C1
СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ТЕЛЕУПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ 2002
  • Петрушин В.В.
  • Морозов В.И.
  • Слугин В.Г.
  • Копцов А.П.
RU2234041C2
СПОСОБ КОМАНДНОГО ТЕЛЕУПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ 2000
  • Образумов В.И.
  • Слугин В.Г.
  • Марков А.Н.
  • Петрушин В.В.
RU2188381C2
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТОЙ И УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 1997
  • Кузнецов Ю.М.
  • Красеньков В.Н.
  • Орлов В.В.
  • Телышева Е.А.
  • Чубунов В.А.
RU2117908C1
СПОСОБ КОМБИНИРОВАННОГО НАВЕДЕНИЯ МАЛОГАБАРИТНОЙ РАКЕТЫ С ОТДЕЛЯЕМОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2014
  • Рындин Максим Владимирович
  • Недосекин Игорь Алексеевич
  • Минаков Владимир Михайлович
  • Леонова Елена Львовна
  • Гранкин Алексей Николаевич
RU2569046C1

Реферат патента 2002 года СПОСОБ ЗАПУСКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ОПТИЧЕСКИМ ТЕЛЕНАВЕДЕНИЕМ

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при запуске управляемых ракет. Технический результат - повышение надежности управления ракетой. В способе запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением, основанном на формировании траектории предварительным стартом с введением задержки на запуск основного двигателя, ракету запускают под углом к горизонту, значение которого вычисляют по первому математическому выражению, вводят паузу на включение основного двигателя с задержкой, вычисляемой по второму математическому выражению. На активном участке программными командами управления сближают ракету с линией визирования, чтобы обеспечить превышение траектории над линией визирования несколько больше радиуса дымового шлейфа, выводят ракету на линию визирования и продолжают оптическое наведение до поражения цели. Положительный эффект обеспечивается видимостью цели оператором и уверенное функционирование оптической линии связи наземной аппаратуры ракеты. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 193 154 C2

Способ запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением, основанный на формировании траектории предварительным стартом с введением задержки на запуск основного двигателя разгона, отличающийся тем, что ракету запускают под углом к горизонту, значение которого определяют соотношением

где θo - угол пусковой к горизонту;
εл - угол линии визирования;
h1 - параллакс на момент включения основного двигателя;
g - ускорение силы тяжести;
V0 - начальная скорость,
вводят паузу на включение основного двигателя с задержкой, которую определяют соотношением

на активном участке программными командами управления сближают ракету с линией визирования, выводят ракету на линию визирования и наводят на цель.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2002 года RU2193154C2

Зенитные ракетные комплексы ПВО сухопутных войск
Техника и вооружение
Металлический водоудерживающий щит висячей системы 1922
  • Гебель В.Г.
SU1999A1
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТОЙ И РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 1997
  • Копылов Ю.Д.
  • Парфенов П.П.
  • Красеньков В.Н.
  • Стародубова Н.С.
  • Лагутичев С.Г.
RU2124177C1
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ СНАРЯДОМ И СТРЕЛЯЮЩИЙ КОМПЛЕКС 1999
  • Кузнецов Ю.М.
  • Копылов Ю.Д.
  • Красеньков В.Н.
RU2148779C1
Катушка для кольца магнитной ленты 1972
  • Васильев Петр Егорович
  • Крипаитис Валентин Александрович
  • Навицкас Альгирдас Ионо
SU437126A1
US 5041742, 27.08.1991.

RU 2 193 154 C2

Авторы

Шипунов А.Г.

Кузнецов В.М.

Комиссаренко А.И.

Даты

2002-11-20Публикация

2000-11-27Подача