СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ С ОТДЕЛЯЕМЫМ КОРРЕКТИРУЕМЫМ БОЕВЫМ МОДУЛЕМ Российский патент 2005 года по МПК F41G7/22 

Описание патента на изобретение RU2254543C1

Изобретение относится к системам высокоточного вооружения, в частности к системам наведения (СН) тактических баллистических ракет, предназначенных для поражения оборонительных сооружений, огневых средств, зданий и сооружений промышленных объектов.

Известен (1) способ комбинированного управления летательным аппаратом (ЛА), включающий запуск ЛА из пускового устройства под углом θ0 к горизонту с начальной скоростью ν0, полет ЛА по баллистической траектории и инерциальное наведение ЛА с программным углом наклона продольной оси ЛА к горизонту, при котором траектория движения ЛА приближается к опорной траектории с наименьшими высотами полета, и самонаведение на цель на конечном участке полета с помощью аэродинамических устройств. Недостатком этого способа, выбранного в качестве прототипа, является то, что он позволяет уменьшить промах только в продольной плоскости, при этом вносятся ошибки, связанные с измерениями углов, и методические ошибки, обусловленные приближенностью вычисления программного значения, что уменьшает вероятность попадания ЛА в область начальных промахов, выбираемых на участке самонаведения. Известны (2) способы поражения целей с использованием боевых блоков с головками самонаведения, отделяемых от реактивных снарядов при сближении с целью. Недостатком этих способов является малая точность наведения при стрельбе по удаленным и одиночным целям.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение точности наведения на цель тактических баллистических ракет. Технический результат достигается за счет того, что при способе наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем (КБМ), включающем пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения, траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции, при этом перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, после пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции (ИДК) для уменьшения промаха до минимального значения, перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости самонаведения, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер, причем при промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной.

На чертеже приведена иллюстрация траектории полета ракеты и КБМ, реализуемого по предлагаемому способу наведения. Перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, в момент пуска включают программу расчета кинематических параметров движения ракеты. На первом после пуска участке (0-1) работает маршевый двигатель, на следующем, баллистическом, участке (1-2) после прохождения вершины траектории отделяют КБМ, на участке промежуточной коррекции (2-3) определяют величину и фазу накопившегося промаха и производят путем запуска ИДК ряд коррекций траектории КБМ для снижения прогнозируемого промаха до величины, допустимой для участка самонаведения, затем на участке (3-4) производят торможение КБМ до величин линейной и угловой скорости движения КБМ, допустимых для начала участка лазерного самонаведения, инициируемого по команде, передаваемой в момент вхождения КБМ в зону захвата цели по радиоканалу с бортового передатчика на связную радиостанцию для перевода в режим подсвета цели портативного целеуказателя-дальномера.

В определенный по программе бортовой ЭВМ момент времени включается бортовой лазерный индикатор-координатор (ЛИК) в режим приема отраженного лазерного сигнала.

Коррекция траектории КБМ при лазерном полуактивном самонаведении производится так же, как на участке промежуточной коррекции, с помощью выбора ближайшего по фазе ИДК и выбора оптимального момента его запуска для устранения промаха, определяемого с помощью ЛИК.

Использование ИДК на участке промежуточной коррекции траектории КБМ дает возможность обеспечить предельный промах величиной менее 400 м, а использование ИДК на участке самонаведения дает возможность обеспечить конечный промах не более 40 м за время менее 3,0 секунд с использованием нескольких коррекций даже при условиях низкой облачности.

Описанная выше реализация предлагаемого в изобретении способа наведения обеспечивает повышение точности наведения более чем в 100 раз по сравнению со штатной неуправляемой баллистической ракетой за счет удержания к началу участка самонаведения величины прогнозируемого промаха ниже допустимого порога, величины линейной и угловой скорости в допустимых для эффективного самонаведения пределах и выбора оптимального момента начала самонаведения с учетом оставшегося времени полета.

Источники информации

1 RU 2124688 с1, 25.11.1997.

2 Военный парад, 2003 г., №4, с.60-62.

Похожие патенты RU2254543C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТОЙ 2013
  • Гусев Андрей Викторович
  • Образумов Владимир Иванович
  • Подчуфаров Юрий Борисович
  • Овсенев Сергей Сергеевич
  • Селькин Владислав Владимирович
  • Ларин Дмитрий Викторович
  • Кушников Дмитрий Вячеславович
  • Земцов Роман Николаевич
  • Ларин Андрей Викторович
RU2538509C1
СИСТЕМА ПРИЦЕЛИВАНИЯ ОРУЖИЯ 2021
  • Малов Юрий Иванович
RU2784528C1
СПОСОБ ДОСТАВКИ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ НА ВОЗДУШНЫЙ ОБЪЕКТ 2022
  • Бобков Сергей Алексеевич
  • Мужичек Сергей Михайлович
  • Корзун Михаил Анатольевич
  • Павлов Владимир Иванович
  • Скрынников Андрей Александрович
  • Борисова Татьяна Михайловна
RU2784492C1
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМЫМ СНАРЯДОМ С ЛАЗЕРНОЙ ПОЛУАКТИВНОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ ПО ДВИЖУЩЕЙСЯ ЦЕЛИ (ВАРИАНТЫ) 2007
  • Бабичев Виктор Ильич
  • Рабинович Владимир Исаакович
  • Ларин Андрей Викторович
  • Ларин Дмитрий Викторович
  • Шамин Михаил Степанович
RU2347999C2
СПОСОБ ВЫВОДА ДАЛЬНОБОЙНОЙ РАКЕТЫ В ЗОНУ ЗАХВАТА ЦЕЛИ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДАЛЬНОБОЙНОЙ РАКЕТЫ 2015
  • Гусев Андрей Викторович
  • Фимушкин Валерий Сергеевич
  • Недосекин Игорь Алексеевич
  • Минаков Владимир Михайлович
  • Гранкин Алексей Николаевич
RU2583347C1
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТОЙ 2013
  • Гусев Андрей Викторович
  • Образумов Владимир Иванович
  • Овсенев Сергей Сергеевич
  • Подчуфаров Юрий Борисович
  • Захаров Олег Владимирович
RU2529828C1
СПОСОБ ПОРАЖЕНИЯ ПОДВИЖНОЙ ЦЕЛИ УПРАВЛЯЕМЫМ СНАРЯДОМ С АКТИВНОЙ СИСТЕМОЙ НАВЕДЕНИЯ И ДОРАЗГОННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ 1999
  • Ефремов Г.А.
  • Мельников В.Ю.
  • Раскин В.Х.
  • Царев В.П.
RU2151370C1
СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ ИЗОБРАЖЕНИЯ ЦЕЛИ ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПРИМЕНЕНИЯ ТАКТИЧЕСКИХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ С ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ 2021
  • Каплин Александр Юрьевич
  • Степанов Михаил Георгиевич
RU2776005C1
СПОСОБ ВЫВОДА РАКЕТЫ В ЗОНУ ЗАХВАТА ЦЕЛИ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) 2013
  • Гусев Андрей Викторович
  • Морозов Владимир Иванович
  • Недосекин Игорь Алексеевич
  • Минаков Владимир Михайлович
  • Леонова Елена Львовна
  • Гранкин Алексей Николаевич
RU2542691C1
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМЫМ СНАРЯДОМ С ЛАЗЕРНОЙ ПОЛУАКТИВНОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) 2005
  • Бабичев Виктор Ильич
  • Рабинович Владимир Исаакович
  • Подчуфаров Юрий Борисович
  • Ларин Андрей Викторович
  • Ларин Дмитрий Викторович
RU2291371C1

Реферат патента 2005 года СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ С ОТДЕЛЯЕМЫМ КОРРЕКТИРУЕМЫМ БОЕВЫМ МОДУЛЕМ

Изобретение относится к системам высокоточного вооружения, в частности к системам наведения тактических баллистических ракет. Способ наведения баллистической ракеты с корректируемым боевым модулем (КБМ) включает пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения. Траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции. Перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ. После пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции для уменьшения промаха до минимального значения. Перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер. При промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной. Реализация изобретения позволяет повысить точность наведения. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 254 543 C1

Способ наведения баллистической ракеты с корректируемым боевым модулем (КБМ), включающий пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения, отличающийся тем, что траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции, при этом перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, после пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции для уменьшения промаха до минимального значения, перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер, причем при промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2005 года RU2254543C1

СПОСОБ КОМБИНИРОВАННОГО УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ 1997
  • Тихонов В.П.
  • Бабичев В.И.
  • Журавлев С.Д.
  • Гудков Н.В.
  • Лагун В.В.
RU2124688C1
РАКЕТА С ОТДЕЛЯЮЩИМСЯ БОЕВЫМ МОДУЛЕМ 2001
  • Макаровец Н.А.
  • Денежкин Г.А.
  • Семилет В.В.
  • Калюжный Г.В.
  • Сидоров Е.В.
  • Обозов Л.И.
  • Захаров О.Л.
  • Аляжединов В.Р.
  • Романовцев Б.М.
RU2202098C1
КАССЕТНАЯ ГОЛОВНАЯ ЧАСТЬ ВРАЩАЮЩЕГОСЯ РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА 1995
  • Денежкин Г.А.
  • Макаровец Н.А.
  • Калюжный Г.В.
  • Поляков В.И.
  • Петров В.Л.
  • Семилет В.В.
  • Гущин В.А.
RU2076302C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ СНАРЯДОМ 1992
  • Архангельский И.И.
  • Болотов Е.Г.
  • Гронский Ю.А.
  • Грушин П.Д.
  • Иофинов Е.С.
  • Калошин Ю.Г.
  • Мизрохи В.Я.
  • Светлов В.Г.
RU2021577C1
СПОСОБ НЕПРЕРЫВНОГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ МЕТАЛЛИЧЕСКИХ ТРУБ С ПОЛИМЕРНЫМ ПОКРЫТИЕМ 1997
  • Убейволк В.И.
  • Рыжов Н.И.
RU2126322C1
US 4898341 A, 06.02.1990
US 3946672 А, 30.03.1976
DE 3928965 A1, 14.03.1991
DE 3522154 А1, 02.01.1987
"Военный парад", 2003 г., №4, с.60-62.

RU 2 254 543 C1

Авторы

Вишневский В.С.

Кукушкин В.Н.

Суворов Ю.А.

Бельченко Э.Г.

Гутор В.К.

Королев О.В.

Мерзляков Г.В.

Даты

2005-06-20Публикация

2004-06-21Подача