СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ КОМАНД УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ И РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 2005 года по МПК F42B15/01 

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, где в качестве носителя применяются летательные аппараты, а также при разработке комплексов с носителями на земле, в которых применяются, например, лучевые системы теленаведения.

В ракетных комплексах управляемого вооружения большое значение имеют вопросы взаимной стыковки между различными подсистемами и ее изделиями. От степени правильности согласования их как по конструктивным, так и по электрическим параметрам и их взаимосвязям зависит в большой степени тактико-технические характеристики комплекса в целом.

Известны способ формирования команд управления ракетой и ракетный комплекс для его реализации [1]. Способ формирования команд управления заключается в том, что формируют команды управления стартом и полетом ракеты, подают их на ракету, а на ракете принимают их, преобразуют и управляют соответствующими исполнительными органами. Ракетный комплекс, содержащий ракету, в которую входят элементы электромеханической стыковки ракеты и бортовая аппаратура управления полетом (блок приема и обработки команд управления с силовым приводом), при этом элементы электромеханической стыковки ракеты связаны с системой электропитания пункта управления через устройство электромеханической стыковки пусковой установки и электромеханические цепи подготовки и пуска ракеты. Это следует из описания предстартового обслуживания ракеты [1], при котором предусматривается вывод на рабочий режим бортовых источников питания, а также подача на ракету команды на запуск двигательной установки, начальных данных, определяющих, например, режим работы бортовой аппаратуры и т.д.

Как следует из [1], при установке ракет на направляющих пусковых установок требуется одинаковая ориентация ракет для обеспечения исходной фазировки. Это затрудняет применение ракет при использовании пусковых установок, на которых ракета крепится, например, при развороте ее по углу крена на 180°, т.к. при этом не обеспечивается исходная фазировка. А доработка самих пусковых установок в части исключения разворота ракеты приводит к увеличению габаритно-массовых характеристик, лобового сопротивления и т.д.

Следовательно, недостатком известных способа формирования команд управления ракетой и ракетного комплекса, основанного на нем, является наличие лишь одного варианта подвески ракеты к пусковой установке носителя, что сужает область их применения.

Задачей настоящего изобретения (способа и устройства) является расширение области их применения за счет того, что вариантов подвески ракеты к пусковой установке может быть много, что достигается соответствующим разворотом ракеты по углу крена и изменением исходной фазировки.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе формирования команд управления ракетой, при котором с пункта управления подают сформированные команды на ракету, а на ракете принимают и вырабатывают команды управления, дополнительно на пусковой установке в соответствии с ориентацией ракеты по углу крена задают коммутацию контактов, которыми формируют двоичное число, запоминают его и с учетом значения двоичного числа формируют величину исходной фазы команд управления ракетой.

В ракетный комплекс управляемого вооружения, основанный на этом способе, включающий ракету, содержащую элементы электромеханической стыковки, блок приема и обработки команд управления и силовой привод, при этом элементы электромеханической стыковки ракеты связаны с системой электропитания пункта управления через устройство электромеханической стыковки пусковой установки и электромеханические цепи подготовки и пуска ракеты, введены в ракету формирователь сигнала записи и последовательно соединенные формирователь двоичного числа, запоминающее устройство, фазовращатель, а на пусковой установке коммутатор, который связан со входом формирователя двоичного числа через устройство электромеханической стыковки пусковой установки и элементы электромеханической стыковки ракеты, при этом второй вход запоминающего устройства подключен к выходу формирователя сигнала записи, выход блока приема и обработки команд управления соединен со вторым входом фазовращателя, выход которого подключен ко входу силового привода.

Заявленный способ реализуется следующим образом. На ракете или контейнере, в котором находится ракета, имеется стыковочный узел, ответная часть которого находится на пусковой установке. На ракете (контейнере) этот стыковочный узел расположен строго в определенном месте, а на пусковой установке может располагаться (в зависимости от конкретной конструкции пусковой установки и, например, носителя) в любом заранее разрешенном месте. При стыковке ракеты (контейнера) с пусковой установкой ракета соответственно разворачивается по углу крена, при этом для каждого стыковочного положения замыкают, либо размыкают (например механически) соответствующие контакты.

Таким образом соответствующему положению ракеты на пусковой установке, которое определяет ориентацию ракеты по углу крена, соответствует определенный порядок коммутации контактов: замкнут, разомкнут, который формирует двоичное число с логическими уровнями "0" и "1".

Это число запоминают на борту ракеты до момента старта и при формировании команд управления ракетой по курсу и тангажу выставляют исходную (начальную) фазу, соответствующую развороту ракеты по углу крена на пусковой установке.

Следовательно, ракета при выходе бортового источника на рабочий режим "сама" определяет свое положение (по углу крена) на пусковой установке и соответственно ему корректирует исходную фазу, т.е. осуществляет привязку измерительной системы координат к командной системе координат, исключая их взаимное скручивание [2].

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами (фиг.1, 2). На фиг.1 изображена электрическая структурная схема ракетного комплекса, где 1 - пункт управления, 2 - система электропитания, 3 - электрические цепи подготовки и пуска ракеты, 4 - устройство электромеханической стыковки пусковой установки, 5 - коммутатор, 6 - ракета, 7 - блок приема и обработки команд управления, 8 - формирователь двоичного числа, 9 - элементы электромеханической стыковки ракеты, 10 - фазовращатель, 11 - запоминающее устройство, 12 - формирователь сигнала записи, 13 - силовой привод.

На фиг.2 приведена электрическая схема формирователя двоичного числа 8 (пример выполнения), где R1, R2 и R3 - резисторы, VD - диод, VT - транзистор, например п-р-п проводимости, E - бортовой источник питания.

Заявленный ракетный комплекс содержит ракету 6. Элементы электромеханической стыковки ракеты 9 связаны с системой электропитания 2 пункта управления 1 через устройство электромеханической стыковки пусковой установки 4 и электрические цепи подготовки и пуска ракеты 3. На ракете 6 последовательно соединены формирователь двоичного числа 8, запоминающее устройство 11, фазовращатель 10 и силовой привод 13. Коммутатор 5 связан со входом формирователя двоичного числа 8 через устройство электромеханической стыковки пусковой установки 4 и элементы электромеханической стыковки ракеты 9. Второй вход запоминающего устройства 11 подключен к выходу формирователя сигнала записи 12. Выход блока приема и обработки команд управления 7 соединен со вторым входом фазовращателя 10.

Упрощенная электрическая схема блоков на пункте управления 1 приведена на фиг.1, при этом систему электропитания 2 можно представить в виде батареи, коммутатор 5, например, нажимной микропереключатель типа МП7Ш. Электрические цепи подготовки и пуска ракеты 3 - в упрощенном виде как ключ "К", осуществляющий запуск ракеты 6. Устройство электромеханической стыковки пусковой установки 4 и элементы электромеханической стыковки ракеты 9, например разрывной разъем. Блок формирования и обработки команд управления 7, например последовательно включенные приемник, двухканальная аппаратура разделения каналов и декодирования и автопилот (в части преобразования команд управления), приведены в [2]. Силовой привод может быть выполнен как вторая часть автопилота [2].

Фазовращатель 10 (для двух положений подвески 0° и 180°) может быть выполнен как коммутатор с переменой знака [3]. Запоминающее устройство 11 может быть выполнено как D-триггер, например, на микросхеме 564 серии, при этом вход "D" является информационным, а "С" - входом записи. Формирователь сигнала записи 12 в простейшем случае можно представить в виде дифференцирующей RC-цепочки. Формирователь двоичного числа (для двух положений подвески) приведен на фиг.2.

Заявленное устройство, приведенное на фиг.1, работает следующим образом. В исходном положении ракета 6 подвешена к ферме пусковой установки сверху, что соответствует, например, нормальной фазировке (0°) или снизу - перевернутой фазировке (180°), т.к. ракета развернута вокруг своей оси (по углу крена) на 180°. При подвеске ракеты сверху контакты в коммутаторе 5 разомкнуты, а снизу - замкнуты.

В момент включения системы электропитания 2 запитываются электрические цепи подготовки и пуска ракеты 3. При пуске ракеты оператор нажимает кнопку "К" (пуск) в блоке 3, при этом происходит подача напряжения с системы электропитания 2 пункта управления 1 через устройство электромеханической стыковки пусковой установки 4 на элементы электромеханической стыковки ракеты 9. Запускается бортовой источник питания (на фиг.1 не показан). При выходе бортового источника питания на рабочий режим вырабатывается одиночный импульс на выходе формирователя сигнала записи 12, который поступает на управляющий вход запоминающего устройства 11 и производит запись логической информации с выхода формирователя двоичного числа 8, соответствующей разомкнутым или замкнутым контактам в коммутаторе 5. Данные уровни логического напряжения на выходе запоминающего устройства 11 остаются неизменными как в предпусковой период (после выхода бортового источника питания на рабочий режим), так и на траектории полета ракеты к цели (вплоть до момента поражения).

Одновременно с запуском бортового источника питания производится раскрутка ротора гироскопа и его разарретирование (в блоке приема и обработки команд управления 7), а затем запуск двигательной установки, под действием которой ракета 6 сходит с пусковой установки. В процессе полета ракеты на нее поступают команды управления с прибора наведения, расположенного на пункте управления 1 (на фиг.1 он не приведен). На выходе блока приема и обработки команд управления 7 формируются команды по курсу Z и тангажу У, которые поступают на второй вход фазовращателя 10.

Под действием напряжения, соответствующего, например, логической единице, происходит инверсия сигналов в фазовращателе 10, поступающих с выхода блока приема и обработки команд управления 7. С выхода фазовращателя 10 команды поступают на силовой привод 13 и обрабатываются им.

Таким образом, независимо от места нахождения ракеты на пусковой установке (сверху или снизу направляющей) соблюдается фазировка сигналов управления, соответствующая положению каждой ракеты в пространстве (нормальному или развернутому вокруг своей оси на 180°).

Помимо установки ракет сверху или снизу направляющей возможно дополнительно устанавливать ракеты, например, слева или справа относительно вертикальной стойки и т.д., при этом соответственно увеличивается количество связей ракеты с пунктом управления.

Следовательно, в способе формирования команд управления ракетой за счет того, что на пусковой установке в соответствии с ориентацией ракеты по углу крена задают коммутацию контактов, которыми формируют двоичное число, запоминают его и с учетом значений двоичного числа формируют величину исходной фазы команд управления ракетой, расширена область применения за счет установки ракет на различные носители, при вариации вариантов подвесок ракет к пусковой установке.

Введение в ракетный комплекс на ракете формирователя сигнала записи и последовательно соединенных формирователя двоичного числа, запоминающего устройства, фазовращателя, а на пусковой установке коммутатора, который связан со входом формирователя двоичного числа через устройство электромеханической стыковки пусковой установки и элементы электромеханической стыковки ракеты, при этом второй вход запоминающего устройства подключен к выходу формирователя импульса записи, выход блока приема и обработки команд управления соединен со вторым входом фазовращателя, выход которого подключен ко входу силового привода, расширило область применения за счет вариации подвесок ракет к пусковой установке, достигаемое соответствующим разворотом ракеты по углу крена на пусковой установке при изменении исходной фазировки.

Источники информации

1. В.П.Демидов, Н.Ш.Кутыев "Управление зенитными ракетами". - М.: Военное издательство, 1989, стр.6-9.

2. "Основы радиоуправления". Под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н. М.: "Советское радио", 1973, стр.30, 31, 49, 50, 64, 247.

3. У.Титце, К.Шенк "Полупроводниковая схемотехника". М.: Мир, 1982, стр.282, рис.17.14.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, где в качестве носителя применяются летательные аппараты, а также при разработке комплексов с носителями на земле, в которых применяются, например, лучевые системы теленаведения. Технический результат - расширение области применения. Предложен способ формирования команд управления ракетой, при котором с пункта управления подают сформированные команды на ракету, а на ракете принимают и вырабатывают команды управления. Дополнительно на пусковой установке в соответствии с ориентацией ракеты по углу крена задают коммутацию контактов, которыми формируют двоичное число, запоминают его и с учетом значения двоичного числа формируют величину исходной фазы команд управления ракетой, который расширит область применения за счет установки ракет на различные носители при вариации вариантов подвесок ракет к пусковой установке. Описан ракетный комплекс, содержащий ракету, в которую входят элементы электромеханической стыковки ракеты, блок приема и обработки команд управления и силовой привод. При этом элементы электромеханической стыковки ракеты связаны с системой электропитания пункта управления через устройство электромеханической стыковки пусковой установки и электромеханические цепи подготовки и пуска ракеты. Введение в ракетный комплекс на ракете формирователя сигнала записи и последовательно соединенных формирователя двоичного числа, запоминающего устройства, фазовращателя, а на пусковой установке коммутатора, который связан со входом формирователя двоичного числа через устройство электромеханической стыковки пусковой установки и элементы электромеханической стыковки ракеты, расширило область применения за счет вариации подвесок ракет к пусковой установке, достигаемое соответствующим разворотом ракеты по углу крена на пусковой установке при изменении исходной фазировки. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ формирования команд управления ракетой, при котором с пункта управления подают сформированные команды на ракету, а на ракете принимают и вырабатывают команды управления, отличающийся тем, что на пусковой установке в соответствии с ориентацией ракеты по углу крена задают коммутацию контактов, которыми формируют двоичное число, запоминают его и с учетом значения двоичного числа формируют величину исходной фазы команд управления ракетой.2. Ракетный комплекс, включающий ракету, содержащую элементы электромеханической стыковки ракеты, блок приема и обработки команд управления и силовой привод, при этом элементы электромеханической стыковки ракеты связаны с системой электропитания пункта управления через устройство электромеханической стыковки пусковой установки и электромеханические цепи подготовки и пуска ракеты, отличающийся тем, что в ракету введены формирователь сигнала записи и последовательно соединенные формирователь двоичного числа, запоминающее устройство, фазовращатель, а на пусковой установке коммутатор, который связан со входом формирователя двоичного числа через устройство электромеханической стыковки пусковой установки и элементы электромеханической стыковки ракеты, при этом второй вход запоминающего устройства подключен к выходу формирователя сигнала записи, выход блока приема и обработки команд управления соединен со вторым входом фазовращателя, выход которого подключен ко входу силового привода.