Зенитная управляемая ракета 9М100 Российский патент 2021 года по МПК F42B15/00 

Описание патента на изобретение RU2762168C1

Область техники, к которой относится изобретение.

Изобретение относится к области военной техники, а именно к управляемым снарядам и ракетам, и может быть использовано при разработке управляемых снарядов и ракет.

Уровень техники.

Известно изобретение «Вращающаяся ракета» (патент GB №1188651, F42B 15/00, приоритет от 1970), имеющая крылья, боевую часть с взрывателем, аппаратуру управления с гироскопом и источник электропитания. Назначение гироскопа состоит в создании на ракете опорной системы отсчета (системы координат), относительно которой можно было бы измерять параметры ее движения, в частности угловую скорость вращения. Но наличие на ракете механического гироскопа, конструктивно сложного механизма, требующего значительного времени для приведения в рабочее состояние (раскрутку ротора), является ее недостатком.

Эта ракета с разной степенью раскрытия описана в:

- «Проектирование ЗУР» - М.: МАИ, 1999, с. 20;

- изобретение «Управляемый снаряд», патент RU 2114383 C1, F42B 15/00, дата публикации: 27.06.1998;

- изобретение «Управляемый снаряд», патент RU 2066832, F42B 15/00, дата публикации: 20.09.1996;

- изобретение «Guided projectile with power and control mechanism», патент US 7431237 B1, F42B 15/01, дата публикации: 02.10.2008.

В качестве прототипа изобретения может быть рассмотрено техническое решение, предложенное в изобретении «Ракета» (патент RU 2477444 C1, F42B 15/00, дата публикации 10.03.2014).

Сущность изобретения заключается в том, что в конструкцию вращающейся ракеты, содержащей крылья, боевую часть с взрывателем, аппаратуру управления, рулевые механизмы и источник электропитания введены последовательно соединенные волоконно-оптический гироскоп, выполняющий функцию углового датчика вращения ракеты по крену и интегратор, подключенный к аппаратуре управления.

Недостатками прототипа изобретения являются:

- невозможность управляемой стабилизации ракеты по всем осям, которая в прототипе осуществляется за счет вращения ракеты вокруг своей оси;

- плохая управляемость ракеты, связанная с сопротивлением вращающейся ракеты управлению положением ее оси как обычного гироскопа и прецессия оси ракеты при изменении ее положения в пространстве;

- избыточность аппаратуры управления, связанную с необходимостью формирования специальным вычислителем двух ортогональных опорных сигналов - двух периодически изменяющихся с частотой вращения ракеты опорных напряжений, сдвинутых относительно друг друга на четверть периода вращения ракеты, и последующей выработки на их основе команд управления ракетой по курсу и тангажу соответственно. Получаемые в результате сравнения управляющие сигналы логически складываются в блоке «исключающее ИЛИ», формируя сигнал управления рулевыми органами ракеты. При этом выход интегратора через дешифратор подключен к двум постоянным запоминающим устройствам (ПЗУ), в которые с требуемым уровнем дискретизации занесены значения функций, описывающих форму опорных сигналов при изменении аргумента от 0 до 2π, сдвинутых относительно друг друга на π/2. По мере увеличения показаний интегратора (цифрового сумматора), подключенный к нему дешифратор последовательно опрашивает ячейки ПЗУ, обеспечивая вывод записанных в них значений функций, описывающих с требуемой точностью форму опорных сигналов, на входы компараторов, где они сравниваются с командами управления ракетой по курсу и тангажу, поступающими, например, с бортового приемника радиокоманд ракеты;

- значительные знакопеременные нагрузки на рулевые механизмы и непрерывный расход энергии на регулярные, с частотой вращения ракеты, перекладки рулей снаряда для управления попеременно в каналах тангажа и рыскания;

- ограниченная полоса контура управления ракеты в каналах тангажа и рыскания, определяемая механической постоянной времени запаздывания перекладки рулей для управления попеременно в каналах тангажа и рыскания.

Указанные недостатки существенно снижает точность наведения ракеты, определяют невозможность достижения прямого попадания в малоразмерную цель.

Задачей предлагаемой конструкции является устранение недостатков прототипа, а именно максимальное увеличение управляемости ракеты и обеспечение, таким образом, высокой точности ее наведения, достижения возможности прямого попадания в малоразмерную цель.

Раскрытие сущности изобретения.

Сущность предлагаемого технического решения заключена в том, что для увеличения управляемости ракеты в ее конструкцию включают три волоконно-оптических гироскопа, три интегратора и трехканальную аппаратуру управления, обеспечивающую стабилизацию и управления рулевыми механизмами ракеты раздельно по трем каналам: крена, рыскания и тангажа без закрутки снаряда вокруг ее оси.

Осуществление изобретения.

Осуществление изобретения достигается исключением из состава аппаратуры управления ракетой специального вычислителя двух ортогональных опорных сигналов - двух периодически изменяющихся с частотой вращения ракеты опорных напряжений, сдвинутых относительно друг друга на четверть периода вращения ракеты и специального вычислителя выработки на их основе периодических команд управления ракетой по курсу и тангажу соответственно, и включением в состав аппаратуры управления ракетой трех волоконно-оптических гироскопов, трех интеграторов и трех каналов управления, обеспечивающих стабилизацию и управления рулевыми механизмами ракеты раздельно по трем каналам: крена, рыскания и тангажа без закрутки снаряда вокруг оси.

Положительный эффект предлагаемого технического решения заключается:

- в значительном увеличении управляемости ракеты и связанной с ней высокой точности наведения ракеты на цель;

- существенным упрощением аппаратуры управления;

- значительным снижением энергопотребления рулевыми механизмами.

Похожие патенты RU2762168C1

название год авторы номер документа
УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД 2011
  • Трифонова Анна Вячеславовна
RU2477444C1
Способ вывода вращающейся по углу крена ракеты с гироскопом направления в зону захвата цели головкой самонаведения и система для его осуществления 2017
  • Гусев Андрей Викторович
  • Морозов Владимир Иванович
  • Недосекин Игорь Алексеевич
  • Минаков Владимир Михайлович
  • Леонова Елена Львовна
  • Гранкин Алексей Николаевич
RU2659622C1
ВРАЩАЮЩАЯСЯ КРЫЛАТАЯ РАКЕТА 2014
  • Павлов Виктор Андреевич
RU2544446C1
СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛОВ УПРАВЛЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕГОСЯ ПО КРЕНУ БОЕПРИПАСА И СПОСОБ ЕГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ 2003
  • Липсман Д.Л.
  • Тонкачев В.В.
RU2235284C1
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ 2019
  • Доронин Виктор Валентинович
  • Соколовский Виктор Владимирович
  • Светлов Владимир Григорьевич
  • Самонов Виктор Алексеевич
  • Филиппов Владимир Сергеевич
  • Кириллов Иван Петрович
  • Яковлев Александр Сергеевич
RU2723772C1
УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ 2012
  • Кашин Валерий Михайлович
  • Коновалов Виктор Алексеевич
  • Питиков Сергей Викторович
  • Вуколов Александр Сергеевич
  • Васильев Георгий Владимирович
  • Лифиц Александр Львович
  • Прончев Юрий Васильевич
  • Дедешин Сергей Алексеевич
  • Грачиков Дмитрий Викторович
  • Рулев Алексей Игоревич
RU2518126C2
СПОСОБ ПОЛЕТА ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ 2014
  • Павлов Виктор Андреевич
RU2544447C1
АВТОНОМНЫЙ БЛОК УПРАВЛЕНИЯ РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА 2016
  • Коротков Олег Валерьевич
  • Благов Сергей Геннадьевич
  • Долгов Василий Вячеславович
  • Долгодворов Алексей Сергеевич
  • Кульчицкий Максим Михайлович
  • Махмутов Шамиль Мухаммедович
  • Нечаев Иван Леонидович
  • Соколов Евгений Сергеевич
RU2627334C1
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТА КОМАНДЫ ОДНОКАНАЛЬНЫХ ВРАЩАЮЩИХСЯ РАКЕТ И СНАРЯДОВ С РЕЛЕЙНЫМ РУЛЕВЫМ ПРИВОДОМ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2014
  • Павлов Виктор Андреевич
RU2574500C2
МНОГОЦЕЛЕВАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА В ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ 2004
  • Питиков Сергей Викторович
  • Гришин Валерий Васильевич
  • Кашин Валерий Михайлович
  • Вуколов Александр Сергеевич
  • Судариков Валерий Иванович
  • Батищев Константин Александрович
  • Скрябин Михаил Александрович
  • Рютин Валерий Борисович
  • Прончев Юрий Васильевич
  • Шляхов Валерий Павлович
RU2277693C1

Реферат патента 2021 года Зенитная управляемая ракета 9М100

Изобретение относится к вооружению, а именно к зенитным ракетам. Ракета включает в конструкцию крылья, боевую часть с взрывателем, аппаратуру управления с волоконно-оптическим гироскопом, установленным по оси ракеты, рулевые механизмы и источник электропитания. В конструкцию ракеты включены три волоконно-оптических гироскопа, установленных по трем осям ракеты, три интегратора и трехканальная аппаратура управления рулевыми механизмами ракеты раздельно по трем каналам: крена, рыскания и тангажа без закрутки ракеты вокруг ее оси. Технический результат заключается в повышении точности наведения ракеты и обеспечении максимальной управляемости ракеты.

Формула изобретения RU 2 762 168 C1

Ракета, имеющая крылья, боевую часть с взрывателем, аппаратуру управления с волоконно-оптическим гироскопом, установленным по оси ракеты, рулевые механизмы и источник электропитания, отличающаяся тем, что в конструкцию ракеты включают три волоконно-оптических гироскопа, установленных по трем осям ракеты, три интегратора и трехканальную аппаратуру управления рулевыми механизмами ракеты раздельно по трем каналам: крена, рыскания и тангажа без закрутки ракеты вокруг ее оси.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2021 года RU2762168C1

УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД 2011
  • Трифонова Анна Вячеславовна
RU2477444C1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ВЫСОКОМАНЕВРЕННОЙ РАКЕТОЙ 1998
  • Архангельский И.И.
  • Болотов Е.Г.
  • Мизрохи В.Я.
  • Светлов В.Г.
RU2146353C1
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА И СПОСОБ ЕЕ БОЕВОГО ПРИМЕНЕНИЯ 2017
  • Коржов Владимир Викторович
  • Косолапенко Станислав Юрьевич
  • Баланян Сергей Товмасович
  • Бабаянц Евгений Николаевич
  • Корсак Виталий Александрович
  • Писковацкий Андрей Анатольевич
RU2713546C2
GB 1605395 A, 26.04.1995
US 3908933 A, 30.09.1975.

RU 2 762 168 C1

Авторы

Доронин Виктор Валентинович

Соколовский Виктор Владимирович

Самонов Виктор Алексеевич

Конищев Юрий Витальевич

Янцевич Михаил Владимирович

Даты

2021-12-16Публикация

2020-10-19Подача