Forbidden

You don't have permission to access /zzz_siteguard.php on this server.

СПОСОБ ЗАПУСКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ОПТИЧЕСКИМ ТЕЛЕНАВЕДЕНИЕМ - Патент РФ 2193154
Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ЗАПУСКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ОПТИЧЕСКИМ ТЕЛЕНАВЕДЕНИЕМ
СПОСОБ ЗАПУСКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ОПТИЧЕСКИМ ТЕЛЕНАВЕДЕНИЕМ

СПОСОБ ЗАПУСКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ОПТИЧЕСКИМ ТЕЛЕНАВЕДЕНИЕМ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: 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.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2193154
Класс(ы) патента: F42B15/01
Номер заявки: 2000129685/02
Дата подачи заявки: 27.11.2000
Дата публикации: 20.11.2002
Заявитель(и): Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Автор(ы): Шипунов А.Г.; Кузнецов В.М.; Комиссаренко А.И.
Патентообладатель(и): Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Описание изобретения: 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.
Формула изобретения: 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.