Патент на изобретение №2193154
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) СПОСОБ ЗАПУСКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ОПТИЧЕСКИМ ТЕЛЕНАВЕДЕНИЕМ
(57) Реферат: 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. 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 ![]() ![]() 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; ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() 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
![]() где ![]() ![]() 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. РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||