способ запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением

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 _o - угол пусковой к горизонту;

_л - 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.

Описание изобретения к патенту

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 _o - угол пусковой к горизонту;

_л - 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; _o - угол пусковой установки к горизонту; _л - угол линии визирования; _п - 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 _o 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 ₃ 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 _п(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.