способ управления стартом ракеты и ракетный комплекс

Формула изобретения

1. Способ управления стартом ракеты, включающий начальное прицеливание ракеты, а затем через электрические пусковые цепи приведение бортовых устройств ракеты в состояние, обеспечивающее ее старт и полет, отличающийся тем, что в момент старта через обрываемую или обрезаемую проводную линию связи подключают на ракете пусковые цепи каждого бортового устройства к наземному источнику питания, при этом ограничивают величину тока в пусковых цепях и коммутируют их в соответствии с требуемой последовательностью срабатывания.

2. Ракетный комплекс, содержащий наземную аппаратуру управления, проводную линию связи и ракету, расположенную в транспортно-пусковом контейнере с разъемными соединениями для стыковки с наземной аппаратурой управления и ракетой, при этом в транспортно-пусковом контейнере установлена батарея для питания наземной аппаратуры управления, отличающийся тем, что в наземную аппаратуру управления введены управляемый коммутатор, а на ракете - N ограничительных и N-1 коммутирующих элементов, при этом первый вывод батареи соединен через разъемные соединения транспортно-пускового контейнера с первым входом управляемого коммутатора и первым проводом проводной линии связи, который на ракете соединен с первыми выводами первого, второго, N-го ограничительных элементов, вторые выводы которых соединены с первыми выводами соответственно первой, второй, N-ой пусковых цепей, второй вывод батареи соединен через разъемные соединения со вторым входом управляемого коммутатора, выход которого через разъемные соединения транспортно-пускового контейнера и второй провод линии связи соединен со вторым выводом первой пусковой цепи и первыми выводами первого, второго, (N-1)-го коммутирующих элементов, вторые выводы которых соединены со вторыми выводами соответственно второй, третьей, N-ой пусковых цепей, причем проводная линия связи выполнена обрываемой или обрезаемой, провода которой выполнены длиной, обеспечивающей время, необходимое для функционирования каждой пусковой цепи, и разной на величину, исключающую возможность замыкания концов обрываемых или обрезаемых проводов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и в частности к управляемым по проводной линии связи ракетам, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, например, с носителями на земле.

Известен способ управления стартом ракеты [В.П.Демидов, Н.Ш.Кутыев "Управление зенитными ракетами", Москва, Военное издательство, 1989 г., стр.7-9]. Как следует из него, в способе управления стартом ракеты осуществляют начальное прицеливание ракеты, установленной на пусковой установке, а затем приведение бортовых устройств ракеты в состояние, обеспечивающее ее старт и полет.

Известна управляемая ракета в транспортно - пусковом контейнере [патент РФ № 2288423 от 13.04.05 г. МПК⁷ F41F 3/055, МПК ⁷ F41F 3/042], реализующая известный способ, содержащая наземную аппаратуру управления, проводную линию связи и ракету, расположенную в транспортно-пусковом контейнере, с разъемными соединениями для стыковки с наземной аппаратурой управления и ракетой, при этом в транспортно-пусковом контейнере установлена батарея для питания наземной аппаратуры управления. Это следует из описания патента.

Как следует из изложенного выше, известная управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит управляемую ракету, запускаемую из транспортно-пускового контейнера, и наземную аппаратуру управления, что в целом является ракетным комплексом ["Основы радиоуправления" под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н., Москва, Сов. радио, 1973 г., стр.31, рис.1.11].

Как следует из описания патента, электрические цепи пуска ракеты разрываются при расстыковке разрывного разъема перед стартом ракеты в момент открывания передней крышки контейнера, т.е. после приведения бортовых устройств ракеты в состояние, обеспечивающее ее старт и полет на неуправляемом участке траектории.

Следовательно, недостатком известных способа и устройства, его реализующего, является увеличенное время старта ракеты из-за необходимости приведения бортовых устройств ракеты в рабочее состояние до начала включения стартовой двигательной установки, что снижает боеготовность ракетного комплекса.

Задачей предлагаемой группы изобретений (способа и устройства) является уменьшение времени старта ракеты, а следовательно, повышение боеготовности ракетного комплекса.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе управления стартом ракеты осуществляют начальное прицеливание ракеты, а затем через электрические пусковые цепи приводят бортовые устройства ракеты в состояние, обеспечивающее ее старт и полет, на ракете в момент старта подключают через обрываемую или обрезаемую проводную линию связи пусковые цепи каждого бортового устройства к наземному источнику питания, при этом ограничивают величину тока в пусковых цепях и коммутируют их в соответствии с требуемой последовательностью срабатывания.

Ракетный комплекс, реализующий способ управления стартом ракеты, содержит наземную аппаратуру управления, проводную линию связи и ракету, расположенную в транспортно-пусковом контейнере с разъемными соединениями для стыковки с наземной аппаратурой управления и ракетой, при этом в транспортно-пусковом контейнере установлена батарея для питания наземной аппаратуры управления, введены в наземную аппаратуру управления управляемый коммутатор, а на ракете - N ограничительных и N-1 коммутирующих элементов, при этом первый вывод батареи соединен через разъемные соединения транспортно-пускового контейнера с первым входом управляемого коммутатора и первым проводом проводной линии связи, который на ракете соединен с первыми выводами первого, второго, N-гo ограничительных элементов, вторые выводы которых соединены с первыми выводами соответственно первой, второй, N-ой пусковых цепей, второй вывод батареи соединен через разъемные соединения со вторым входом управляемого коммутатора, выход которого через разъемные соединения транспортно-пускового контейнера и второй провод линии связи соединен со вторым выводом первой пусковой цепи и первыми выводами первого, второго, (N-1)-го коммутирующих элементов, вторые выводы которых соединены со вторыми выводами соответственно второй, третьей, N-ой пусковых цепей, причем проводная линия связи выполнена обрываемой или обрезаемой, провода в линии связи выполнены длиной, обеспечивающей время, необходимое для функционирования каждой пусковой цепи и разной на величину, исключающую возможность замыкания концов обрываемых или обрезаемых проводов.

В данном техническом решении уменьшают время старта за счет того, что часть бортовых устройств приводят в рабочее состояние после старта ракеты до момента обрыва проводной линии связи.

Заявленный способ управления стартом ракеты реализуется следующим образом. На ракете осуществляют начальное прицеливание ракеты, расположенной в контейнере, что необходимо для уменьшения времени вывода ее на требуемую (оптимальную) траекторию полета к цели. Поскольку это время зависит от рассогласования направления линии старта ракеты и направления на цель в момент старта. Чем больше это рассогласование, тем больше время вывода ракеты на траекторию.

Затем через электрические пусковые цепи приводят бортовые устройства ракеты в состояние, обеспечивающее ее старт и полет, т.е. оператор осуществляет пуск ракеты, при этом включают наземный источник питания и, например, с момента выхода его на рабочий режим, на ракете подключают через обрываемую (обрезаемую) линию связи пусковые цепи каждого бортового устройства к наземному источнику питания. Например, подключают устройства запуска стартового и разгонного (маршевого) двигателей, устройства поджига пиротехнического трассера, устройства снятия степеней предохранения боевой части (боевых частей), устройства накопления энергии, например конденсаторного и т.д.

При этом ограничивают величину тока в пусковых цепях для исключения возможности подкороток наземного источника питания, вызываемых, например, фрагментами нити накаливания при срабатывании электродетонаторов, электровоспламенителей и т.д. Для соответствия последовательности срабатывания бортовых устройств их пусковые цепи коммутируют соответственно в требуемой последовательности.

На ракете в момент старта подключают пусковые цепи каждого бортового устройства к наземному источнику питания, например, через двухпроводную линию связи, которую затем обрывают (обрезают). До момента обрыва на ракете должны закончиться все операции, связанные с приведением пусковых цепей (цепей управления) в рабочее состояние. Это обеспечивает старт и полет ракеты как на неуправляемом, так и на управляемом участках траектории, а значит, и определяет длину отрезка обрываемой (обрезаемой) проводной линии связи, например, от места ее крепления на ракете.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежом. На чертеже приведена структурная электрическая схема ракетного комплекса, реализующего заявленный способ, где 1 - наземная аппаратура управления (НАУ), 2 - управляемый коммутатор (УК), 3 и 6 - разъемные соединения (С), 4 - транспортно-пусковой контейнер (ТПК), 5 - батарея, расположенная в транспортно-пусковом контейнере (Б), 7 - ракета (Р), 8 - обрываемая проводная линия связи (ОПЛС), 9а, 9б, 9n - первая, вторая, N-ая пусковые цепи соответственно (ПЦ1, ПЦ2, ПЦn). 10а, 10б, 10n - первый, второй, N-ый ограничительные элементы соответственно (ОЭ1, ОЭ2, ОЭn), 11a, 11_n-1 - коммутирующие элементы соответственно (КЭ1, КЭ_n-1).

Заявленный ракетный комплекс содержит батарею 5, расположенную в транспортно-пусковом контейнере 4, которая запитывает наземную аппаратуру управления 1.

Первый вывод батареи 5 соединен через разъемные соединения транспортно-пускового контейнера 4 с первым входом управляемого коммутатора 2 (в наземной аппаратуре управления 1) и с первым проводом двухпроводной линии связи 8, который на ракете 7 соединен с первыми выводами первого 10а, второго 10б, N-го 10n ограничительных элементов. Вторые выводы первого 10а, второго 10б, N-го 10n ограничительных элементов соединены с первыми выводами соответственно первой 9а, второй 9б, N-ой 9n пусковых цепей. Второй вывод батареи 5 соединен через разъемные соединения со вторым входом управляемого коммутатора 2, который через транспортно-пусковой контейнер 4 и второй провод линии связи 8 соединен со вторым выводом первой пусковой цепи 9а и первыми выводами первого 11а, второго 11б N-1-го 11_n-1 коммутирующих элементов, вторые выводы которых соединены со вторыми выводами соответственно второй 9б, третьей 9в (на чертеже не приведен), N-ой 9n пусковых цепей.

Примеры выполнения наземной аппаратуры управления 1, транспортно-пускового контейнера 4, в котором расположены ракета 7 и батарея 5, аналогичны прототипу.

Пусковые цепи N бортовых устройств 9а-9n могут быть выполнены как в прототипе, т.е. содержать электровоспламенители, например, для стартового и разгонного двигателей и для пиротехнического трассера, причем для двух последних с задержкой срабатывания. Пусковая цепь для включения в бортовом устройстве (подрыва) запрета на подрыв боевой части при старте и нахождении ракеты в ближней зоне от места старта (в полете) может быть выполнена как интегрирующая RC цепочка с малой постоянной времени на заряд и большой на разряд и т.д.

Проводная линия связи 8 может быть выполнена, например, в виде двух изолированных проводов, которые обрываются или обрезаются при их натяжении и касании, например, ножа, расположенного на контейнере, причем в разное время, т.к. имеют разную длину в месте обрыва.

Управляемый коммутатор 2 может быть выполнен как последовательно соединенные, например компаратор и электронный ключ, при этом первый вход компаратора зашунтирован емкостью и соединен через резисторный делитель напряжения со вторым выводом батареи 5 (относительно первого), а второй вход соединен со стабилитроном, подключенным через резистор ко второму выводу батареи 5. Таким образом, в момент выхода батареи 5 на рабочий режим на выходе компаратора сформируется, например, вместо нулевого уровня единичный, который поступит на вход управления электронного ключа и подключит второй вывод батареи 5 ко второму проводу двухпроводной линии связи 8.

В качестве N ограничительных элементов 10а 10n могут быть применены резисторы или последовательно соединенные резистор и диод и т.д., т.е. элементы, ограничивающие величину тока, протекающего через пусковую цепь. Это исключает возможность закоротки источника питания при замыкании выводов после срабатывания, например, электровоспламенителя.

Коммутирующие элементы 11а 11n могут быть выполнены, например, как инерционный замыкатель, т.е. механический ключ, контакты которого замыкает подпружиненный грузик, перемещающийся вдоль оси ракеты под действием стартовых перегрузок. Коммутирующие элементы 11а 11n могут быть выполнены также, например, как концевые замыкатели, срабатывающие в момент выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера 4 и т.д. Кроме того, в состав коммутирующих элементов 11а 11n обычно входят элементы, задерживающие коммутацию (срабатывание) соответствующих блоков, например с помощью пиротехнических, механических и т.д. задерживающих элементов, которые запускаются в момент подачи на них электрического сигнала, в данном случае напряжения от батареи.

Ракетный комплекс, реализующий способ управления стартом ракеты, работает следующим образом. В первоначальный момент времени (перед стартом) ракета 7 расположена в транспортно-пусковом контейнере 4. Первый вывод батареи 5, например, как "Общий" соединен через разъемные соединения транспортно-пускового контейнера 4 с первым входом управляемого коммутатора 2 и с первым проводом обрываемой проводной линии связи 8, который соединен на ракете с первыми выводами первого 10а, второго 10б, N-го 10n ограничительных элементов.

При включении (инициизации) батареи 5 запитывается наземная аппаратура управления 1, при этом напряжение со второго вывода батареи 5 поступает через разъемные соединения транспортно-пускового контейнера 4 на второй вход управляемого коммутатора 2, который, например, при выходе батареи на рабочий режим подает напряжение со второго вывода батареи 5 через разъемные соединения транспортно-пускового контейнера 4 и второй провод обрываемой проводной линии связи 8 на второй вывод первой пусковой цепи 9а и первые выводы первого 11а, второго 11б (на чертеже не приведен), 11_n-1 коммутирующих элементов.

Таким образом, поскольку второй вывод первого ограничительного элемента 10а соединен с первым выводом первой пусковой цепи 9а, то через эту пусковую цепь начинает проходить ток. Этот ток, например, поджигает электровоспламенитель в пусковой цепи 9а, который запускает стартовый двигатель ракеты. Ракета 7 начинает движение в транспортно-пусковом контейнере 4. Причем для исключения поражения оператора, осуществляющего запуск ракеты, стартовый двигатель должен закончить работу до момента выхода его сопел из транспортно-пускового контейнера 4.

Аналогично второй вывод второго ограничительного элемента 10б соединен с первым выводом второй пусковой цепи 9б, и при срабатывании первого коммутирующего устройства 11а (например, замыкании контактов контактного датчика при выходе ракеты из транспортно-пускового контейнера 4) протекает ток через эту пусковую цепь 9б. Этот ток, например, поджигает электровоспламенитель с пиротехническим замедлителем в пусковой цепи 9б, который запускает разгонный (маршевый) двигатель ракеты. Причем величина времени задержки замедлителя должна соответствовать величине удаления ракеты от места пуска на безопасное расстояние. Аналогичным образом срабатывают, например, последующие пусковые цепи вплоть до пусковой цепи 9n.

Первый 10а, второй 10б, N-ый 10n ограничительные элементы ограничивают величины токов, протекающих соответственно через первую 10а, вторую 10б, N-ую 10n пусковые цепи, что исключает возможность подкороток батареи 5, вызываемых, например фрагментами нити накаливания при срабатывании электродетонаторов, электровоспламенителей и т.д.

Причем проводная линия связи выполнена обрываемой или обрезаемой. Провода в линии связи выполнены длиной, обеспечивающей требуемое время, необходимое для функционирования каждой пусковой цепи, т.е. для включения (в том числе с последующей задержкой срабатывания после обрыва проводной линии связи) каждого бортового устройства. При этом длина проводов выбрана разной, на величину, исключающую возможность замыкания концов обрываемых или обрезаемых проводов.

Следовательно, предлагаемое изобретение - способ управления стартом ракеты и ракетный комплекс - позволяет уменьшить время старта, а значит, и поражения цели, что повышает боеготовность ракетного комплекса.