Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя (варианты)



Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя (варианты)
Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя (варианты)
Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя (варианты)
Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя (варианты)
Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя (варианты)
Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя (варианты)
Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя (варианты)
Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя (варианты)
Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя (варианты)

 


Владельцы патента RU 2468325:

Трифонова Ольга Вячеславовна (RU)

Группа изобретений относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использована, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Прицел выполнен с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях. К датчикам подключен блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела. Пусковая установка снабжена датчиком наличия ракеты. Устройство наведения ракеты подключено: в первом варианте к датчикам углов линии визирования прицела, во втором варианте - к датчикам углов и угловой скорости линии визирования прицела, в третьем варианте - к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела. Входы блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно. Имеются последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Индикатор разрешения пуска ракеты подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Устройство наведения ракеты может подключаться дополнительно либо к включателю сигнала «Пуск», либо к датчику наличия ракеты пусковой установки. Группа изобретений позволяет повысить точность стрельбы по близко расположенным целям. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Предлагаемое устройство относится к области размещения вооружения на подвижном носителе и может быть использовано для запуска ракет с наземного, морского или воздушного подвижного носителя, например вертолета.

Известно устройство для запуска ракеты с вертолета [1], включающее прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты, включатель сигнала «Пуск», коммутатор цепи пуска ракеты, соединенный с включателем сигнала «Пуск» и выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, сигнализатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, соединенный с выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, и индикатор углового отклонения линии визирования прицела стрелка-оператора для пилота, соединенный со вторым и третьим выходами блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты.

Это устройство позволяет производить запуск ракет с неподвижной пусковой установки, жестко ориентированной относительно продольной оси подвижного носителя, при отсутствии прямой видимости цели водителем подвижного носителя, например, пилотом летательного аппарата.

Сигнал разрешения пуска ракеты формируется в нем при условии:

где αгор, βверт - угловые отклонения линии визирования (ЛВ) прицела стрелка-оператора в двух взаимно ортогональных плоскостях (в горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно) относительно «нулевого» направления ЛВ, при котором сигналы с датчиков ее углового положения равны нулю (в частности, относительно продольной оси подвижного носителя, если «нулевое» направление ЛВ совпадает с направлением его продольной оси);

ωгор, ωверт - угловые скорости перемещения ЛВ в двух взаимно ортогональных плоскостях (горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно);

Δtну - время неуправляемого полета ракеты - время полета ракеты с момента старта до момента начала формирования ее бортовой системой управления команд управления рулевым органом по сигналам рассогласования между ракетой и ЛВ. Сигналы рассогласования формируются бортовой системой управления ракеты по сигналам, поступающим с устройства ее наведения (оптического пеленгатора с устройством передачи сигналов наведения на борт ракеты, лазерной или радиолокационной систем наведения);

φ, ψ - максимальные допустимые угловые значения, в пределах которых обеспечивается заданная минимальная дальность боевого применения комплекса управляемого ракетного вооружения, размещенного на подвижном носителе.

Входящий в состав данного устройства блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты, соединенный с коммутатором цепи пуска ракеты и индикатором разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, правильней было бы назвать блоком формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению ЛВ прицела стрелка-оператора. Он действительно формирует сигнал разрешения пуска ракеты, но лишь по одному признаку - по признаку нахождения ЛВ прицела стрелка-оператора в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, задаваемой формулами (1). При этом подразумевается, что на пусковой установке (ПУ) находится ракета и готово к работе (исправно) устройство наведения ракеты. Однако первое из этих условий - наличие ракеты на выбранной ПУ - не всегда выполняется автоматически.

Дело в том, что на подвижном носителе, как правило, размещаются несколько ПУ (как вариант, одна ПУ с несколькими направляющими для установки ракет). При этом в различных вариантах боевой загрузки подвижного носителя, который может быть оснащен и другими видами вооружения кроме управляемых ракет, ракеты могут быть установлены не на всех из них, а лишь на некоторых. Кроме того, в боевых условиях часть из изначально установленных ракет или даже все ракеты могут быть израсходованы ранее - до момента принятия стрелком-оператором решения на применение ракеты для поражения конкретной выбранной цели.

Второе условие также может не выполняться, поскольку устройство наведения ракеты (например, оптический пеленгатор с устройством передачи сигналов наведения на ракету, лазерная или радиолокационная система наведения) может выйти из строя к моменту принятия стрелком-оператором решения на применение ракеты, в частности - в результате боевого повреждения аппаратуры, носителя или последствий этого повреждения.

Поэтому рациональнее выдавать на индикатор стрелка-оператора совокупную или интегральную информацию о разрешении пуска ракеты, учитывающую выполнение трех этих условий (нахождение ЛВ прицела стрелка-оператора в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, наличие ракеты на выбранной ПУ и исправность устройства наведения ракеты). Нет смысла выдавать на индикатор стрелка-оператора информацию о разрешении пуска ракеты, если на выбранной ПУ ракеты нет. Эта в данном случае ложная информация лишь введет в заблуждение стрелка-оператора, который безрезультатно будет пытаться осуществить пуск ракеты, инициируя включатель сигнала "Пуск", что, очевидно, будет снижать скорострельность, а, стало быть, и эффективность комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе. Пуск же ракеты при неисправном устройстве наведения ракеты приведет к потере ракеты и невыполнению боевой задачи.

Использование других индикаторов для предоставления стрелку-оператору информации о наличии ракеты на ПУ и готовности к работе (исправности) устройства наведения ракеты усложняет работу стрелка-оператора, который при подготовке к пуску ракеты в боевой обстановке должен принимать во внимание информацию с трех индикаторов, отвлекаясь от наблюдения за полем боя и слежения за уже выбранной целью, и также будет снижать скорострельность комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе. Ввести же, например, в визир оптического прицела информацию с трех индикаторов, которая не затеняла бы часть изображения местности, не ухудшала бы качество видимости местности и в то же время могла бы различаться и восприниматься периферийным зрением оператора без затруднений, практически невозможно.

К недостаткам данного устройства можно отнести и то, что в нем поле зрения устройства наведения ракеты ориентировано в направлении ЛВ прицела стрелка-оператора и, как правило, не совпадает с направлением продольной оси подвижного носителя при пуске ракеты.

Известно устройство по заявке №2011106538, включающее прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, и индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, подключенный к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты.

К недостаткам данного устройства, выбранного в качестве прототипа, также можно отнести то, что в нем поле зрения устройства наведения ракеты, имеющее небольшой угловой размер, ориентировано в направлении ЛВ прицела стрелка-оператора и, как правило, не совпадает с направлением продольной оси подвижного носителя при пуске ракеты. Поскольку ПУ жестко ориентирована относительно продольной оси подвижного носителя, а блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению ЛВ прицела стрелка-оператора формирует сигнал разрешения пуска ракеты по признаку нахождения ЛВ прицела стрелка-оператора в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, задаваемой формулами (1), старт ракеты, как правило, происходит не в направлении продольной оси подвижного носителя (с которым совпадает «нулевое» направление ЛВ), а под некоторым углом к этому направлению. Максимальные величины этих углов в каждой из двух взаимно ортогональных плоскостях определяются размерами указанной угловой зоны в этих плоскостях (φ, ψ).

Обычно пусковые установки располагаются по бортам подвижного носителя, т.е. справа и слева от прицела стрелка-оператора и устройства наведения ракеты, размещающихся либо на продольной оси подвижного носителя, либо на пренебрежительно малом расстоянии от нее. Отклонение ЛВ и поля зрения устройства наведения ракеты, нормально ориентированного в направлении ЛВ прицела стрелка оператора, относительно «нулевого» направления в сторону ПУ будет только способствовать скорейшему попаданию ракеты в поле зрения устройства наведения и выводу ее на направление ЛВ. Однако отклонение ЛВ и имеющего небольшой угловой размер поля зрения устройства наведения ракеты в противоположную сторону (в сторону от ПУ) наоборот увеличивает расстояние, преодолеваемое ракетой до попадания в поле зрения устройства наведения, что приводит к возрастанию дальности вывода ракеты на ЛВ прицела стрелка-оператора. Это снижает точность стрельбы по близко расположенным целям, а, стало быть, и эффективность комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе.

В целях повышения точности стрельбы по близко расположенным целям при отклонении ЛВ и поля зрения устройства наведения ракеты в сторону от ПУ целесообразно разворачивать поле зрения устройства наведения ракеты (например, плоскопараллельные следящие пластины пеленгатора), нормально ориентированное в направлении ЛВ прицела стрелка оператора, в сторону ПУ на угол, например, равный углу отклонения ЛВ прицела стрелка-оператора относительно «нулевого» направления ЛВ, совпадающего с направлением продольной оси подвижного носителя, т.е. ориентировать его в направлении продольной оси подвижного носителя. В частности, если ПУ расположена слева от прицела стрелка-оператора и устройства наведения ракеты (на левом борту подвижного носителя), угловой разворот поля зрения последнего следует производить только при отклонении ЛВ вправо. Ориентирование же поля зрения устройства наведения ракеты в направлении продольной оси подвижного носителя в ортогональной (вертикальной) плоскости целесообразно осуществлять при любых отклонениях ЛВ относительно «нулевого» направления, совпадающего с направлением продольной оси подвижного носителя.

Угловой разворот поля зрения устройства наведения ракеты может производиться также с учетом поправок на упреждение по угловой скорости перемещения ЛВ в соответствии с формулами (1) с учетом поправок на упреждение по угловой скорости перемещения ЛВ за время задержки старта ракеты Δtзс - за временной интервал с момента нажатия включателя сигнала «Пуск» до момента старта ракеты, если между этими моментами проходит некоторое (существенное в плане целесообразности введения упреждающей угловой поправки) время, необходимое, например, для выхода на режим (достижения необходимой скорости вращения) механического роторного гироскопа ракеты, задающего ее опорную систему координат, и бортового источника электропитания ракеты, или же с учетом поправок на упреждение по угловой скорости перемещения ЛВ за суммарный временной интервал (Δtзс+Δtну). Учет указанных поправок на упреждение особенно целесообразен при значительных угловых скоростях перемещения ЛВ.

Целью предложения является повышение эффективности комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе, за счет повышения точности стрельбы по близко расположенным целям.

Для достижения технического результата в известном устройстве по заявке №2011106538, включающем прицел с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, и индикатор разрешения пуска ракеты, подключенный к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, устройство наведения ракеты подключено в первом варианте к датчикам углов линии визирования прицела стрелка-оператора в двух взаимно ортогональных плоскостях, во втором варианте - к датчикам углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, в третьем варианте - к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора.

На фиг.1 приведена функциональная схема первого варианта заявляемого устройства.

На фиг.2 приведена функциональная схема первого варианта заявляемого устройства при осуществлении разворота поля зрения устройства наведения ракеты по сигналу с включателя сигнала «Пуск».

На фиг.3 приведена функциональная схема первого варианта заявляемого устройства при осуществлении разворота поля зрения устройства наведения ракеты по сигналу с датчика наличия ракеты пусковой установки (по старту ракеты).

На фиг.4 приведена функциональная схема второго варианта заявляемого устройства.

На фиг.5 приведена функциональная схема второго варианта заявляемого устройства при осуществлении разворота поля зрения устройства наведения ракеты по сигналу с включателя сигнала «Пуск».

На фиг.6 приведена функциональная схема второго варианта заявляемого устройства при осуществлении разворота поля зрения устройства наведения ракеты по сигналу с датчика наличия ракеты пусковой установки (по старту ракеты).

На фиг.7 приведена функциональная схема третьего варианта заявляемого устройства.

На фиг.8 приведена функциональная схема третьего варианта заявляемого устройства при осуществлении разворота поля зрения устройства наведения ракеты по сигналу с включателя сигнала «Пуск».

На фиг.9 приведена функциональная схема третьего варианта заявляемого устройства при осуществлении разворота поля зрения устройства наведения ракеты по сигналу с датчика наличия ракеты пусковой установки (по старту ракеты).

На каждой из фиг.1-9 представлены прицел 1 с датчиками углов 2, 5 и угловой скорости 3, 4 линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6, индикатор углового положения линии визирования прицела 7, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8, индикатор разрешения пуска ракеты 9, включатель сигнала «Пуск» 10, блок формирования сигнала пуска ракеты 11, пусковая установка 12 с датчиком наличия ракеты 13 и устройство наведения ракеты 14.

Устройство функционирует следующим образом. Сигналы с датчиков углового положения 2, 5 и угловой скорости 3, 4 ЛВ в каждой из двух взаимно ортогональных плоскостей поступают в блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6. С выхода блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6 сигналы угловых отклонений ЛВ в двух взаимно ортогональных плоскостях с поправками на упреждение, в случае наличия угловых скоростей ЛВ в этих плоскостях, поступают на вход индикатора углового положения линии визирования прицела 7, обеспечивая водителя подвижного носителя необходимой визуальной информацией для совмещения направления движения подвижного носителя с направлением ЛВ (т.е. с направлением на выбранную стрелком-оператором цель) с требуемой точностью. Когда ЛВ прицела 1 окажется в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, на выходе блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6 будет сформирован сигнал разрешения пуска ракеты по данному признаку, поступающий далее на вход блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8. На два других входа блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8 поступают сигнал с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12 и сигнал готовности к работе (исправности) устройства наведения ракеты 14 соответственно. При условии готовности к работе (исправности) устройства наведения ракеты 14, наличия ракеты на выбранной стрелком-оператором пусковой установке 12 и нахождении ЛВ прицела в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, на выходе блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8 формируется интегральный сигнал разрешения пуска ракеты, поступающий далее на вход блока формирования сигнала пуска ракеты 11, обеспечивая возможность формирования этим блоком запальных импульсов для запуска ракеты по нажатию стрелком-оператором включателя сигнала «Пуск» 10, и на индикатор разрешения пуска ракеты 9. При появлении на индикаторе разрешения пуска ракеты 9 символа разрешения пуска стрелок-оператор производит пуск ракеты нажатием включателя сигнала «Пуск» 10.

В первом варианте предлагаемого устройства при отклонении ЛВ прицела 1 в сторону от ПУ в горизонтальной плоскости по сигналу, поступающему с датчика углового положения ЛВ в горизонтальной плоскости 2, поле зрения устройства наведения ракеты 14, нормально ориентированное в направлении ЛВ прицела, разворачивается от направления ЛВ в сторону ПУ на определенный угол, например, равный углу отклонения ЛВ прицела относительно «нулевого» направления ЛВ, совпадающего с направлением продольной оси подвижного носителя, т.е. ориентируется в направлении продольной оси подвижного носителя. При отклонении ЛВ в любом направлении (вверх или вниз) относительно «нулевого» направления ЛВ, совпадающего с направлением продольной оси подвижного носителя, в вертикальной плоскости, по сигналу, поступающему с датчика углового положения ЛВ в вертикальной плоскости 5, поле зрения устройства наведения ракеты 14, нормально ориентированное в направлении ЛВ прицела, разворачивается от направления ЛВ в сторону продольной оси подвижного носителя на определенный угол, например, равный углу отклонения ЛВ прицела относительно «нулевого» направления ЛВ, т.е. также ориентируется в направлении продольной оси подвижного носителя.

Поскольку период времени между моментом включения устройства наведения ракеты 14 и пуском ракеты может оказаться довольно продолжительным, с целью экономии ресурса следящей системы устройства наведения ракеты изменение ориентации поля зрения (разворот) можно осуществлять по сигналу пуска ракеты с включателя сигнала «Пуск» 10, или по старту ракеты, информация о котором поступает с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12.

При появлении стартовавшей ракеты в поле зрения устройства наведения 14 (например, светового пятна бортового инфракрасного маяка ракеты на фотоприемнике оптического пеленгатора) следящая система устройства наведения ракеты переходит в режим слежения за ракетой и формирования сигналов наведения ракеты по ее угловым рассогласованиям с направлением ЛВ прицела 1.

Во втором варианте при отклонении ЛВ прицела 1 в сторону от ПУ в горизонтальной плоскости и в любом направлении (вверх или вниз) в вертикальной плоскости поле зрения устройства наведения ракеты 14, нормально ориентированное в направлении ЛВ прицела, разворачивается от направления ЛВ в каждой из плоскостей в ту же сторону, что и в первом варианте (в сторону ПУ в горизонтальной плоскости и сторону продольной оси подвижного носителя в вертикальной плоскости). Разворот осуществляется по сигналам, поступающим с датчиков углового положения 2, 5 и угловой скорости 3, 4 ЛВ в двух взаимно ортогональных плоскостях прицела 1, с учетом упреждения на угловые скорости перемещения ЛВ в этих плоскостях в соответствии с формулами, аналогичными формулам (1). При этом углы упреждения в каждой из плоскостей могут быть выбраны равными, например, ωΔtну, ωΔtзс или ω(Δtзс+Δtну), где ω - угловая скорость перемещения ЛВ в данной плоскости. При отсутствии угловых скоростей перемещения ЛВ углы разворота поля зрения устройства наведения ракеты 14 во взаимно ортогональных плоскостях, как и в первом варианте, могут быть равны, например, углам отклонения ЛВ прицела стрелка-оператора относительно «нулевого» направления ЛВ, совпадающего с направлением продольной оси подвижного носителя, в этих плоскостях (т.е. поле зрения ориентируется в направлении продольной оси подвижного носителя).

Поскольку период времени между моментом включения устройства наведения ракеты 14 и пуском ракеты может оказаться довольно продолжительным, с целью экономии ресурса следящей системы устройства наведения ракеты изменение ориентации поля зрения (разворот) можно осуществлять по сигналу пуска ракеты с включателя сигнала «Пуск» 10 или по старту ракеты, информация о котором поступает с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12.

При появлении стартовавшей ракеты в поле зрения устройства наведения 14 (например, светового пятна бортового инфракрасного маяка ракеты на фотоприемнике оптического пеленгатора) следящая система устройства наведения ракеты переходит в режим слежения за ракетой и формирования сигналов наведения ракеты по ее угловым рассогласованиям с направлением ЛВ прицела 1.

В третьем варианте при отклонении ЛВ прицела 1 в сторону от ПУ в горизонтальной плоскости и в любом направлении (вверх или вниз) в вертикальной плоскости поле зрения устройства наведения ракеты 14, нормально ориентированное в направлении ЛВ прицела, разворачивается от направления ЛВ в каждой из плоскостей в ту же сторону, что и в первом варианте (в сторону ПУ в горизонтальной плоскости и сторону продольной оси подвижного носителя в вертикальной плоскости). Разворот осуществляется по сигналам, поступающим с блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6, с учетом упреждения на угловые скорости перемещения ЛВ в этих плоскостях в соответствии с формулами (1). При этом углы упреждения в каждой из плоскостей задаются равными ωΔtну, где ω - угловая скорость перемещения ЛВ в данной плоскости.

Поскольку период времени между моментом включения устройства наведения ракеты 14 и пуском ракеты может оказаться довольно продолжительным, с целью экономии ресурса следящей системы устройства наведения ракеты изменение ориентации поля зрения (разворот) можно осуществлять по сигналу пуска ракеты с включателя сигнала «Пуск» 10 или по старту ракеты, информация о котором поступает с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12.

При появлении стартовавшей ракеты в поле зрения устройства наведения 14 (например, светового пятна бортового инфракрасного маяка ракеты на фотоприемнике оптического пеленгатора) следящая система устройства наведения ракеты переходит в режим слежения за ракетой и формирования сигналов наведения ракеты по ее угловым рассогласованиям с направлением ЛВ прицела 1.

Датчики углов 2, 5 и угловой скорости 3, 4 ЛВ прицела 1 могут быть подключены к устройству наведения ракеты 14 как непосредственно, так и через контроллер. В последнем случае информация со всех датчиков будет поступать в устройство наведения ракеты 14 по одной линии связи в цифровом последовательном коде.

Сигналы пуска и старта ракеты могут поступать в устройство наведения ракеты 14 с включателя сигнала «Пуск» 10 и датчика наличия ракеты 13 как в аналоговом, так и в цифровом виде, например, в цифровом последовательном коде.

В качестве прицела 1, или, в соответствии с используемой в настоящее время терминологией, обзорно-прицельной системы (поскольку представляет собой не просто оптическое визирное устройство, а сложную систему, включающую в себя, например, стабилизатор, дальномер, обзорную систему, имеющую в своем составе до трех обзорных каналов (телевизионный, тепловизионный, оптический), частично (оптический пеленгатор) или полностью (лазерная система наведения) устройство наведения ракеты) может быть использован, например, оптический прицел с гиростабилизированным головным зеркалом.

В качестве датчиков углового положения ЛВ 2, 5 могут быть использованы, например, трансформаторные датчики типа СКТ225Д.

В качестве датчиков угловой скорости ЛВ 3, 4 могут быть использованы, например, потенциометры рукояток пульта наведения прицела, задающие скорость перемещения гиростабилизированного головного зеркала прицела, т.е. оптической оси или линии визирования.

Блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6 может быть выполнен, например, в соответствии с функциональной схемой блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, приведенной в описании устройства [1], с дополнительным включением в ее состав аналого-цифрового преобразователя и контроллера для передачи информации об угловых отклонениях ЛВ прицела в двух взаимно ортогональных плоскостях на вход индикатора углового положения линии визирования прицела 7 в цифровом последовательном коде.

В качестве индикатора углового положения линии визирования прицела 7 может быть использован, например, телевизионный индикатор водителя подвижного носителя, на котором индуцируется, например, в виде прямоугольника, угловая зона разрешенного пуска ракет. Положение ЛВ маркируется определенным символом, например, перекрестием, перемещающимся по экрану телевизионного индикатора в зависимости от изменения углового положения ЛВ.

Блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8 может включать в себя, например, контроллер и логическую схему «И». Сигнал готовности устройства наведения ракеты 14 к работе (исправности) в цифровом последовательном коде поступает с информационного выхода устройства наведения ракеты 14 в контроллер и далее в виде сигнала логического уровня на один из входов схемы «И». На два других входа схемы «И» поступают соответственно сигналы с блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6 и с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12. При этом интегральный сигнал разрешения пуска ракеты будет формироваться на выходе блока 8 только при выполнении всех трех условий - при нахождении ЛВ прицела в пределах разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, наличии ракеты на пусковой установке 12 и готовности к работе (исправности) устройства наведения ракеты 14.

В качестве индикатора разрешения пуска ракеты 9 может быть использован, например, светодиод, введенный в окуляр прицела. Излучение светодиода фиксируется периферийным зрением стрелка-оператора.

Включатель сигнала «Пуск» 10 может быть реализован, например, в виде пусковой кнопки.

Блок формирования сигнала пуска ракеты 11 может быть выполнен, например, в виде последовательно соединенных коммутатора и формирователя импульса (импульсов) нормированной длительности для инициирования запальных цепей ракеты. При этом сигнальный вход коммутатора соединен с включателем сигнала «Пуск» 10, а его управляющий вход - с выходом блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8.

В качестве пусковой установки 12 с датчиком наличия ракеты 13 может быть использована, например, штатная авиационная пусковая установка АПУ-4/4 с четырьмя направляющими для установки ракет. При установке ракеты на направляющую происходит замыкание одного из контактов пускового разъема направляющей на корпус АПУ-4/4, связанный с корпусом подвижного носителя, с которым, в свою очередь, связаны корпуса всех блоков радиоэлектронной аппаратуры, установленной на подвижном носителе. При выборе стрелком-оператором той или иной направляющей сигнал «Корпус», поступающий с этого контакта в блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, будет являться информационным, указывающим на наличие ракеты на данной направляющей. При старте ракеты с направляющей контакт размыкается, прерывая поступление сигнала «Корпус» в блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8, что свидетельствует об отсутствии ракеты на данной направляющей.

В качестве устройства наведения ракеты 14 может быть использован, например, оптический пеленгатор маяка инфракрасного спектрального диапазона, установленного на ракете, с радиолинией связи. Пеленгатор определяет угловые отклонения маяка ракеты относительно собственной оптической оси, выверенной с направлением ЛВ, преобразуемые далее в соответствии с выбранным законом управления в сигналы наведения ракеты. Радиолиния связи транслирует сформированные сигналы наведения на борт ракеты. В ней сигналы наведения подвергаются время импульсной модуляции и в виде мощных радиоимпульсов сверхвысокой частоты излучаются антенной радиолинии в направлении ЛВ.

В первом варианте предлагаемого устройства при отклонении ЛВ прицела 1 в сторону от ПУ в горизонтальной плоскости по сигналу, поступающему с датчика углового положения ЛВ в горизонтальной плоскости 2, одна из двух плоскопараллельных следящих пластин пеленгатора, отклоняясь в горизонтальной плоскости, разворачивает поле зрения пеленгатора, нормально ориентированное в направлении ЛВ прицела 1, от направления ЛВ в сторону ПУ на определенный угол, например, равный углу отклонения ЛВ прицела относительно «нулевого» направления ЛВ, совпадающего с направлением продольной оси подвижного носителя, т.е. ориентирует его в направлении продольной оси подвижного носителя. При отклонении ЛВ в любом направлении (вверх или вниз) относительно «нулевого» направления ЛВ, совпадающего с направлением продольной оси подвижного носителя, в вертикальной плоскости, по сигналу, поступающему с датчика углового положения ЛВ в вертикальной плоскости 5, другая плоскопараллельная следящая пластина пеленгатора, отклоняясь, разворачивает поле зрения пеленгатора, нормально ориентированное в направлении ЛВ прицела, от направления ЛВ в сторону продольной оси подвижного носителя на определенный угол, например, равный углу отклонения ЛВ прицела относительно «нулевого» направления ЛВ, т.е. также ориентирует его в направлении продольной оси подвижного носителя.

Во втором варианте при отклонении ЛВ прицела 1 в сторону от ПУ в горизонтальной плоскости и в любом направлении (вверх или вниз) в вертикальной плоскости плоскопараллельные следящие пластины пеленгатора, отклоняясь, разворачивают поле зрения пеленгатора, нормально ориентированное в направлении ЛВ прицела 1, от направления ЛВ в каждой из плоскостей в ту же сторону, что и в первом варианте (в сторону ПУ в горизонтальной плоскости и сторону продольной оси подвижного носителя в вертикальной плоскости). Разворот осуществляется по сигналам, поступающим с датчиков углового положения 2,5 и угловой скорости 3,4 ЛВ в двух взаимно ортогональных плоскостях прицела 1, с учетом упреждения на угловые скорости перемещения ЛВ в этих плоскостях в соответствии с формулами, аналогичными формулам (1). При этом углы упреждения в каждой из плоскостей могут быть выбраны равными, например, ωΔtну, ωΔtзс или ω(Δtзс+Δtну), где ω- угловая скорость перемещения ЛВ в данной плоскости. При отсутствии угловых скоростей перемещения ЛВ углы разворота поля зрения пеленгатора во взаимно ортогональных плоскостях, как и в первом варианте, могут быть равны, например, углам отклонения ЛВ прицела стрелка-оператора относительно «нулевого» направления ЛВ, совпадающего с направлением продольной оси подвижного носителя, в этих плоскостях (т.е. поле зрения пеленгатора ориентируется в направлении продольной оси подвижного носителя).

В третьем варианте при отклонении ЛВ прицела 1 в сторону от ПУ в горизонтальной плоскости и в любом направлении (вверх или вниз) в вертикальной плоскости плоскопараллельные следящие пластины пеленгатора, отклоняясь, разворачивают поле зрения пеленгатора, нормально ориентированное в направлении ЛВ прицела 1, от направления ЛВ в каждой из плоскостей в ту же сторону, что и в первом варианте (в сторону ПУ в горизонтальной плоскости и сторону продольной оси подвижного носителя в вертикальной плоскости). Разворот осуществляется по сигналам, поступающим с блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6, с учетом упреждения на угловые скорости перемещения ЛВ в этих плоскостях в соответствии с формулами (1). При этом углы упреждения в каждой из плоскостей задаются равными ωΔtну, где ω - угловая скорость перемещения ЛВ в данной плоскости.

При появлении светового пятна бортового инфракрасного маяка ракеты на фотоприемнике оптического пеленгатора последний переходит в режим слежения за ракетой и формирования сигналов наведения ракеты по угловым рассогласованиям ее бортового инфракрасного маяка с направлением ЛВ прицела 1 (Сигналами угловых рассогласований являются сигналы с датчиков углового отклонения плоскопараллельных следящих пластин пеленгатора относительно исходного направления поля зрения пеленгатора, совпадающего с направлением ЛВ).

С целью экономии ресурса следящей системы пеленгатора (двигателей и редукторов следящих пластин) разворот плоскопараллельных следящих пластин может осуществляться по сигналу пуска ракеты с включателя сигнала «Пуск» 10 либо по старту ракеты, информация о котором поступает с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12.

Источники информации

1. Патент России №2087831, 1995, МПК F41G 3/22, В64D 7/08.

2. Заявка №2011106538, 2011, МПК F41G 3/22, В64D 7/08.

1. Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя, включающее прицел с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, и индикатор разрешения пуска ракеты, подключенный к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, отличающееся тем, что устройство наведения ракеты подключено к датчикам углов линии визирования прицела стрелка-оператора.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что устройство наведения ракеты подключено к включателю сигнала «Пуск».

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что устройство наведения ракеты подключено к датчику наличия ракеты пусковой установки.

4. Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя, включающее прицел с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, и индикатор разрешения пуска ракеты, подключенный к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, отличающееся тем, что устройство наведения ракеты подключено к датчикам углов и угловой скорости линии визирования прицела стрелка-оператора.

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что устройство наведения ракеты подключено к включателю сигнала «Пуск».

6. Устройство по п.4, отличающееся тем, что устройство наведения ракеты подключено к датчику наличия ракеты пусковой установки.

7. Устройство для запуска ракеты с подвижного носителя, включающее прицел с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, и индикатор разрешения пуска ракеты, подключенный к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, отличающееся тем, что устройство наведения ракеты подключено к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела.

8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что устройство наведения ракеты подключено к включателю сигнала «Пуск».

9. Устройство по п.7, отличающееся тем, что устройство наведения ракеты подключено к датчику наличия ракеты пусковой установки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к прицельной технике и позволяет выполнять применение отделяемых от летательного аппарата средств по подвижным наземным, надводным и воздушным объектам-целям с произвольного пространственного маневра.

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационным пусковым устройствам (АПУ). .

Изобретение относится к области оборудования самолетов. .

Изобретение относится к области авиационной техники, главным образом к авиационному вооружению, а именно к пусковым устройствам ракет, устанавливаемым на внешней подвеске летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиационного вооружения и касается многоствольных пусковых установок (ПУ) для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата (ЛА). ПУ представляет собой блочно-модульную конструкцию, включающую узлы подвески к ЛА, электросистему для подачи пусковых импульсов и автономные легкосъемные модульные блоки. Модульные блоки выполнены с возможностью модульного наращивания. Каждый из модульных блоков содержит корпус с силовым набором, пусковые трубы для ракет, затвор для их удержания, электросхему для передачи пусковых импульсов с легкоразъемными электрическими соединителями и средства позицирования и фиксации модульных блоков между собой. Достигается быстрая компоновка блочно-модульной конструкции многоствольной ПУ. 2 з.п. ф-лы, 2 табл., 2 табл., 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к многоствольным пусковым установкам типа «Блок», и предназначено для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата. Установка включает цилиндрический корпус 1, передний и задний обтекатели 2, 3, пусковые трубы 6, установленные параллельно им газоотводные трубки 7 (по одной на каждую пусковую трубу) и одноразовую композитную перегородку 11. Хвостовая часть каждой трубки 7 размещена перед соответствующим сегментным пазом 15. Паз 15 расположен на затворе и выполнен с возможностью разворота реактивной струи ракеты на 180° и подачи ее в газоотводную трубку 7 с последующим направлением реактивной струи на соответствующую часть теплозащитной перегородки 11. Указанная конструкция обеспечивает предварительное разрушение теплозащитной перегородки, расположенной перед ракетами, что позволяет сохранить оптику, расположенную в головной части ракет. Таким образом, обеспечивается возможность пуска ракет, имеющих встроенные в головной части оптические, электронные и лазерные приборы. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к многорежимным самолетам и касается многорежимных сверхманевренных самолетов с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж с размещенными внутри него грузовыми отсеками со створками. При этом в нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков. Грузовые отсеки расположены тандемно, каждый грузовой отсек по длине и ширине ограничен передней, задней и боковыми стенками, а задние стенки грузовых отсеков выполнены со скосами по направлению полета, ориентированными под острым углом к вертикали. Достигается снижение аэродинамического сопротивления и радиолокационной заметности в сверхзвуковых самолетах с грузовым отсеком. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата
Наверх