Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива



Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива

 


Владельцы патента RU 2506445:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") (RU)

Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус из композитного материала с передним и сопловым днищами, соединенными между собой посредством цилиндрического участка, скрепленный с корпусом заряд твердого топлива и утопленное сопло. На переднем днище установлен глухой фланец многократного использования, в центре которого с внешней стороны установлено воспламенительное устройство. Наружный радиус заряда, радиус канала заряда, радиус критического сечения сопла и толщина цилиндрического участка силовой оболочки корпуса определены соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет определять удельный импульс тяги и скорость горения твердого ракетного топлива в условиях напряженно-деформированного состояния. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к экспериментальным ракетным двигателям твердого топлива (далее ЭД), для прогнозирования характеристик натурного крупногабаритного ракетного двигателя на перспективном твердом топливе (РДТТ).

В настоящее время в большинстве случаев для прогнозирования скорости горения твердого ракетного топлива (ТРТ), удельного импульса тяги РДТТ (далее УИТ) или других характеристик применяют различные установки определения параметров с использованием таких регистраторов, как проводники электрического тока, киносъемка, емкости, регистраторы микроволнового излучения и другие /1, 2, 3/. Однако определенные в этих установках параметры недостаточно полно соответствуют характеристикам натурного РДТТ. Например, скорость горения определяется в этих установках без учета напряженно-деформированного состояния (НДС) заряда ТРТ и отличается от данных в натурном РДТТ. УИТ невозможно определить из-за незнания величины потерь тяги в РДТТ с перспективным ТРТ.

Известен модельный двигатель (МД) /4/, предназначенный для определения скорости горения ТРТ в условиях НДС. Он представляет собой цилиндрическую камеру сгорания с соплом, воспламенителем и датчиком измерения давления. Между бронированным по боковой поверхности зарядом и корпусом МД существует зазор, обеспечивающий деформацию заряда ТРТ. Скорость горения ТРТ определяется по результатам испытаний МД и ставится в соответствие с заданной деформацией 8 заряда ТРТ. Недостатком МД является невозможность моделирования деформации заряда ТРТ во времени при проведении испытания и, так же как и в аналогах, невозможность прогнозирования импульса тяги РДТТ. Иногда для прогнозирования параметров РДТТ используют существующие РДТТ, но меньших размеров. Эти РДТТ также обладают вышеперечисленными недостатками.

Наиболее близким по конструкции является РДТТ, описанный в /5/ и принятый за прототип. Его недостатками является наличие глухого канала, а также ограничения на длину цилиндрического участка корпуса, что не позволяет моделировать давление в РДТТ, т.к необходимо выдерживать пропорциональное соотношение радиусов канала заряда и критического сечения сопла.

Технической задачей изобретения является создание ЭД, позволяющего определять УИТ и скорость горения ТРТ в условиях НДС, а также прогнозировать указанные параметры в условиях, приближенных к условиям работы натурного РДТТ. Кроме того, ЭД позволяет многократно использовать донный глухой фланец и корпус воспламенительного устройства (ВУ).

Поставленная задача решается тем, что в экспериментальном двигателе (ЭД) для прогнозирования параметров процесса горения перспективного твердого ракетного топлива в натурном крупногабаритном двигателе, содержащем корпус из композитного материала в виде переднего и соплового днищ, соединенных между собой посредством цилиндрического участка произвольной длины, скрепленный с корпусом заряд твердого топлива и утопленное сопло, выполнены следующие отличия. На переднем днище установлен глухой фланец многократного использования. В центре его с внешней стороны установлено ВУ. Наружный радиус b заряда удовлетворяет условию

где LU - контрольная длина свода горения образца ТРТ, используемого при определении скорости горения стандартным методом,

B - наружный радиус заряда РДТТ,

K - радиус канала заряда РДТТ,

Co - коэффициент оптимизации.

Радиус канала заряда равен

Радиус критического сечения сопла ЭД пропорционален радиусу R критического сечения сопла РДТТ и равен

Толщина цилиндрического участка силовой оболочки корпуса h задается в зависимости от средней деформации заряда ε в окружном направлении, возникающей при работе натурного РДТТ

где E - модуль упругости корпуса ЭД в окружном направлении,

τ - полное время работы ЭД,

P(t) - расчетное изменение давления от времени при работе ЭД.

Цилиндрический участок корпуса изготавливается произвольной длины, что позволяет обеспечить необходимое давление в испытаниях ЭД при заданном по формуле (3) радиусе r критического сечения сопла ЭД. ВУ установлено с внешней стороны теплоизолированного глухого фланца, что позволяет многократно использовать этот фланец и корпус ВУ.

Выбор наружного радиуса заряда b по формуле (1) позволяет оптимизировать размеры ЭД из технико-экономических соображений. Значение

подбирается как можно меньше, т.к. для удешевления конструкции желательно сделать ЭД меньших габаритов. В то же время свод горения заряда ТРТ должен удовлетворять условию

Это условие позволяет определять скорость горения в ЭД с погрешностью, которая не выше погрешности стандартного метода определения. Поэтому, исходя из (6)

и учитывая (5), значение b выбирается в соответствии (1).

Толщина силовой оболочки цилиндрического участка корпуса выбрана по формуле (4) исходя из заданной средней деформации s заряда ТРТ в окружном направлении, реализуемой при работе натурного РДТТ. Эта толщина не должна быть меньше предельно допустимой толщины, при которой возможно разрушение корпуса ЭД от воздействия максимального давления. Такой выбор позволяет проводить кондиционные испытания ЭД с обеспечением моделирования напряженно-деформированного состояния заряда.

Значения радиуса канала заряда k и величины радиуса критического сечения сопла r для ЭД рассчитываются по формулам (2) и (3). Это позволяет соблюдать геометрическое подобие ЭД натурному РДТТ, моделировать в нем газодинамические процессы течения газов, соответствующие процессам в натурном РДТТ, и обеспечить точный прогноз импульса тяги перспективного ТРТ.

Внешний вид ЭД показан на фиг.1. Корпус из композитного материала представляет собой переднее 1 и сопловое 2 днища, соединенные между собой цилиндрическим участком силовой оболочки корпуса 3. В этом корпусе расположен скрепленный канальный заряд ТРТ 4, а к сопловому днищу прикреплено утопленное сопло 5. На переднем днище 2, установлен теплоизолированный глухой фланец 6 многократного использования, на котором с внешней стороны установлено ВУ 7. В данном ЭД значение отношения С=b/B принято равным 0,3. Цилиндрический участок корпуса изготовлен с толщиной силовой оболочки корпуса, рассчитанной по формуле (4) в соответствии с заданной средней деформацией заряда ТРТ ε в окружном направлении. Эта деформация определяется по средней деформации заряда ТРТ, возникающей при работе натурного РДТТ.

Для прогноза параметров процесса горения перспективного ТРТ в натурном крупногабаритном РДТТ изготавливаются ЭД с зарядами из штатного (i=1) и перспективного (i=2, для которого прогнозируются параметры) ТРТ.

По экспериментальным зависимостям давления Pi(t) в камере сгорания определяют средние давления Ропi, при которых происходило горение заряда

где τi - время окончания горения зарядов.

При испытаниях ЭД заряды деформируются в окружном направлении. Внутренний и наружный диаметры зарядов увеличиваются и среднеинтегральная деформация заряда ЭД в i-том испытании равна

Скорости горения в условиях НДС, соответствующие давлениям Pопi и деформациям εi в испытаниях ЭД для штатного и перспективного ТРТ, определяются по формуле

В испытаниях ЭД регистрируется тяга и определяются значения УИТ: для штатного (i=1) и для перспективного ТРТ (i=2).

Прогноз УИТ перспективного ТРТ в натурном крупногабаритном РДТТ в соответствии с /6/ осуществляется при условии, что уже имеются опытные значения УИТ штатного ТРТ, полученные на натурном РДТТ, близком по габаритам и конструкции к двигателю, для которого прогнозируется удельный импульс. Расчетным путем определяют теоретические значения импульсов тяги , (для ЭД) и , (для натурного РДТТ) на штатном и перспективном ТРТ, соответственно. Эти значения рассчитывают по известным термодинамическим соотношениям /7/. По результатам испытаний натурного РДТТ рассчитывают потери импульса тяги на штатном топливе

По результатам испытаний ЭД на штатном и перспективном ТРТ получают значения практического УИТ - , соответственно, а также суммарные значения потерь

Расчетные значения основной доли потерь удельного импульса тяги определяют по формулам /6/

где φj расчетные составляющие потерь импульса.

Окончательно значение прогнозируемого УИТ натурного ДУ на перспективном ТРТ с учетом значений (11…14) рассчитывают по формуле

С использованием изготовленных и испытанных ЭД на штатном и перспективном топливах получены результаты по скорости горения ТРТ и удельному импульсу тяги, которые удовлетворительно соответствуют этим параметрам натурных РДТТ с перспективным ТРТ.

ЭД могут использоваться при прогнозировании параметров скорости горения в условиях напряженно-деформированного состояния ТРТ и удельного импульса тяги крупногабаритных РДТТ.

Использованные литературные источники

1. "Исследование РДТТ" под редакцией М. Саммерфилда. -М.:Иностранная литература, 1963, стр.120-136.

2. В.С.Игнатьев и др. "Устройство для измерения скорости горения композиционных материалов", Заявка РФ №98102477 от 10.02.1998 г.

3. Strand L.D., Schultz A.D., Reedy G.K. "Метод микроволнового эффекта Допплера для определения нестационарной скорости горения". Journal of Spacecraft and Rockets, 1974, vol. 11. N=2.

4. Ю.М.Милехин, H.В.Сало, В.И.Калашников и др. «Модельный двигатель для определения скорости горения ТРТ в НДС». Патент РФ №2201520 от 27.03.2003.

5. А.В.Алешин, В.Я.Буртовая и др. «Ракетный двигатель твердого топлива». Патент РФ №2088783 от 27.08.1997 г.

6. Ю.М.Милехин, Г.В.Бурский, Г.С.Лавров. Б.И.Ларионов. «Прогнозирование энергетических характеристик РДТТ», Известия РАРАН, №2, 2010 г. стр.17-21.

7. Соркин. Газотермодинамика РДТТ. -М.: Наука, 1967 г.

Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива (далее ЭД) для прогнозирования параметров процесса горения перспективного твердого ракетного топлива (ТРТ) в натурном крупногабаритном двигателе (РДТТ), содержащий корпус из композитного материала в виде переднего и соплового днищ, соединенных между собой посредством цилиндрического участка произвольной длины, скрепленный с корпусом заряд твердого топлива и утопленное сопло, отличающийся тем, что на переднем днище установлен глухой фланец многократного использования, в центре которого с внешней стороны установлено воспламенительное устройство, причем наружный радиус b заряда удовлетворяет условию:
LU·B/(B-K)<b<Co·B,
где LU - контрольная длина свода горения образца ТРТ, используемого при определении скорости горения стандартным методом,
B - наружный радиус заряда РДТТ,
K - радиус канала заряда РДТТ,
Co - коэффициент оптимизации,
радиус канала заряда равен
k=K·b/B,
радиус критического сечения сопла ЭД пропорционален радиусу R критического сечения сопла РДТТ и равен
r=R·b/B,
а толщина цилиндрического участка силовой оболочки корпуса h задается в зависимости от средней деформации заряда ε в окружном направлении, возникающей при работе натурного РДТТ, и равна

где E - модуль упругости корпуса ЭД в окружном направлении,
τ - полное время работы ЭД,
P(t) - расчетное изменение давления от времени при работе ЭД.



 

Похожие патенты:

При определении скорости горения твердого ракетного топлива производят монтаж и сжигание стержневого образца с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для измерения зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя, имеющих конический или криволинейный профиль сопрягаемых через клеевой состав поверхностей.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива монтируют и сжигают стержневой образец твердого ракетного топлива с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления, а также вентили подачи и сброса давления.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющихся частей ступени ракет-носителей, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя, обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта теплоносителя с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках экспериментальной установки, при этом перед подачей теплоносителя осуществляют понижение давления в экспериментальной установке до 0,01 МПа через электропневмоклапан.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к высотным испытаниям крупногабаритного РДТТ. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при наземной огневой отработке раздвижного сопла высотного ракетного двигателя. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей, раздвижные сопла которых имеют несколько выдвигаемых насадков.

Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники и может быть использовано для гашения ракетных двигателей твердого топлива при отработке и наземных испытаниях.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий. Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами содержит барокамеру, выхлопной диффузор, кольцевой эжектор и соединенный с ним источник эжектирующего рабочего тела. Источник эжектирующего рабочего тела выполнен в виде парогенератора, образованного охватывающим диффузор кожухом, полость которого на входе сообщена с подводом охлаждающей жидкости, а на выходе с кольцевым эжектором. Стенд снабжен форсунками, размещенными в кольцевом эжекторе и имеющими программно разрушающиеся корпусы. Изобретение позволяет имитировать высотные условия при испытании ракетного двигателя с тонкостенным соплом на различных режимах его работы, включая период выключения, а также обеспечить сохранность элементов конструкции двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе. Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе содержит выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом. В переходном отсеке установлена связанная с системой подачи охлаждающей жидкости поворотная полая штанга с форсункой, снабженная фиксаторами начального и конечного положения. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение ракетного двигателя твердого топлива после огневых стендовых испытаний. 4 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытаниям камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения. Генератор содержит корпус с подсоединительным патрубком и форкамерой, в котором размещена втулка из диэлектрика, в которой размещены электроды. При этом один из электродов установлен по оси форкамеры и является общим, а остальные электроды расположены по окружности с одинаковым зазором между собой. Причем осевой электрод соединен с остальными электродами, размещенными по окружности, металлическими проволочками диаметром 0,02…0,5 мм. Другие концы электродов предназначены для подключения к источнику высокого напряжения, а концы электродов, размещенных внутри форкамеры, выполнены с утолщением, причем к форкамере подсоединен штуцер для подачи азота продувки. При размещении по окружности четного числа электродов на конце осевого электрода в радиальном направлении к электродам, расположенным по окружности, могут быть выполнены сквозные радиальные пересекающиеся каналы, в которых размещены металлические проволочки. При этом концы каждой из них соединены с соответствующей парой противолежащих электродов, расположенных по окружности, причем в торце осевого электрода выполнено глухое отверстие с резьбой, пересекающее сквозные радиальные каналы, в котором установлен винт, прижимающий металлические проволочки к внутренним кромкам сквозных каналов осевого электрода. Изобретение обеспечивает создание нескольких импульсов во время одного испытания камер сгорания и газогенераторов ЖРД на устойчивость при высокой стабильности величины импульса. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в газогидравлических магистралях жидкостных ракетных двигателей. В способе установки геометрической оси камер жидкостного ракетного двигателя в номинальном положении, основанном на исключении влияния технологических отклонений при изготовлении агрегатов, деталей и сборочных единиц, а также усадки материала в сварных швах стыков газовых магистралей между турбонасосным агрегатом и головками камер на угловое отклонение геометрических осей камер от номинального положения, согласно изобретению измерение фактических параметров замыкающего компенсирующего устройства, его изготовление, подгонка и сварка выполняются на заключительной стадии сборки магистралей после выполнения всех сварных швов стыкуемых агрегатов деталей и сборочных единиц. Способ реализуется компенсирующим замыкающим устройством газовых магистралей, содержащим компенсационную втулку с проточками по ее стыкам для установки подкладных колец, в котором согласно изобретению проточки для установки подкладных колец выполнены длиной, равной длине подкладных колец, а над проточками просверлены сквозные отверстия, в которых установлены фиксаторы для перемещения подкладных колец в зону сварных швов стыков деталей и сборочных единиц; проточки в фиксаторах под отвертку развернуты перпендикулярно плоскости проекции скоса; фиксаторы установлены по периметру через углы, равные 120°; в отверстиях компенсационной втулки и головках фиксаторов выполнены фаски для исключения непроваров корня сварных швов. Изобретение обеспечивает повышение точности ее установки и снижение потерь вектора тяги работающего в полете или на стенде двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к технике, связанной с испытанием сопл, и может быть использовано при проведении модельных испытаний. Устройство содержит подводящий трубопровод, соединенный с ресивером, выполненным с возможностью разъемного соединения с испытываемым соплом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством съемных фланцевых накладок и с возможностью опирания измерительными средствами на корпус ресивера, в котором подводящий трубопровод снабжен упругой вставкой. Кроме того, ресивер снабжен отверстиями, одно из которых выполнено в его торце, а другое на его боковой поверхности, причем горловины отверстий имеют одинаковые сечения и снабжены съемными фланцевыми накладками, выполненными с возможностью крепления в них испытываемого сопла в двух взаимно перпендикулярных направлениях. При этом в качестве измерительных средств используют однокомпонентные датчики силы, закрепленные на корпусе ресивера, измерительные штанги которых размещены в трех взаимно перпендикулярных направлениях, а их концы уперты в корпус ресивера с возможностью его удержания. Технический результат заключается в повышении точности измерения и эффективности испытаний сопла, а также снижении трудоемкости изготовления и эксплуатации устройства. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании деталей из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), работающих в условиях воздействия высокотемпературной окислительной среды на поверхности деталей ракетной техники. Установка для определения окислительной стойкости углерод-углеродного композиционного материала, в том числе с защитным покрытием, включающая камеру из огнеупорного материала для размещения образца испытуемого материала и сопло для подачи газового потока в камеру, выполненное в передней стенке установки, снабжена набором съемных передних стенок различной толщины, в которых сопло расположено под разными углами к продольной оси камеры установки, при этом камера установки размещена в металлическом корпусе с теплозащитным кожухом, причем, теплозащитный кожух и камера выполнены разъемными. Изобретение обеспечивает имитацию воздействия высокотемпературного газового потока на детали ракетной техники в условиях, приближенных к реальным, и определение окислительной стойкости УУКМ при воздействии высокотемпературного газового потока под разными углами и на различном расстоянии. 6 ил.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступени ракет-носителей (РН) в условиях малой гравитации с использованием экспериментальных модельных установок в земных условиях, а также и при натурных пусках РН с системами газификации. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива (КРТ) в баках ОЧ ступени РН, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя (ТН) с заданными параметрами, обеспечении заданных условий взаимодействия в зоне контакта ТН с поверхностью жидкого газифицируемого КРТ, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭУ, при этом проводят дополнительные измерения скорости потока ТН в различных точках ЭУ, влажности газа на выходе из ЭУ, и рассчитывают на основе проведенных измерений значения суммарной теплоты, поступившей в объем ЭУ в течение всего эксперимента. Изобретение обеспечивает повышение достоверности результатов экспериментальных исследований, снижение затраты на проведение экспериментов при обнаружении недостоверных измерений или неисправности оборудования путем прекращения эксперимента и повышение надежность измерений. 2 н. и 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при экспериментальной отработке заборных устройств, установленных в топливных баках ракет, для экспериментального определения гидравлических остатков незабора топлива. Стенд содержит сливную емкость, расходную магистраль, в которой установлены датчики сплошности, расходомер, гидравлический насос, отсечной кран, а также устройство для заправки и слива, к которому подключен дозатор для дозаправки воды. Дозатор воды настроен на рабочий объем, равный объему ожидаемого гидравлического остатка незабора испытуемого топливного бака, подключенного к расходной магистрали. Верхняя часть сливной емкости выполнена в виде вертикального сужающегося кверху конусного насадка с конусностью 15°, на котором установлены второй датчик сплошности и емкость для перелива. В состав стенда входит магистраль закольцовки с запорным клапаном, встроенная в расходную магистраль на входе в насос, и магистраль заправки с клапаном, встроенная в расходную магистраль на выходе из насоса, второй конец которой подключен к расходной магистрали перед отсечным краном. Перед заправкой испытуемого бака полностью заполняют водой расходную магистраль и сливную емкость, а затем производят дозаправку гидросистемы дозированным объемом воды, равным ожидаемому гидравлическому остатку незабора. После этого производят испытание. При срабатывании обоих датчиков сплошности в любой последовательности закрывают отсечной кран, фиксируют момент прорыва газа в магистраль расхода и момент полного заполнения сливной емкости. Затем, зная расход и указанные моменты времени, а также объем дозаправки дозатором вычисляют величину гидравлического остатка незабора. Технический результат - повышение точности определения гидравлического остатка в испытуемом баке ракеты и снижение трудоемкости экспериментальных работ. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при экспериментальной отработке заборных устройств, установленных в топливных баках ракет, для экспериментального определения гидравлических остатков незабора топлива в динамических условиях. Стенд содержит подвижную горизонтальную платформу с приводом, сливную емкость с расходной магистралью, сливной трубопровод с датчиком сплошности и гибкое звено. Платформа установлена на раме стенда при помощи несколько параллельных шарнирных стоек. На платформе жестко закреплены испытуемый бак с заборным устройством и сливной трубопровод с датчиком сплошности. На расходной магистрали установлены расходомер, отсечной кран, регулятор расхода, гидравлический насос. Вход насоса подсоединен к сливной емкости магистралью закольцовки с установленным на ней клапаном. Сливной трубопровод жестко закреплен на платформе, подключен к испытуемому баку и через гибкое звено соединен с расходной магистралью. Гибкое звено выполнено в виде трубы с герметичными сферическими шарнирами на концах и расположено параллельно стойкам. Длина гибкого звена равна высоте стоек. Технический результат - повышение точности определения гидравлического остатка в испытуемом баке ракеты и исключение силовых нагрузок на сливной трубопровод испытуемого бака. 1 ил.
Изобретение относится к комплексам автоматизированного управления ракетными формированиями и формированиями реактивных систем залпового огня крупного калибра. Технический результат - повышение эффективности поражения целей за счет придания ракетным формированиям и формированиям реактивных систем залпового огня крупного калибра свойств разведывательно-ударного комплекса, функционирующего по принципу «разведал-поразил». Комплекс содержит электронно-вычислительную машину, аппаратуру передачи данных со средствами связи, средства автоматизации, блок сопряжения оперативно-тактической и радиолокационной информации, который подключен к коммутирующему устройству сопряжения и к двум аппаратурам передачи данных со средствами связи. Одна из аппаратур предназначена для информационного обмена радиолокационной информацией со средствами разведки, а другая - для информационного обмена оперативно-тактической информацией с вышестоящим, подчиненным и взаимодействующим органами управления. Устройство сопряжения содержит блок управления, позволяющий обрабатывать радиолокационную информацию от средств разведки, при этом сохранена возможность обработки в нем оперативно-тактической информации, поступающей от вышестоящего, подчиненного и взаимодействующего органов управления. Для принятой к поражению цели в комплексе предусмотрена возможность определения корректур установок стрельбы и данных полетного задания с целью обслуживания стрельбы в режиме реального времени. 1 ил.
Наверх