Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере



Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере
Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере
Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере
Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере
Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере
Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере
Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере
Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере

 


Владельцы патента RU 2518126:

Открытое акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения" (RU)

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым ракетам, размещенным в транспортно-пусковых контейнерах. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит разгонный двигатель, маршевый двигатель, боевую часть, рулевой отсек и бортразъем. Рулевой отсек включает в себя источник вторичного электропитания, блок формирования одноканального сигнала управления и связанную с ним рулевую машинку, а также аппаратурную часть с элементами радиокомандной системы управления в виде радиоприемного устройства и блока ответчика. Бортовая система управления ракеты выполнена двухсистемной за счет введения в аппаратурную часть фотоприемного устройства лазерно-лучевой системы управления, системного блока управления, модуля управления, блока эквивалентной нагрузки, источника питания. Выход источника вторичного электропитания подключен ко второму входу блока ответчика и первому входу блока эквивалентной нагрузки. Выход модуля управления соединен со вторым входом блока эквивалентной нагрузки, третий вход которого подключен к контакту бортразъема носителя, предназначенного для автоматического выбора и коммутации элементов одной из указанных систем управления ракеты для работы в соответствии с системой управления носителя. Достигается расширение боевых возможностей ракеты. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Предложение относится к управляемым ракетам класса «земля-земля», «воздух-земля», которые размещаются на наземных, воздушных и морских носителях и предназначены для поражения целей различных типов.

Известен противотанковый ракетный комплекс «Корнет-Э», в котором используется принцип наведения управляемой ракеты по лучу лазера. Управляемые ракеты 9М133-1 и 9М133Ф-1 размещаются в транспортно-пусковых контейнерах (см. «Оружие России», стр.62-63, издатель: ООО «Военный парад», Россия, 119330, Москва, 2004).

Известны отечественные управляемые ракеты «Аркан» (9М117М1), «Инвар» (9М119М), которые имеют лазерно-лучевую систему наведения (см. «Независимое военное обозрение» от 25.11.2011 г.).

Известен комплекс управляемого вооружения «Вихрь-М», который используется для вооружения боевого вертолета Ка-50. В данном комплексе используется ракета «Вихрь-1», которая размещена в герметичном транспортно-пусковом контейнере и состоит из кумулятивно-осколочной боевой части (БЧ) с контактным и неконтактным взрывателем, воздушно-динамического рулевого привода, электронной аппаратуры управления, двигателя и приемника лазерного излучения. Управляемая ракета имеет лазерно-лучевую систему управления (см. «Авиационное вооружение и авионика, Энциклопедия XXI век, Оружие и технологии России», том 10, стр.154-158).

Известен многоцелевой ракетно-артиллерийский комплекс «Вихрь-К», который используется для оснащения малотоннажных надводных кораблей военно-морских сил. В комплексе применен стабилизированный прицел с дальномером и лазерно-лучевым каналом наведения управляемой ракеты. В данном комплексе используется управляемая ракета «Вихрь-1» (см. «Оружие России», стр.560-563, издатель: ООО «Военный парад», Россия, 119330, Москва, 2004).

Известен вертолетный комплекс высокоточного оружия ближнего действия (Россия, патент 2351508(13) C1 от 19.09.2007 г.). В данном комплексе используется лазерно-лучевая система управления. На ракете расположен приемник излучения, который осуществляет прием оптического сигнала, преобразование его в электрический сигнал, декодирование и передачу в электронный блок выделения координат ракеты, в котором происходит выработка команд управления и передача их в аэродинамический рулевой привод.

Известен способ наведения ракет и устройство для его осуществления (Россия, патент 2431107(13) C1 от 29.03.2010 г.). В данном способе наведения используется лазерно-лучевой канал управления с размещением в заднем торце управляемой ракеты приемника излучения.

Известен корабельный комплекс высокоточного оружия ближнего рубежа (Россия, патент 2135391(13) C1 от 04.08.1998 г.). В данном комплексе используется лазерно-лучевой канал управления ракетой. После выстреливания ракеты в луч, создаваемый лазерно-лучевым блоком, приемник ракеты воспринимает сигналы с информацией, заложенной в луче (преобразует их в электрические), и передает их на блок управления, в результате чего ракета наводится на цель по оси луча, съюстированной с линией визирования.

Известна противотанковая управляемая ракета «Штурм» в пусковой трубе, которая имеет полуавтоматическую систему управления с передачей команд по радиолинии (см. «Управляемый снаряд 9М114. Техническое описание и инструкция по эксплуатации», Москва, Воениздат, 1982 г.).

Боевое применение ракеты обеспечивается в составе самоходного и вертолетного комплексов «Штурм-С» и «Штурм-В», размещаемых на боевой машине БМ 9П149 и на вертолете Ми-24.

Прототипом заявляемой управляемой ракеты является многоцелевая управляемая ракета (Россия, патент 2277693 (C13) C1 от 23.09.2004 г.).

Ракета конструктивно состоит из трех частей: управляемой ракеты, разгонного двигателя и транспортно-пускового контейнера.

Управляемая ракета (УР) выполнена по аэродинамической схеме «утка» и содержит боевую часть, рулевой отсек, маршевый двигатель и аппаратурную часть. Для создания необходимой подъемной силы служат четыре дугообразных пера, а управляющая аэродинамическая сила создается при отклонении аэродинамических рулей. Для обеспечения запуска из транспортно-пускового контейнера УР не имеет выступающих частей, рули и перья сложены и раскрываются после вылета УР из транспортно-пускового контейнера.

УР электрически соединяется с транспортно-пусковым контейнером (ТПК) бортразъемом, который расстыковывается в момент выстрела.

Для механической и электрической стыковки с носителем на ТПК имеются две цапфы. В передней цапфе размещен пиростопор для удержания управляемой ракеты, а в задней цапфе установлена плата для коммутации пусковых цепей ракеты с пусковыми цепями носителя (боевой машины, вертолета и т.д.).

Боевая часть размещена в передней части УР и представляет собой автономный блок, допускающий многократную стыковку с рулевым отсеком. УР имеет сменные боевые части: кумулятивную с тандемной боевой частью, осколочно-фугасную с неконтактным датчиком цели, фугасную с объемно-детонирующим зарядом.

В рулевом отсеке размещены блоки формирования и выполнения команд управления и обеспечения электропитанием бортовой аппаратуры, гироскопический распределитель команд и средства их газового и электрического питания, т.е. источники электро- и газовой энергии (пороховой аккумулятор давления, пусковой двигатель, турбогенератор).

Маршевый двигатель представляет собой однокамерный двухрежимный двигатель с двумя боковыми наклонными раструбами.

За маршевым двигателем расположена аппаратурная часть с блоком ответчика, который включает в себя блок ответчик с лампой (ИСК-200-1).

Бортовая аппаратура управления данной ракеты имеет одну систему управления, которая построена по принципу полуавтоматической радиокомандной системы управления. Положение ракеты в полете определяет пеленгатор наземной аппаратуры управления, передача команд управления осуществляется по радиолинии связи.

Прием команд от наземной аппаратуры управления на ракете осуществляет устройство радиоприемное.

Таким образом, в России и за рубежом за последние несколько лет появились комплексы управляемого вооружения с различными системами наведения.

Эти обстоятельства привели к расширению номенклатуры управляемых ракет в войсках.

Результатом технического предложения является расширение боевых возможностей ракеты, ее межвидовая унификация и возможность боевого применения в составе комплексов управляемого вооружения наземного, воздушного и морского базирования с различными системами управления.

Предлагаемая УР в ТПК содержит разгонный двигатель (РД), маршевый двигатель (МД), сменную боевую часть (БЧ), рулевой отсек (РО), включающий в себя пороховой аккумулятор давления, турбогенератор, источник вторичного электропитания, пусковой двигатель, гироскопический распределитель команд, блок формирования одноканального сигнала управления, рулевую машинку и инерционный замыкатель, а также аппаратурную часть (АЧ), включающую элементы радиокомандной системы управления (РКСУ) в виде устройства радиоприемного (УРП) с приемной антенной и блок ответчика, при этом ТПК имеет две разнесенные по его длине силовые цапфы для крепления к носителю, в передней из которых расположен пиростопор для удержания УР, а в задней бортразъем для электрического соединения цепей УР с источником питания носителя. Новым является то, что бортовая система управления ракеты выполнена двухсистемной за счет введения в аппаратурную часть устройства фотоприемного (УФП) лазерно-лучевой системы управления (ЛЛСУ), системного блока управления (СБУ), модуля управления (МУ), блока эквивалентной нагрузки (БЭН), источника питания (ИП) в виде химического источника тока, при этом выход УФП соединен с первым входом СБУ, выход УРП соединен со вторым входом СБУ, отдельная группа входов СБУ соединена с носителем через бортразъем ракеты, а выходы СБУ соединены: первый - с входом блока ответчика, второй - с входом модуля управления, третий и четвертый - с соответствующими входами блока формирования одноканального сигнала (БФОС) управления, выход источника вторичного электропитания (ИВЭП) подключен ко второму входу блока ответчика (БО) и первому входу блока эквивалентной нагрузки (БЭН), выход модуля управления соединен со вторым входом блока эквивалентной нагрузки, третий вход которого подключен к контакту бортразъема носителя, предназначенного для автоматического выбора и коммутации элементов одной из указанных систем управления ракеты для работы в соответствии с системой управления носителя.

СБУ выполнен в виде единого многофункционального устройства.

БЭН включает в себя катушку, намотанную высокоомной нихромовой проволокой с эмалированной изоляцией, рассчитанную на эквивалентную нагрузку, потребляемую блоком ответчиком с импульсной лампой ИСК-200-1, при этом схема управления коммутацией катушки выполнена на высоковольтных тиристорах с элементами регулировки и коммутации. МУ выполнен в виде электронного ключа, включение которого осуществляется по команде от системного блока управления, что блокирует работу блока ответчика и исключает воздействие светового импульса от лампы (ИСК-200-1) на УФП при работе в ЛЛСУ, а при работе бортовой аппаратуры управления в РКСУ он является элементом защиты и предотвращает включение БЭН.

АЧ имеет ИП в виде химического источника тока - тепловой батареи твердых солей, который обладает высокой стабильностью и не создает дополнительных наводок и выбросов по напряжению и предназначен для питания СБУ, УФП, УРП и МУ.

Управляемая ракета имеет отдельный контакт бортразъема «Признак системы», на который с носителя подается напряжение на СБУ для переключения бортовой аппаратуры ракеты в режим работы в соответствии с системой управления носителя. При стрельбе с использованием ЛЛСУ на контакт подается напряжение +27 B, а при отсутствии напряжения на контакте производится стрельба с использованием РКСУ.

При стрельбе с двух близко расположенных носителей с использованием ЛЛСУ используются код 1 и код 2, которые отличаются друг от друга кодовой расстановкой импульсов.

Сущность предложения представлена на чертежах, где на фиг.1 - общий вид ракеты в ТПК, на фиг.2 - расположение составных частей ракеты в ТПК, на фиг.3 - общий вид ракеты в полете, на фиг.4 - взаимное расположение основных элементов аппаратурной части ракеты, на фиг.5 - бортразъем УР для стыковки с носителем, на фиг.6 - функциональная схема ракеты, на фиг.7 - структурная схема СБУ, на фиг.8 - принципиальные схемы блоков МУ и БЭН.

Управляемая ракета (УР) в ТПК 1 представлена на фиг.1. На наружной поверхности ТПК 1 размещены бугель передний 2, бугель задний 3, цапфа передняя 4, цапфа задняя 5.

На фиг.2 в ТПК 1 размещены боевая часть (БЧ) 6, рулевой отсек (РО) 7, маршевый двигатель (МД) 8, аппаратурная часть (АЧ) 9, разгонный двигатель (РД) 10.

На фиг.3 представлена ракета в полете, где показаны аэродинамические рули 11 и дугообразные крылья 12.

На фиг.4 представлена АЧ 9, где показаны устройство радиоприемное (УРП) 13 с рупорной антенной 14, устройство фотоприемное (УФП) 15, системный блок управления (СБУ) 16, блок эквивалентной нагрузки (БЭН) 17, модуль управления (МУ) 18 эквивалентной нагрузкой, блок ответчик (БО) 19 с импульсной лампой (ИСК-200-1) 20.

БО 19 предназначен для создания в РЖ диапазоне импульсного излучения, необходимого для работы пеленгатора аппаратуры управления (см. «Управляемый снаряд 9М114. Техническое описание и инструкция по эксплуатации», Москва, Воениздат, 1982 г., стр.66-72).

На фиг.5 представлена цапфа задняя 5 с бортразъемом 21, в которой расположены гнезда разъема для стыковки с ножевыми контактами бортразъема 21 носителя, где контакты (см. фиг.6):

1 - подача питания ±27 B на исполнительные элементы РО, источник питания;

2 - общий;

3 - наличие УР на пусковой установке носителя;

4 - подача питания +27 B на пиростопор, РД;

5 - выбор кода при работе в ЛЛСУ (нет питания код 1, +27 B код 2);

6 - выбор системы управления носителя (+27 B - ЛЛСУ, нет питания - РКСУ);

7 - корпус;

8 - признак (тип БЧ) УР.

На фиг.6 приведены источник питания (ИП) 22, пороховой аккумулятор давления (ПАД) 23, турбогенератор (ТГ) 24, источник вторичного электропитания (ИВЭП) 25, пусковой двигатель (ПД) 26, гироскопический распределитель команд (ГРК) 27, блок формирования одноканального сигнала управления (БФОС) 28, рулевая машинка (РМ) 29, инерционный замыкатель (ИЗ) 30, пиростопор (ПС) 31.

БФОС 28 предназначен для преобразования напряжений команд по каналам курса и тангажа в одноканальный сигнал управления электромагнитами РМ 29 (см. «Управляемый снаряд 9М114. Техническое описание и инструкция по эксплуатации», Москва, Воениздат, 1982 г., стр.56-60).

На фиг.7 приведена структурная схема СБУ 16, которая включает в себя:

- преобразователь-стабилизатор напряжений 32 - производит преобразование и стабилизацию напряжений для запитки элементов СБУ 16;

- дешифратор РКСУ 33 - производит обработку, расстановку тактовых и координатных видеоимпульсов, поступивших с УРП 13;

- дешифратор ЛЛСУ 34 - производит обработку последовательности видеоимпульсов, поступивших с УФП 15, с вычислением координат УР в информационном поле и угловых скоростей линии визирования переданных ЛЛСУ;

- корректирующий фильтр РКСУ по курсу 35 - производит подавление случайных высокочастотных сигналов для исключения выработки ложных команд управления по каналу курса;

- корректирующий фильтр РКСУ по тангажу 36 - производит подавление случайных высокочастотных сигналов для исключения выработки ложных команд управления по каналу тангажа;

- формирователь импульсов запуска 37 БО 19 - производит формирование импульсов запуска БО 19 синхронно при поступлении тактовых импульсов от УРП 13;

- коммутатор угловой скорости по каналу курса 38 - обеспечивает передачу команд по угловой скорости линии визирования в сумматор команды по каналу курса в ЛЛСУ;

- умножитель программной функции F1 канала курса 39 - учитывает программное изменение размера информационного поля ЛЛСУ канала курса F1;

- формирователь программной функции ЛЛСУ канала F1 40 - формирует сигнал управления в зависимости от размера информационного поля ЛЛСУ канала F1;

- умножитель программной функции F1 канала тангажа 41 - учитывает программное изменение размера информационного поля ЛЛСУ канала тангажа F1;

- умножитель программной функции F3 канала курса 42 - учитывает программное изменение функции дальности ЛЛСУ F3 канала курса в зависимости от дальности;

- формирователь программной функции ЛЛСУ канала F3 43 - формирует сигнал управления ЛЛСУ канала F3 в зависимости от дальности;

- умножитель программной функции F3 канала тангажа 44 - учитывает программное изменение функции дальности ЛЛСУ F3 канала тангажа в зависимости от дальности;

- коммутатор ЛЛСУ канала угловой скорости цели и крена носителя 45 - обеспечивает передачу команд по угловой скорости цели по каналу тангажа и крену носителя в ЛЛСУ;

- корректирующий фильтр ЛЛСУ канала курса 46 - производит подавление случайных высокочастотных сигналов в ЛЛСУ для исключения выработки ложных команд управления по каналу курса;

- корректирующий фильтр ЛЛСУ канала тангажа 47 - производит подавление случайных высокочастотных сигналов в ЛЛСУ для исключения выработки ложных команд управления по каналу тангажа;

- умножитель программной функции F2 канала курса 48 - учитывает программное изменение функции F2 коэффициента усиления контура управления ЛЛСУ канала курса;

- формирователь программной функции ЛЛСУ канала F2 49 - формирует сигнал управления ЛЛСУ канала курса F2 от программной функции коэффициента усиления контура управления по времени полета УР;

- умножитель программной функции F2 канала тангажа 50 - учитывает программное изменение функции F2 коэффициента усиления контура управления ЛЛСУ канала тангажа;

- коммутатор ЛЛСУ канала управления по каналу курса 51 - обеспечивает передачу команд управления по каналу курса в ЛЛСУ;

- формирователь функции компенсации веса ЛЛСУ 52 - формирует сигнал компенсации веса в зависимости от массоцентровочных характеристик, времени полета УР, положения стартовой системы координат УР при пуске ракеты с использованием ЛЛСУ;

- умножитель программной функции компенсации веса 53 - учитывает программное изменение сигнала управления от текущего значения функции компенсации веса в ЛЛСУ;

- коммутатор ЛЛСУ канала управления по каналу тангажа 54 - обеспечивает передачу команд управления по каналу тангажа в ЛЛСУ;

- сглаживающий фильтр ЛЛСУ 55 - обеспечивает сглаживание сигнала управления в ЛЛСУ по угловой скорости и крену носителя;

- сумматор ЛЛСУ по каналу курса 56 - обеспечивает выработку суммарных сигналов управления ЛЛСУ по каналу курса;

- сумматор ЛЛСУ по каналу тангажа 57 - обеспечивает выработку суммарных сигналов управления ЛЛСУ по каналу тангажа;

- динамический ограничитель 58 - обеспечивает оптимизацию метода формирования команд сигналов управления для вращающейся УР с одноканальной системой управления;

- мультиплексор по каналу курса 59 - обеспечивает переключение сигналов управления по каналу курса в РКСУ или ЛЛСУ систем наведения;

- мультиплексор по каналу тангажа 60 - обеспечивает переключение сигналов управления по каналу тангажа в РКСУ или ЛЛСУ систем наведения;

- цифроаналоговый преобразователь (ЦАП) по каналу курса 61 - обеспечивает преобразование сформированного цифрового сигнала управления по каналу курса в аналоговый в виде напряжения;

- ЦАП по каналу тангажа 62 - обеспечивает преобразование сформированного цифрового сигнала управления по каналу тангажа в аналоговый в виде напряжения;

- формирователь опорного напряжения по каналу курса 63 - формирует опорное напряжение по каналу курса;

- формирователь опорного напряжения по каналу тангажа 64 - формирует опорное напряжение по каналу тангажа;

- формирователь команд управления канала курса 65 - обеспечивает сопряжение уровней команд управления по каналу курса с БФОС 28;

- формирователь команд управления канала тангажа 66 - обеспечивает сопряжение уровней команд управления по каналу тангажа с БФОС 28.

U р к z - напряжение канала курса РКСУ,

U р к y - напряжение канала тангажа РКСУ,

U л к z - напряжение канала курса ЛЛСУ,

U л к y - напряжение канала тангажа ЛЛСУ,

U ω z - напряжение поправки по угловой скорости движения цели в канале курса,

U ω y - напряжение поправки по угловой скорости движения цели в канале тангажа,

Uz - напряжение в канале курса,

Uy - напряжение в канале тангажа.

Схемные решения системного блока управления реализованы на программируемых запоминающих устройствах с флеш-памятью (микросхемы типа Н563РЕ2А), процессоре повышенной производительности (микросхема типа 1867 ВМ2), операционных усилителях (микросхема типа 1401Д2АММ), базовых матричных кристаллах (микросхемы типа 5503БЦ7У-337), коммутаторе (интегральная микросхема типа 590КН16), цифро-аналоговом преобразователе (микросхема типа 572ПА1АММ), преобразователе напряжений для вторичных источников питания (микросхемы типа 142ЕН6А (5А)), элементах коммутации (транзисторы типа 2Т3130Д9), элементах регулировки и настройки (резисторы типа Р1-12, диоды типа 2Д212/CO, конденсаторы типа К10-69 В, К53-56).

На фиг.8 приведена принципиальная схема блоков МУ 18 и БЭН 17, которые включают в себя:

- катушку эквивалентной нагрузки L1;

- конденсатор С1 типа К10-17а;

- резисторы R1, R5…R15 типа C2-33H;

- резисторы R2…R4 типа С5-42B;

- диоды VD1, VD2 типа 2Д212А/СО;

- диоды VD3…VD5 типа 2Д220Г1;

- тиристоры VS1…VS3 типа 2Т212;

- транзистор VT1 типа 2Т321Б;

- транзистор VT2 типа 2Т880А.

Эквивалентная нагрузка выполнена в виде катушки L1 с намотанной высокоомной нихромовой проволокой с эмалированной изоляцией, при этом схема управления эквивалентной нагрузкой выполнена на высоковольтных тиристорах VS1…VS3 с элементами регулировки и коммутации. Модуль управления блоком эквивалентной нагрузки выполнен в виде электронного ключа.

На наземных носителях закрепление УР в барабане осуществляется с помощью бугеля переднего 2 и бугеля заднего 3, размещенных в плоскости цапфы передней 4 и цапфы задней 5 ТПК 1 и смещенных относительно цапф на 90°.

На воздушных носителях (вертолетах) для крепления УР используются цапфа передняя 4 и цапфа задняя 5.

УР в ТПК 1 эксплуатируется в виде выстрела. УР опирается центрирующими поясками МД 8 на внутренние стенки ТПК 1, изготовленного из стеклопластика.

Последовательность работы элементов УР при стрельбе.

После обнаружения, наведения марки прицела на цель оператор нажимает кнопку «Пуск».

При стрельбе ракеты в режиме работы с использованием РКСУ задействуются контакты 1, 2, 3, 4, 7, 8 бортразъема 21 носителя УР.

При этом СБУ 16 определяет используемую систему управления - РКСУ по отсутствию напряжения +27 B на контакте 6 бортразъема 21 и производит прием сигнала с УРП 13.

В этом режиме на вход управления тиристорами VS1-VS3 БЭН 17 не поступает управляющий сигнал +27 B с контакта 6 бортразъема 21 носителя. Тиристоры VS1-VS3 (фиг.8) закрыты. С выхода СБУ 16 на вход МУ 18 поступает сигнал управления +20 B для его последующей трансляции на БЭН 17. Напряжение 1700 B подается с ИВЭП 25 и поступает на БО 19. МУ 18 определяет отсутствие напряжения 1700 B в высоковольтной цепи БЭН 17 и не транслирует управляющий сигнал от СБУ 16 на БЭН 17, тем самым обеспечивая надежную защиту от несанкционированного включения БЭН 17 в течение всего полета УР в РКСУ.

Под действием управляющих сигналов с контактов 1 и 2 бортразъема 21 происходит срабатывание электровоспламенителей ПАД 23, ПД 26 и выход на режим бортовых источников питания, которые запитывают бортовую аппаратуру УР, в том числе преобразователь-стабилизатор напряжения 32 СБУ 16, срабатывание ПС 31, расстопорение УР в ТПК 1 и замыкание контактов электровоспламенителя РД 10.

Под действием тяги РД 10 УР вылетает из ТПК 1, получив начальную скорость и угловую закрутку до 12-18 об/с, при этом под действием перегрузок срабатывает ИЗ 30 и напряжение с бортового источника УР поступает на электровоспламенитель замедленного действия МД 8.

После вылета УР из ТПК 1 под действием центробежных сил раскрываются аэродинамические рули 11 и дугообразные крылья 12, которые стопорятся в раскрытом положении.

На расстоянии 3-5 м от носителя включается МД 8, который разгоняет УР до сверхзвуковой скорости.

Из-за разности скоростей РД 10 и УР происходит разделение РД 10 от УР и его падение на землю.

При стрельбе с использованием РКСУ отклонение УР от линии визирования измеряется пеленгатором прибора управления носителя, воспринимающим импульсное ИК-излучение лампы (ИСК-200-1) 20, установленной на УР.

Конструктивно прицел и пеленгатор объединены в прибор управления.

Сигналы с пеленгатора в виде напряжений, пропорциональных угловым отклонениям ракеты от линии визирования в горизонтальной (курс) и вертикальной (тангаж) плоскостях, поступают в блок выработки команд, где с учетом изменения аэродинамических характеристик УР по времени полета преобразуются в команды управления в виде напряжений, пропорциональных отклонениям УР от линии визирования по курсу и тангажу. Кроме того, в состав команд управления в блоке выработки команд добавляются сигналы для компенсации веса ракеты в канале тангажа и динамической ошибки наведения при наличии угловой скорости линии визирования.

Команды управления по курсу и тангажу с блока выработки команд поступают на радиоаппаратуру передачи команд, размещенную на носителе, и в виде зашифрованного высокочастотного сигнала передаются на УР.

Устройством радиоприемным 13 на борту УР команды управления детектируются, усиливаются, нормируются и в виде нормированных импульсов поступают на второй вход СБУ 16. В СБУ 16 дешифратор РКСУ 33 производит обработку, расстановку тактовых и координатных видеоимпульсов, поступивших с УРП 13, вырабатывает сигналы управления в канале курса U р к z , в канале тангажа U р к y , которые поступают на вход корректирующих фильтров 35, 36, где происходит подавление случайных высокочастотных сигналов с целью исключения выработки ложных команд управления по каналам курса и тангажа.

Одновременно с этим формирователь импульсов запуска БО 19 производит формирование импульса, который с первого выхода СБУ 16 поступает на вход БО 19, где формируется высоковольтный разрядный импульс на включение лампы (ИСК-200-1) 20.

После корректирующих фильтров 35, 36 сигналы управления поступают на мультиплексоры канала курса 59, канала тангажа 60 и далее поступают в ЦАП 61, 62.

В ЦАП 61, 62 происходит преобразование сформированных цифровых сигналов управления по курсу и тангажу в аналоговый в виде напряжений, которые совместно с опорными напряжениями по курсу 63 и тангажу 64 поступают на формирователь команд управления канала курса 65 и канала тангажа 66, где происходит их сопряжение с уровнями команд управления с БФОС 28.

С выходов 3 и 4 СБУ команды управления по курсу и тангажу соответственно поступают на входы БФОС 28. Одновременно в БФОС 28 поступает информация с ГРК 27 о текущем значении угла разворота УР относительно продольной оси. БФОС 28 формирует сигнал управления на частоте вращения УР. Сформированный сигнал управления поступает на РМ 29, которая приводит в действие аэродинамические рули 11. В соответствии с поступившим сигналом РМ 29 отклоняет аэродинамические рули 11 в одно из двух крайних положений. При отклонении аэродинамических рулей 11 положение УР в пространстве изменяется и УР наводится на цель по линии прицеливания.

При стрельбе ракеты в режиме работы, при котором используется ЛЛСУ, наземная аппаратура управления носителя формирует лазерное информационное поле управления.

При стрельбе УР с использованием ЛЛСУ задействуются контакты 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8 бортразъема 21 ТПК 1 УР.

При этом в СБУ 16 на отдельный вход поступает напряжение +27 B с контакта 6 бортразъема 21 носителя УР. При этом СБУ 16 определяет систему управления - ЛЛСУ и производит прием сигнала с УФП 15.

Одновременно с этим на вход управления тиристорами VS1…VS3 БЭН 17 подается управляющий сигнал +27 B с контакта 6 бортразъема 21 носителя, подтверждающий работу УР в ЛЛСУ и обеспечивающий предварительное открытие высоковольтных тиристоров VS1…VS3. С СБУ 16 на МУ 18 поступает сигнал управления для его последующей трансляции на БЭН 17. Далее подается напряжение 1700 B с ИВЭП 25, МУ 18 определяет его поступление в высоковольтную цепь БЭН 17 и транслирует управляющий сигнал от СБУ 16 на БЭН 17, тем самым обеспечивая надежную работу БЭН 17 в течение всего полета УР в ЛЛСУ. При стрельбе УР с использованием ЛЛСУ импульсная лампа (ИСК-200-1) 20 не работает, что необходимо для исключения воздействия светового импульса от лампы (ИСК-200-1) на УФП 15.

УФП 15 при нахождении в информационном поле управления принимает видеоимпульсы излучения, во временной расстановке которых содержится информация об отклонении УР относительно линии прицеливания. В УФП 15 видеоимпульсы усиливаются, нормируются и поступают на вход 1 СБУ 16. В СБУ 16 дешифратор ЛЛСУ 34 производит обработку последовательности видеоимпульсов, поступивших с УФП 15, вычисляет координаты УР в информационном поле, угловую скорость линии визирования, и на его выходе вырабатываются сигналы управления по курсу U л к z , тангажу U л к y , угловой скорости линии визирования по курсу U ω z и тангажу U ω y .

Сигналы управления по курсу U л к z и тангажу U л к y поступают в умножители программной функции F1 (размер информационного поля управления) канала курса 39 и канала тангажа 41, где с учетом формирователя программной функции F1 40 вырабатываются команды управления по курсу и тангажу и поступают на умножитель программной функции F3 (функция дальности) канала курса 42 и канала тангажа 44, где происходит обработка сигналов и выработка команд управления с учетом текущих значений программной функции F3 43, далее сигналы управления поступают на корректирующие фильтры канала курса 46 и канала тангажа 47. Корректирующие фильтры производят подавление (фильтрацию) случайных высокочастотных сигналов в ЛЛСУ для исключения выработки ложных команд управления.

Далее сигналы управления поступают на умножитель программной функции F2 49 (программное изменение коэффициента контура усиления) по каналу курса 48 и каналу тангажа 50, где происходит обработка сигналов и выработка команд управления с учетом текущих значений коэффициента контура усиления функции F2, далее сигналы управления поступают на коммутатор ЛЛСУ канала управления по курсу 51 и тангажу 54.

Одновременно сигнал управления по угловой скорости линии визирования: по курсу U ω z поступает в коммутатор ЛЛСУ 38, который производит его передачу в сумматор сигналов управления ЛЛСУ по курсу 56, а по тангажу U ω y поступает в коммутатор 45, откуда он через сглаживающий фильтр 55 поступает в сумматор сигналов управления ЛЛСУ по тангажу 57 и одновременно в умножитель программной функции компенсации веса 53.

Формирователь сигналов функции компенсации веса 52 в зависимости от текущих значений массоцентровочных и инерционных характеристик УР, положения стартовой системы координат (угол пуска, крен носителя и т.д.) производит вычисление поправок, которые через умножитель программной функции компенсации веса 53 поступают на вход сумматора ЛЛСУ по курсу 56.

Далее с сумматоров 56, 57 сигналы управления по курсу и тангажу через динамический ограничитель 58, который производит оптимизацию метода формирования команд сигналов управления, поступают на мультиплексоры канала курса 59 и тангажа 60 и поступают в ЦАП канала курса 61 и ЦАП канала тангажа 62.

В ЦАП 61, 62 происходит преобразование сформированных цифровых сигналов управления по курсу и тангажу в аналоговый в виде напряжений, которые совместно с опорными напряжениями по курсу 63 и тангажу 64 поступают на формирователь команд управления канала курса 65 и канала тангажа 66, где происходит их сопряжение с уровнями команд управления с БФОС 28.

С третьего и четвертого выходов СБУ 16 команды управления по курсу и тангажу поступают на соответствующие входы БФОС 28, где формируется сигнал управления на частоте вращения УР.

Сформированный сигнал управления поступает на РМ 29, которая приводит в действие аэродинамические рули 11. В соответствии с поступившим сигналом РМ 29 отклоняет аэродинамические рули 11 в одно из двух крайних положений.

При отклонении аэродинамических рулей 11 на них возникает управляющая сила, которая изменяет положение УР в пространстве, и УР наводится на цель по линии прицеливания.

При попадании УР в цель БЧ 6 срабатывает и поражает цель.

Сравнение заявленного технического решения с прототипом позволило установить соответствие его критерию «новизны».

Использование предлагаемого технического решения позволяет унифицировать применение УР с носителей, имеющих ЛЛСУ или РКСУ, сократить номенклатуру образцов управляемого вооружения, находящихся в эксплуатации в войсках.

Проведенные испытания подтвердили высокую эффективность комплексов управляемого вооружения при использовании УР, оснащенных двухсистемной системой управления.

1. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере, содержащая разгонный двигатель, маршевый двигатель, боевую часть, рулевой отсек, включающий в себя источник вторичного электропитания, блок формирования одноканального сигнала управления и связанную с ним рулевую машинку, а также аппаратурную часть с элементами радиокомандной системы управления в виде радиоприемного устройства и блока ответчика, бортразъем для электрического соединения цепей ракеты с носителем через транспортно-пусковой контейнер, отличающаяся тем, что бортовая система управления ракеты выполнена двухсистемной за счет введения в аппаратурную часть фотоприемного устройства лазерно-лучевой системы управления, системного блока управления, модуля управления, блока эквивалентной нагрузки, источника питания, при этом выход фотоприемного устройства соединен с первым входом системного блока управления, выход радиоприемного устройства соединен со вторым входом системного блока управления, отдельная группа входов системного блока управления соединена с бортразъемом ракеты, а выходы системного блока управления соединены: первый - с первым входом блока ответчика, второй - с входом модуля управления, третий и четвертый - с соответствующими входами блока формирования одноканального сигнала управления, выход источника вторичного электропитания подключен ко второму входу блока ответчика и первому входу блока эквивалентной нагрузки, выход модуля управления соединен со вторым входом блока эквивалентной нагрузки, третий вход которого подключен к контакту бортразъема носителя, предназначенного для автоматического выбора и коммутации элементов одной из указанных систем управления ракеты для работы в соответствии с системой управления носителя.

2. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере по п.1, отличающаяся тем, что системный блок управления включает в себя преобразователь-стабилизатор напряжений, дешифратор радиокомандной системы управления, дешифратор лазерно-лучевой системы управления, корректирующий фильтр радиокомандной системы управления по курсу, корректирующий фильтр радиокомандной системы управления по тангажу, формирователь импульсов запуска блока ответчика, коммутатор угловой скорости по каналу курса, умножитель программной функции изменения размера информационного поля канала курса, формирователь программной функции лазерно-лучевой системы управления канала изменения размера информационного поля, умножитель программной функции изменения размера информационного поля канала тангажа, умножитель программной функции дальности канала курса, формирователь программной функции лазерно-лучевой системы управления канала дальности, умножитель программной функции дальности канала тангажа, коммутатор лазерно-лучевой системы управления канала угловой скорости цели и крена носителя, корректирующий фильтр лазерно-лучевой системы управления канала курса, корректирующий фильтр лазерно-лучевой системы управления канала тангажа, умножитель программной функции коэффициента усиления контура управления канала курса, формирователь программной функции лазерно-лучевой системы управления канала коэффициента усиления контура управления, умножитель программной функции коэффициента усиления контура управления канала тангажа, коммутатор лазерно-лучевой системы управления канала управления по каналу курса, формирователь функции компенсации веса лазерно-лучевой системы управления, умножитель программной функции компенсации веса, коммутатор лазерно-лучевой системы управления канала управления по каналу тангажа, сглаживающий фильтр лазерно-лучевой системы управления, сумматор лазерно-лучевой системы управления по каналу курса, сумматор лазерно-лучевой системы управления по каналу тангажа, динамический ограничитель, мультиплексор по каналу курса, мультиплексор по каналу тангажа, цифроаналоговый преобразователь по каналу курса, цифроаналоговый преобразователь по каналу тангажа, формирователь опорного напряжения по каналу курса, формирователь опорного напряжения по каналу тангажа, формирователь команд управления канала курса, формирователь команд управления канала тангажа.

3. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере по п.1, отличающаяся тем, что источник питания аппаратурной части ракеты выполнен в виде химического источника тока - тепловой батареи твердых солей.

4. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере по п.1, отличающаяся тем, что к контактам бортразъема носителя подключена отдельная группа входов системного блока управления, в том числе хотя бы один контакт для автоматического выбора и коммутации элементов одной из указанных систем управления ракеты для работы в соответствии с системой управления носителя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система отделения отсека летательного аппарата содержит устройство крепления, состоящее из разрывных болтов и направляющих шпилек, и устройство отделения в виде пневматического механизма отделения, состоящего из баллона с газом, пневмотолкателя со штоком, продольная ось которого совпадает с продольной осью отделяемой части.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов.

Изобретение относится к области авиации и ракетной техники, а именно головным обтекателям летательных аппаратов, например, управляемых ракет. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. .

Изобретение относится к области космической техники, в частности к средствам стыковки к основному космическому аппарату полезного груза и отделения его после выведения их на расчетную орбиту.

Изобретение относится к космической технике, а именно к стыковочным устройствам космических кораблей к орбитальным станциям. .

Пирозамок // 2467933
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разделении ступеней летательного аппарата. .

Изобретение относится к космической технике, а именно к разработке минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке реактивных снарядов с отделяющимися головными частями, снабженными отсеками разделения многофункционального назначения.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к взрывателям с оптическим датчиком цели для реактивных боеприпасов. Оптический датчик цели установлен внутри корпуса головного взрывателя.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к способам стрельбы управляемым артиллерийским снарядом. Способ стрельбы управляемым артиллерийским снарядом основан на включении на траектории реактивного двигателя только при стрельбе в диапазоне повышенных дальностей.

Изобретение относится к высокоточному управляемому ракетному оружию, в частности к управляющим блокам реактивных снарядов. Управляющий блок реактивного снаряда содержит шарнирно соединенные носовой модуль с системой управления и хвостовой модуль.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к неконтактным взрывателям реактивных боеприпасов. Реактивный снаряд содержит корпус с взрывчатым веществом, взрыватель, источник питания, детонатор, предохранительно-взводящий механизм и оптический датчик цели.
Изобретение относится к способу поражения наземных и воздушных целей. Способ поражения цели заключается в запуске группы, состоящей из двух функционально связанных между собой ракет, запускаемых одна за другой по цели со сдвигом во времени и доставке боевого снаряжения в зону поражения цели.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Управляемый реактивный снаряд включает управляющий и разгонный блоки.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к аппаратуре предстартового контроля. Способ используют для проведения проверки ракеты на контрольно-испытательной станции или на технической позиции для оперативного контроля штатной ракеты и ее модификаций, а также ее составных частей, в частности головки самонаведения и инерциальной системы управления, без разборки ракеты.

Изобретение относится к области военной технике, в частности к боеприпасам, состоящим из нескольких частей. Боеприпас состоит из двух частей, стыкуемых друг с другом непосредственно перед заряжанием в ствол орудия.
Изобретение относится к вооружению и военной технике, а именно, к способам поражения целей, находящихся в труднодоступных местах или в укрытиях вне зоны прямого видения, и может быть использовано для обезвреживания живой силы противника.

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к реактивным гранатометам и ракетам для реактивных гранатометов. Ракета для гранатомета содержит ракетный двигатель с кольцевым или цилиндрическим каналом или кольцевыми бронированными с одной стороны шашками, боевую часть, два или более реактивных сопла, два тандемных кумулятивных заряда, бесконтактный лазерный взрыватель.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления элевоном складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, рычага, жестко закрепленного на валу, и установленной рулевой машинки в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом. Один конец вала с возможностью осевого перемещения входит в отверстие сферической опоры. Сферическая опора установлена во втулке, имеющей возможность вращения в корпусе ракеты. На другом конце вала шарнирно закреплена обойма, шарнирно соединенная с поводком, жестко закрепленным на элевоне складываемого крыла. Ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла, на поводке выполнен зуб, на обойме выполнен паз, в котором размещен зуб поводка. Технический результат заключается в улучшенном управлении элевона. 4 ил.
Наверх