Способ полета вращающейся ракеты



Способ полета вращающейся ракеты
Способ полета вращающейся ракеты

 


Владельцы патента RU 2544447:

Павлов Виктор Андреевич (RU)

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах (КР). Разгоняют вращающуюся ракету до маршевой скорости с помощью твердотопливного отделяемого стартового ускорителя, поддерживают маршевую скорость тягой малогабаритного одноразового турбореактивного двигателя, закручивают и поддерживают режим вращения вокруг оси крена с помощью скошенных относительно продольной оси хвостовых стабилизаторов и/или газодинамической насадки на турбореактивном двигателе, формируют аэродинамическую подъемную силу в режиме вращения с помощью n-пар малогабаритных складывающихся крыльев. Изобретение позволяет увеличить дальность полета КР. 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области точного оружия (ТО) и касается новой его разновидности в виде гибрида вращающейся ракеты (BP) и крылатой ракеты (КР). В настоящее время известны неуправляемые BP с коррекцией их движения по углам прицеливания (используются, например, в реактивной системе залпового огня «Смерч») и управляемые BP: одноканальные вращающиеся зенитные управляемые ракеты (ВЗУР), например «Стингер», «Стрела», «Игла», «Мистраль» и другие BP, например противотанковые.

История развития ракет военного назначения началась во время 2-й мировой войны, когда немецкие инженеры создали первые в мире ракеты, оснащенные системами навигации и автоматического пилотирования ФАУ-2. После войны эта область оружия получила бурное развитие и были созданы ракеты различного класса и назначения. Несмотря на все их отличия общим принципом полета всех видов ракет является формирование реактивной тяги с коэффициентом тяги (КТ) больше единицы (КТ есть отношение тяги к стартовому весу). Таким образом, ракете в отличие от летательных аппаратов (ЛА) других типов с КТ меньше единицы не требуется формировать аэродинамическую подъемную силу, и компенсация вектора силы гравитации на активной части ее траектории происходит за счет вертикальной составляющей вектора тяги, а на пассивной после выгорания топлива компенсации силы гравитации больше нет и ракета продолжает движение, но уже не движется вверх или горизонтально по курсу, а вперед и вниз по параболе.

При разработке любого типа летательного аппарата (ЛА), включая ракеты, еще на стадии исследований и опытного проектирования, кроме задачи безусловного обеспечения формирования подъемной силы перед разработчиками встают многие задачи поиска технических решений (TP), важнейшими из которых являются обеспечение стабилизации угловых положений на старте, стабилизация ракеты и обеспечение управляемости в полете без потери устойчивости движения во всех заданных штатных режимах при учете всех возможных внутренних и внешних возмущающих воздействий.

По мере развития ракетной техники и решений обозначенных задач с позиций механики полета, принципов обеспечения устойчивости и управляемости движения все известные ракеты, несмотря на кажущееся их многообразие, можно разделить всего на две группы: ракеты с 6-ю степенями свободного движения и ракеты с 5-ю степенями свободы, стабилизированные по 6-й вращением вокруг оси крена. Ракеты с 6-ю степенями свободы (назовем их невращающимися - HP) и BP существенно отличаются по механике движения, принципам обеспечения устойчивости и управляемости движения. HP имеют значительно более сложные принципы построения, более сложные системы стабилизации, автоматического пилотирования, самонаведения на цель, что вызвано необходимостью обеспечить стабилизацию угловых положений вокруг 3-х осей, крена, курса и тангажа и управлять движением также по 3-м координатам, что требует выработки большого количества управляющих сил и моментов. BP имеют естественную стабилизацию без затрат технических средств за счет гиростабилизирующего момента вращающегося корпуса, а управляются намного проще по одному каналу, поэтому они получили название одноканальных.

Наиболее широкое развитие и распространение получили HP, от тяжелых баллистических ракет до ракет малого калибра, различного назначения и областей применения в качестве носителей ядерного оружия, кассетных боевых элементов индивидуального самонаведения, ракет классов «земля-земля», «воздух-воздух», морского базирования, тактические ракеты входят в состав разведывательно-ударных комплексов (РУК), существуют HP малого, среднего и дальнего радиуса действия. Из всего многообразия HP особое значение имеют крылатые ракеты (КР) различного базирования и радиуса действия. КР характеризуются высокой вероятностью поражения широкого спектра целей, пуск КР практически не фиксируется современными средствами предупреждения о ракетном нападении, а массированное применение КР даже с обычной неядерной боевой частью (БЧ) по результатам поражающего действия сопоставимо с применением ядерного оружия. Однако все известные КР выполняются с 6-ю степенями свободы как HP и имеют в связи с этим повышенную сложность систем стабилизации и управления и большие затраты технических средств для реализации способов полета, стабилизации и управления по 6-ти степеням свободы пространственного движения, что в свою очередь увеличивает стоимость, собственные веса и габариты как самой ракеты, так и пусковых установок (ПУ).

Менее известны и имеют ограниченные области применения BP, в основном, в качестве зенитных малокалиберных ракет для стрельбы по низколетящим воздушным целям и в качестве противотанковых ракет. Но BP имеют ряд существенных преимуществ перед HP: простота стабилизации без затрат технических средств, одноканальное управление, большой запас устойчивости движения во всех режимах полета, малые собственные веса и габариты как самой ракеты, так и ПУ.

Ввиду отсутствия разнообразия BP как близким TP к заявленному, так и наиболее близким TP является способ полета ВЗУР (1, 2). Известный способ полета основан на разгоне ВЗУР реактивной тягой твердотопливного двигателя с КТ больше единицы, одновременной закрутке вокруг оси крена и стабилизации ее пространственного движения поддержанием вращения за счет гиростабилизирующего момента вращающегося корпуса, одноканальном управлении движением ракеты в режиме вращения посредством синхронной по частоте и фазе вращения сменой закладки рулей по знаку угла атаки. Известный способ полета не требует формирования аэродинамической подъемной силы, так как вертикальная компонента вектора тяги достаточна для движения ракеты с любым углом возвышения вплоть до 90°. Однако это преимущество имеет и «обратную сторону медали»: при большом КТ нет необходимости формировать аэродинамическую подъемную силу, но чем больше тяга, тем больше скорость горения топлива, тем кратковременнее активная часть траектории и меньше радиус действия ракеты. Кроме того, в твердое топливо входит и окислитель, хотя для ракет не выходящих за пределы атмосферы окислитель можно на борт не брать, а забирать его из атмосферы, установив на вращающейся ракете по принципу обычной крылатой HP малогабаритный одноразовый турбореактивный двигатель (ОТРД). Это позволит значительно увеличить дальность полета BP и соответственно расширить области применения BP, например, в качестве вращающейся КР (ВКР), объединив такие преимущества BP, как простота стабилизации и управления, малые веса и габариты, с преимуществами крылатых ракет, то есть, эффективностью поражения целей на дальних дистанциях и скрытным подходом к целям на низких и сверхнизких высотах вне зоны обнаружения радиолокационных систем противника.

Целью заявленного способа полета является увеличение дальности полета и расширение областей применения BP. Указанные цели достигаются тем, что в способе полета BP, основанном на разгоне ракеты реактивной тягой, закрутке ее вокруг оси крена и стабилизации вращением, одноканальном управлении в режиме вращения посредством синхронного по частоте и фазе вращения переключения закладки рулей по знаку угла атаки, сначала закручивают и разгоняют ракету до маршевой скорости с помощью твердотопливного стартового ускорителя, а затем поддерживают маршевую скорость тягой малогабаритного ОТРД, поддерживают режим вращения скошенными относительно продольной оси ракеты хвостовыми стабилизаторами или с помощью газодинамической насадки на сопло ОТРД и формируют аэродинамическую подъемную силу в режиме вращения путем синхронного по частоте и последовательного по фазе совокупного переключения n-пар малогабаритных складывающихся крыльев, расположенных по углу крена с шагом 2 π n , а вдоль продольной оси ракеты - симметрично относительно центра ее масс по дискретной спирали с направлением закручивания, совпадающим с направлением вращения ракеты.

Таким образом, в заявленном TP способе подъемную силу формируют за счет тяги твердотопливного двигателя только на разгонной части траектории, а далее полет BP происходит за счет формирования аэродинамической подъемной силы выше изложенным способом. Такой принцип формирования подъемной силы в режиме вращения в настоящее время неизвестен. Именно введение в предложенный способ полета данного признака позволяет получить заявленные скачкообразные положительные эффекты: резкое качественное увеличение дальности полета BP и перспективное направление дальнейшего развития BP для применения их в качестве крылатых ракет дальнего радиуса действия при сохранении устойчивости движения без затрат технических средств, компактности, малых собственного веса и калибра, уменьшение которого ограничено только массогабаритами известных ОТРД. В перспективе при разработке таких ВКР достаточно малых калибров и веса их можно будет использовать в составе реактивных систем залпового огня ВКР индивидуального наведения для поражения скоплений целей противника на дальних дистанциях. Известно, что все BP, управляемые в режиме вращения, движутся по спирали даже при нулевом коэффициенте команды (КК), потому что вектор управляющей силы вращается вместе с ракетой, см. (2). Из сверхзвуковой аэродинамики известно, что на скоростях ракеты выше скорости звука в носовой части в точке ее заострения возникают ударные волны или поверхности сильных разрывов (скачки уплотнения), для отвода которых от ракеты заострение затупляют и на него устанавливают спиральную аэродинамическую насадку (АДН). Кроме того, если на ракете установлена оптическая головка самонаведения (ОГС), надо не только отвести скачки уплотнения, но и предотвратить разогрев обтекателя ОГС, иначе возникнет мешающий фон инфракрасного излучения, который может ослепить инфракрасный канал и забить полезный сигнал от цели и даже изощренная фильтрация фонов не поможет его выделить. Вращение поможет решению и этих проблем, которые для ВЗУР «Игла», имеющей маршевую скорость порядка 600 м/с, успешно решены установкой на обтекателе ОГС спиральной АДН. Таким образом, ВКР получит много преимуществ по сравнению с обычной невращающейся КР. Благодаря новой совокупности приобретенных полезных свойств на ВКР можно будет использовать два канала наведения, оптический и радиолокационный, а механическое вращение возможно использовать для сканирования подстилающей поверхности упрощенной антенной без фазовой решетки. Все перечисленные достоинства вызваны тем, что спиралевидное вращательное движение по своей природе имеет преимущества перед поступательным и даст разработчикам ВКР более богатые возможности решения многих задач проектирования ВКР, хотя основное и самое важное достоинство способа полета в режиме вращения - это обеспечение устойчивости движения без затрат технических средств, которые весьма значительны при полете HP, и этот фактор при прочих равных условиях увеличивает собственный вес и габариты известных КР.

На Фиг.1 представлен рисунок ВКР, как один из вариантов реализации предложенного способа полета BP; на Фиг.2 укрупненная функциональная схема, поясняющая принцип функционирования ракеты в части управления и формирования аэродинамической подъемной силы в режиме вращения.

На Фиг.1 обозначены: стартовый ускоритель 1 с ГДН 2; корпус 3 маршевой ступени ракеты; малогабаритный ОТРД 4; ГДН 5; складывающийся воздухозаборник 6; три пары складывающихся крыльев 7, 8, 9; рули 10; АДН 11.

На Фиг.2 обозначены: автопилот (АП) 1, совмещенный с блоком навигации; гироскоп 2-1 крена, вокруг которого вращается датчик 2-2 опорных сигналов; усилители мощности 3, 4, 5, 6; приводы 11, 12, 13 крыльев 7, 8, 9; привод 14 рулей 10 (для удобства восприятия нумерация крыльев и рулей на Фиг.1 и Фиг.2 совпадает).

Способ полета ВКР на Фиг.1, 2 функционирует следующим образом. В исходном состоянии ВКР снаряжена, установлена в транспортно-пусковой контейнер и прошла предстартовую подготовку, в ходе которой в память блока навигации введены координаты цели и траектория подхода к ней. По команде «пуск» срабатывает вышибной заряд, ВКР выходит из пусковой трубы, после чего срабатывает стартовый ускоритель 1, который разгоняет ракету и одновременно закручивает ее вокруг оси крена благодаря действию на реактивную струю ГДН 2. После выработки топлива в ускорителе срабатывают пирозамки (на рис.1 они не показаны, так как это типовые элементы любой ракеты) и ускоритель 1 отделяется от маршевой ступени ВКР. После отделения ускорителя подаются команды на разблокирование складывающегося воздухозаборника 6, складывающихся крыльев 7, 8, 9 и рулей 10 и на запуск ОТРД 4. Элементы воздухозаборника 6, крылья 7, 8, 9 и рули 10 выходят из пазов и фиксируются в рабочем положении. В соответствии с полетным заданием АП 1 начинает формировать одноканальный сигнал управления (СУ), используя для этого опорный «меандр» sign sinωt частоты вращения ω ракеты, t - время, и цифровой опорный сигнал, унитарным числоимпульсным кодом представляющий единичный модуль вектора коэффициента команды (КК) интеграла единичной функции sinωt. Способы формирования СУ одноканальной вращающейся ракеты см. (3), пример датчика см. (4). СУ с АП 1 поступает на усилитель мощности 6 и затем на рулевой привод 14. При соответствии траектории ракеты, заданной в ее памяти полетным заданием, АП подает СУ с нулевыми компонентами модуля и фазы вектора КК, а когда ВКР отклоняется от своей траектории, подается КК, возвращающий ВКР на свою траекторию. В том и другом случае рули 10 переключаются синхронно по частоте и фазе вращения ВКР по знаку угла атаки, изменяется закон переключения для задания модуля и фазы КК. Одновременно датчик 2-2, вращающийся вокруг гироскопа 2-1 крена, формирует три опорных «меандра», сдвинутых между собой по фазе на 120° и начальной фазой, то есть начальным отсчетом, соответствующим вертикальной фазе плоскости идеальных крыльев (ПИК). Эти «меандры» поступают на входы усилителей мощности 3, 4, 5 и далее на приводы 11, 12, 13 крыльев 7, 8, 9, которые расположены вдоль продольной оси корпуса ВКР симметрично относительно центра масс и по дискретной спирали со сдвигом по углу крена 120, направление закручивания которой совпадает с направлением вращения ВКР. Приводы 11, 12, 13 переключают по знаку угла атаки последовательно 3 раза за оборот крылья 7, 8, 9, в результате чего все результирующие векторы подъемной силы суммируются, интегрально формируя подъемную силу. Как известно из аэродинамики, подъемная сила пропорциональна плотности воздуха, площади крыла, скорости циркуляции потока. Для ВКР важно получить максимально возможную подъемную силу при минимально возможной площади крыльев, чтобы уменьшить число каналов ее формирования. Поэтому маршевая скорость ВКР должна быть не менее 600 м/с, углы атаки близки к критическим, а профиль крыльев должен обеспечивать возбужденную завихренность потока, что значительно повышает подъемную силу.

Решения всех перечисленных задач проектирования ВКР для реализации заявленного способа полета BP известны и освоены в авиации и ракетной технике. Способ управления в режиме вращения, способы формирования СУ для BP известны из теории и практики проектирования ВЗУР, TP датчиков и формирования предложенных опорных сигналов известны, и источники указаны в тексте и перечне использованной литературы. Таким образом, решение заявленного способа полета BP соответствует критерию промышленной применимости. Новизна решения и его неочевидность показаны выше. Ожидаемые технические результаты: повышение дальности радиуса действия BP для поражения удаленных целей противника и расширение областей применения BP.

ПЕРЕЧЕНЬ ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Красовский А.А. и другие. Основы теории и проектирования вращающихся одноканальных управляемых ракет. ВВИА им. Жуковского, 1963.

2. Технические описания ПЗРК 9К32М и 9К38М. Технические описания изделий 9Э46 и 9Э410 (ВЗУР «Стрела», «Игла» - аналоги и прототип).

3. СССР, А.с. №№298319, 265518, 323169.

4. СССР, А.с. №№265518, 297567.

ПЕРЕЧЕНЬ ИСПОЛЬЗОВАННЫХ СОКРАЩЕНИЙ

BP - вращающаяся ракета; HP - невращающаяся ракета; КР - крылатая ракета; ВКР - вращающаяся крылатая ракета; ВЗУР - вращающаяся зенитная управляемая ракета; ТО - точное оружие; КТ - коэффициент тяги; КК - коэффициент команды; ЛА - летательный аппарат; ТР - техническое решение; БЧ - боевая часть; ПУ - пусковая установка; ОТРД - одноразовый турбореактивный двигатель; АДН - аэродинамическая насадка; ГДН - газодинамическая насадка; ОГС - оптическая головка самонаведения; АП - автопилот; СУ - сигнал управления; ПИК - плоскость идеальных крыльев.

Способ полета вращающейся ракеты, основанный на разгоне ее реактивной тягой, закрутке и поддержании режима вращения вокруг оси крена, стабилизации вращением и одноканальном управлении пространственным движением в режиме вращения, отличающийся тем, что с целью увеличения дальности полета и расширения областей применения сначала закручивают и разгоняют ракету до маршевой скорости с помощью твердотопливного отделяемого стартового ускорителя, а затем поддерживают маршевую скорость тягой малогабаритного одноразового турбореактивного двигателя, поддерживают режим вращения с помощью газодинамической насадки, которую устанавливают на сопло турбореактивного двигателя и/или с помощью скошенных относительно продольной оси хвостовых стабилизаторов, и формируют аэродинамическую подъемную силу в режиме вращения посредством последовательного по текущей фазе вращения ракеты совокупного переключения закладки по знаку угла атаки n-пар малогабаритных складывающихся крыльев, которые располагают по углу крена с шагом 2 π n , а вдоль продольной оси ракеты - симметрично относительно ее центра масс по дискретной спирали, а направление закручивания спирали выбирают совпадающим с направлением вращения ракеты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области огнестрельного гладкоствольного оружия, в частности к снарядам с газовым подвесом. Снаряд с газовым подвесом содержит гладкую цилиндрическую часть, в которой выполнена полость питания, соединенная с наружной цилиндрической поверхностью через питающие устройства.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной части.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным частям со стабилизатором реактивных снарядов. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда содержит корпус с многосопловым блоком и раскрывающийся стабилизатор с лопастями.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.
Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано для стрельбы управляемой ракетой (УР). Производят топографическую привязку целеуказателя и пусковой установки (ПУ) к местности наземным спутниковым приемником (СП), определяют координаты местоположения ПУ и эфемерид по каждому космическому аппарату системы спутникового позиционирования, обнаруживают и измеряют координаты цели, передают координаты цели в пульт управления огневой позиции (ОП), устанавливают единое компьютерное время в пульте разведчика и пульте управления ОП, рассчитывают и передают установки стрельбы в блок автоматики ПУ и ракету, осуществляют наведение ПУ, запускают ракету из транспортно-пускового контейнера по заданной баллистической траектории, осуществляют наведение ракеты бортовым навигационным СП, при подлете к цели осуществляют наведение ракеты по лазерному излучателю.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Предлагаемая группа изобретений относится к области военной техники, а именно к способу и средствам укладки парашюта и скреплённого с ним контейнера. Способ укладки парашюта и скрепленного с ним контейнера с полезным снаряжением в головную часть корпуса гранаты включает укладку купола парашюта, строп, а при наличии и металлического удлинителя в головную часть гранаты.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Бортовое командное устройство содержит источник питания, электрически связанный с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени, рулевыми машинами через переключатели с нормально разомкнутыми контактами, переключатель, взаимодействующий с датчиком выхода макета, блок временной задержки запуска двигателя относительно момента срабатывания датчика выхода, две параллельные цепи с инвертором для подачи на рулевые машины электрического сигнала нужной полярности.

Изобретение относится к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке отделяемой боевой части подводного действия к району расположения цели, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Изобретение относится к области боеприпасов и ракетной техники, в частности к контейнерам бакового типа боевых частей ракет и боеприпасов. Контейнер бакового типа боевой части содержит обтекатель, тонкостенный корпус-бак, переднее и заднее донья, устройство для разброса и воспламенения наполнителя. Между обтекателем и передним дном выполнена буферная полость, в которой размещены компенсаторы массы контейнера. Обтекатель контейнера выполнен в виде упрочненного плоского дна со скругленными краями, скрепленными с оболочкой контейнера посредством резьбового соединения. Переднее дно контейнера выполнено в виде конического отражателя. Угол раствора отражателя составляет 120-140°. Корпус-бак снабжен центрирующим утолщением, размещенным на расстоянии 3,6-3,8 калибра от обтекателя. Устройство разброса и воспламенения наполнителя расположено вдоль продольной оси контейнера и смещено внутрь буферной полости на 0,010-0,015 его длины и скреплено с крестообразной опорой. Достигается повышение эффективности действия ракеты или боеприпаса с таким контейнером. 1 ил.

Изобретение относится к области радиолокации, в частности к юстировочным щитам. Юстировочный щит моделирует прямые и зеркально отраженные от земли радиосигналы, идущие от ракеты и цели на конечном участке наведения. Юстировочный щит находится в дальней зоне антенны радиопеленгатора и содержит лазерный и инфракрасный излучатели. Для имитации сигналов от приемоответчика ракеты и сигналов, отраженных от цели, щит снабжен генератором радиоимпульсов с синтезатором частот. Достигается повышение точности юстировки. 3 ил.

Группа изобретений относится к способам и системам управления летательными аппаратами. В способе формирования линеаризованного сигнала на вращающейся по углу крена ракете разбивают период вращения ракеты на временные интервалы, измеряют и запоминают их длительности определенным образом. Линеаризатор сигнала содержит цифровой интегратор, вычислитель, формирователь кренового сигнала, формирователь ступенчатого сигнала, регистр и формирователь тактовых импульсов. Переключаемый линеаризатор сигнала содержит цифровой интегратор, два вычислителя, формирователь кренового сигнала, формирователь ступенчатого сигнала, датчик крена, регистр, блок управления, коммутатор, формирователь тактовых импульсов. В способе интегрирования для формирования линеаризованного сигнала на вращающейся по углу крена ракете интегрируют амплитуду тактовых импульсов, производят поразрядное суммирование к-разрядных двоичных параллельных чисел для каждого фронта нарастания тактовых импульсов. Длительность интервала интегрирования устанавливают соответствующей длительности углового интервала 90 градусов. Затем процесс интегрирования повторяют, поменяв дискретную величину определенным образом перед его началом. Цифровой интегратор содержит последовательно соединенные цифровые одноразрядные ячейки. Ячейка содержит соединенные определенным образом D-триггер и сумматор. Обеспечивается высокая точность формирования команд управления ракетой. 5 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления полетом ракеты при летных испытаниях. Постоянно обследуют в течение всего отрезка времени от установки ракеты в пусковую установку до ее пуска с помощью бортового радиолокационного комплекса дистанционного зондирования Земли штатное и прогнозируемое места уничтожения ракеты в результате возможного нештатного изменения траектории полета, регистрируют в обоих местах появление несанкционированных объектов, существование которых подвергается опасности при самоликвидации ракеты, фиксируют, выявляют и идентифицируют несанкционированные объекты, одновременно вводят в программную систему управления полетом команду отсрочки момента самоликвидации, включают команду отсрочки самоликвидации ракеты или отвода ее в безопасное место, если к моменту пуска ракеты несанкционированные объекты все еще будут находиться в одном из мест ликвидации ракеты, запускают ракету, определяют текущие координаты и параметры движения ракеты, рассчитывают вероятную траекторию, формируют и передают на ракету команды на изменение траектории полета, постоянно передают на командный пункт данные о состоянии окружающей среды на трассе летных испытаний, прогнозируют возможные нештатные изменения траектории полета, приводящие к загрязнению поверхности земли, водоемов и воздуха, передают на ракету команды либо на продолжение полета к цели, либо на отклонение от траектории и уничтожение ракеты в районе с минимальным ущербом для окружающей среды. Изобретение позволяет обеспечить безопасность несанкционированных объектов, находящихся в прогнозируемом месте ликвидации ракеты. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения управляемых ракет. Задают методы совмещения трех точек, спрямления траектории наведения и пропорционального сближения наведения ракеты, ранжируют методы наведения ракеты по убывающему приоритету, формируют и сравнивают прогнозируемые и пороговые значения показателей угла места цели в момент пуска ракеты, угла пуска ракеты в вертикальной плоскости, дальности полета ракеты, скорости полета ракеты, угла пеленга ракеты, располагаемой перегрузки ракеты, угла встречи ракеты с целью, определяют границу зоны поражения ракеты, назначают выбранный метод наведения ракеты, сопровождают и измеряют координаты цели, прогнозируют показатели условия встречи ракеты с целью, выбирают метод наведения ракеты, определяют момент пуска и углы пуска ракеты, запускают ракету, наводят ракету на цель. Изобретение позволяет повысить эффективность наведения ракеты. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к боеприпасам и способам их применения, к гранатам и выстрелам для автоматических гранатометов, а также к способам стрельбы из автоматических гранатометов такими боеприпасами. Способ стрельбы из автоматического гранатомета осколочными гранатами заключается в том, что в гранатомет устанавливают ленту или магазин с выстрелами, гранаты которых содержат взрыватель с различным временем срабатывания на траектории полета гранаты, и производят стрельбу одиночно или группами, или непрерывно, или с рассеиванием гранат относительно друг друга по фронту и по дальности. Достигается повышение эффективности поражения живой силы и огневых средств противника. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме. Пуля содержит маршевую ступень, состоящую из боевой части и блока управления, кормовая часть которой вдвинута в центральную трубку, переходный обтекатель и газодинамическое устройство управления с пороховым аккумулятором давления. Трубка размещена в отделяемом стартовом двигателе конической формы, имеющем тандемное заднее расположение. Сопла аккумулятора перпендикулярны продольной оси управляемой пули. Газодинамическое устройство управления размещено в кормовой части управляемой пули и закреплено на заднем днище отделяемого стартового двигателя. Пороховой аккумулятор давления размещен в задней части центральной трубки отделяемого стартового двигателя. Сопла газодинамического устройства управления расположены между соплами отделяемого стартового двигателя. Достигается уменьшение габаритов и массы управляемой пули. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в сверхзвуковых крылатых ракетах. Сверхзвуковая крылатая ракета содержит планер, приборный отсек с блоками бортовой аппаратуры системы управления, сменную головку самонаведения, основное боевое снаряжение фугасного, проникающего, осколочно-фугасного типа, дополнительное боевое снаряжение с идентичными с головкой самонаведения массово-центровочными характеристиками. Формируют полетное задание с точкой прицеливания, параметрами траектории ракеты и типах поражаемых целей, выбирают ракету со сменной головкой самонаведения или взаимозаменяемой головкой самонаведения с дополнительным боевым снаряжением, вносят изменения в циклограмму полета в зависимости от типа цели, запускают и обеспечивают полет ракеты с участками пикирования в зависимости от типа цели в точку с заданными координатами в области расположения цели, подрывают боевое снаряжение с запрограммированным недолетом до геометрического центра области расположения площадной цели или по достижении цели. Изобретение позволяет повысить эффективность поражения цели. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к кассетным боевым частям боеприпасов. Кассетная боевая часть содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества, парашют, источник питания, координатор цели, автономную систему наведения и устройство перемещения. Устройство перемещения обеспечивает управляемое перемещение в горизонтальной и вертикальной плоскостях, режим зависания в воздухе. Автономная система наведения соединена с координатором цели и включает соединенные между собой контроллер управления перемещением, навигационную систему и приемник навигационной системы. Координатор цели содержит модуль хранения параметров цели, оптический инфракрасный датчик цели и магнитометрический датчик цели. Достигается повышение эффективности боеприпаса с кассетной боевой частью. 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в высокоточном вооружении. Боевая часть (БЧ) с координатором цели содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества кумулятивно-осколочного типа, парашют, источник питания, координатор цели с модулем хранения параметров цели, оптическим инфракрасным датчиком цели, магнитометрическим датчиком цели, устройством распознавания цели, устройство перемещения, автономную систему наведения с контроллером управления перемещением, навигационной системой, приемником навигационной системы, защитный кожух с тормозным устройством с парашютом и вытяжным фалом, механизм расстыковки парашюта с корпусом БЧ с координатором цели, пиропатрон. Устройство перемещения содержит электроприводы с валами со втулками и воздушными винтами, стопорные элементы, трансформируемые консоли для размещения электроприводов и стопорных элементов. Изобретение позволяет повысить боевую эффективность БЧ. 11 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх