Способ стрельбы управляемой ракетой с разделяющимися ступенями и ракетный комплекс для его реализации

 

\ \ 1 Изобретение относится к военной технике, а конкретно, к ракетным комплексам управляемого вооружения и способам стрельбы управляемых ракет с разделяющимися ступенями. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности за счет снижения нагрузок в узле разделения и угловых возмущений, получаемых маршевой ступенью при отделении стартовой ступени. Сущность изобретения заключается в том, что в способе стрельбы управляемой ракетой с разделяющимися ступенями, включающем запуск ракеты, отделение стартовой ступени и управление ракетой на траектории к моменту начала отделения стартовой ступени уменьшают величину сигнала команд управления, а после отделения стартовой ступени величину сигнала команд управления восстанавливают до исходного уровня. Способ стрельбы реализуется ракетным комплексом, включающим пусковую установку, ракету с разделяющимися ступенями и систему управления, в котором система управления снабжена программным устройством уменьшения величины управляющих команд, включаемым к моменту начала отделения стартовой ступени и отключаемым после ее отделения. 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике, а конкретно к ракетным комплексам управляемого вооружения и способам стрельбы управляемых ракет с разделяющимися ступенями.

Известен способ стрельбы управляемой ракетой с элементами оптической связи с наземной аппаратурой управления [1], включающий операции запуска ракеты и управления ею во время полета с наземной аппаратуры управления, при этом по достижении контрольного уровня оптической проводимости линии связи "наземная аппаратура управления - управляемая ракета" прерывают процесс горения ракетного топлива на борту ракеты. Способ стрельбы реализован в ракетном комплексе, включающем управляемую ракету с элементом оптической связи с наземной аппаратурой управления, фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом и систему прерывания процесса горения ракетного топлива, установленную на борту ракеты и взаимодействующую с пороговым элементом фиксатора оптической проводимости.

Указанные способ стрельбы и ракетный комплекс обеспечивают возможность управления ракетной только до определенного значения задымленности трассы полета, после которого прерывают процесс горения топлива ракетного двигателя.

Недостатками данных способа стрельбы и ракетного комплекса, его реализующего, являются ограничения по скорости и дальности боевого применения ракеты, обусловленные неэффективным использованием ракетного топлива двигателя.

Известен также зенитный ракетный комплекс "Иджис" [2], включающий пусковую установку, управляемые ракеты "Стандарт" различных модификаций и систему управления. Для расширения круга боевых задач ракетного комплекса путем увеличения скорости ракеты и дальности стрельбы была разработана двухступенчатая управляемая ракета "Стандарт-2ЕР", стартовая ступень которой представляет собой твердотопливный ускоритель, отделяемый после полного выгорания ракетного топлива. Применение стартовых ускорителей существенно повышает скорость ракет и дальность их боевого применения. Необходимость отделения стартовой ступени (ускорителя) после этапа разгона диктуется тем, что после отделения существенно уменьшается поперечное сечение (мидель), а следовательно аэродинамическое сопротивление, так как диаметр ускорителя, как правило, превышает диаметр маршевой ступени. Кроме того, нет никакой необходимости в отработанной стартовой ступени, так как она представляет собой балласт. И кроме того, после отделения стартовой ступени маршевая ступень становится более маневренной, так как при этом уменьшается экваториальный момент инерции.

При функционировании ракетного комплекса "Иджис" с ракетной "Стандарт-2ЕР" реализуется способ стрельбы управляемой ракеты, включающий запуск ракеты, отделение стартовой ступени и управление ракеты на траектории.

Однако ракетному комплексу "Иджис" и способу стрельбы, реализованному в нем, присущи и недостатки. Известно, что управляемые ракеты, особенно зенитные, имеющие относительно большие удлинение и поперечную перегрузку, при выполнении на траектории маневра под действием аэродинамических нагрузок испытывают значительные изгибающие моменты. Повышенные значения боковой перегрузки, действующей на зенитную управляемую ракету на траектории, обусловлены необходимостью поражать быстродвижущиеся высокоманевренные цели.

Так при отклонении руля управления под действием команды системы управления на узел разделения ракеты действует поперечный изгибающий момент, равный произведению поперечной составляющей аэродинамической силы, приложенной к рулю, на расстояние (плечо) до места расположения узла разделения. Действие поперечного изгибающего момента на узел разделения отрицательно сказывается на функционировании ракеты как в процессе разделения, так и после отделения стартовой ступени. Во-первых, под действием поперечного момента может произойти заклинивание механизма разделения. Для надежного срабатывания узла разделения потребуется применение более мощных (энергоемких) приводов механизма разделения. Это в свою очередь потребует увеличения пассивного веса ракеты, что неэффективно. Во-вторых, в процессе отделения стартовой ступени на сопрягаемых поверхностях узла разделения действуют значительные контактные напряжения, что потребует упрочнения элементов узла разделения. Это повлечет увеличение пассивного веса ракеты, что также неэффективно. В-третьих, в момент отделения стартовой ступени под действием возмущающей поперечной силы маршевая ступень получит боковое угловое возмущение, под действием которого она может выйти из поля управления или потерь аэродинамическую устойчивость. Т. е. дальнейший полет ракеты (маршевой ступени) будет неуправляемым, или произойдет ее падение. При значительном забросе угла атаки может произойти и разрушение маршевой ступени. Боевая задача будет невыполнена и для поражения цели потребуется запуск еще одной ракеты, что снижает эффективность комплекса.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение эффективности за счет снижения нагрузок в узле разделения и угловых возмущений, получаемых маршевой ступени при отделении стартовой ступени. Поставленная задача достигается тем, что в способе стрельбы управляемой ракетой с разделяющимися ступенями, включающем запуск ракеты, отделение стартовой ступени и управление ракеты на траектории, к моменту начала отделения стартовой ступени уменьшают величину сигнала команд управления, в после отделения стартовой ступени величину сигнала команд управления восстанавливают до исходного уровня.

Способ стрельбы реализуется ракетным комплексом, включающем пусковую установку, ракету с разделяющимися ступенями и систему управления, в котором система управления снабжена программным устройством уменьшения величины управляющих команд, включаемым к моменту начала отделения стартовой ступени и отключаемым после ее отделения.

Уменьшение величины сигнала команд управления в процессе разделения ступеней снижает аэродинамический изгибающий момент на узел разделения, что улучшает функционирование механизма разделения и уменьшает угловое боковое возмущение маршевой ступени при отделении стартовой. Признак "устройство уменьшения величины сигнала управляющих команд" представлен как функциональный, так как для достижения поставленной задачи важно не конструктивное исполнение устройства, а выполнение им определенной функции - уменьшения величины сигнала управляющих команд.

Изобретение поясняется графическими материалами. На фиг. 1 изображена схема ракетного комплекса. На фиг. 2 изображена схема двухступенчатой управляемой ракеты движущейся на траектории до разделения. На фиг. 3 схематически изображен момент отделения стартовой ступени от маршевой при действии неуменьшенной команды управления, приводящей к значительному угловому возмущению маршевой ступени.

Обозначения: α - угол атаки; V - вектор скорости ракеты; F_уп - аэродинамическое управляющее усилие; М_изг. - поперечный изгибающий момент; ЦМ_р, ЦМ_мс, ЦМ_сс - центры масс ракеты, маршевой и стартовой ступеней соответственно; M_в - возмущающий момент на маршевую ступень при отделении стартовой, приводящий к увеличению угла атаки α ; M_сс - стабилизирующий (флюгирующий) момент стартовой ступени; F_в - возмущающая сила на маршевую ступень при флюгировании стартовой ступени.

Ракетный комплекс, реализующий способ стрельбы, включает пусковую установку 1, ракету с разделяющимися стартовой 2 и маршевой 3 ступенями. Система управления включает наземную 4 и бортовую 5 аппаратуры управления. Маршевая ступень 3 стартовой ступенью 2 соединена переходным конусом 6 с механизмом разделения. Рули управления обозначены цифрой 7. В качестве привода механизма разделения могут использоваться конструкции, использующие энергию от срабатывания пиротехнических узлов. В нашем случае рассмотрим механизм разделения, использующий для разделения ступеней силу аэродинамического сопротивления, обусловленную разностью площадей миделевых сечений стартовой и маршевой ступеней.

Программное устройство уменьшения величины сигнала управляющих команд в зависимости от типа системы управления может быть выполнено как на борту ракеты, так и в наземной аппаратуре. Это устройство может быть выполнено, например, в виде ограничителя с пороговым значением, настроенным на величину уменьшенной (ограниченной) команды и соединенным с таймером, настроенным на включение ограничителя к моменту начала отделения стартовой ступени и отключения после ее отделения. Для включения и отключения ограничителя могут использоваться реле времени.

Критериями, по которым выбирается уровень уменьшенной величины сигнала команды, являются: плавная, без заклинивания работа механизма разделения; допустимое угловое возмущение маршевой ступени в момент отделения стартовой ступени, не приводящее к выходу из поля управления или потере аэродинамической устойчивости маршевой ступени. В предельном случае команда управления на время разделения ступеней может уменьшаться до нуля.

Неуказанные в описании узлы и элементы ракетного комплекса, необходимые для его функционирования могут быть выполнены, например, как в прототипе.

Работа комплекса осуществляется следующим образом. При обнаружении и захвате цели системой управления подается сигнал на разрешение запуска ракеты. После вхождения цели в зону поражения комплекса производится пуск ракеты. Запускается стартовая ступень 2, ракета сходит с направляющей пусковой установки 1 и движется по траектории в направлении цели. Под действием команд системы управления отклоняются рули 7 и ракета управляется на траектории, испытывая при этом аэродинамические нагрузки и моменты.

В момент окончания работы стартовой ступени подается сигнал на срабатывание механизма разделения, в результате чего происходит расфиксация ступеней в продольном направлении. К моменту выгорания заряда твердого топлива (при использовании твердотопливного ускорителя) стартовой ступени 2 включается программное устройство уменьшения величины сигнала управляющих команд, которое ограничивает команды на рули управления 7. Если управления ракеты до отделения стартовой ступени происходит по определенной программе, то уменьшение величины сигнала команд управления закладывается в алгоритм навигационной системы управления, который устанавливает пороговое ограничение команд управления на время разделения ступеней ракеты.

Моменты начала и конца разделения ступеней определяются временами работы стартовой ступени и механизма разделения, которые в зависимости от температуры и партии заряда твердого топлива ракетного двигателя стартовой ступени вводятся в алгоритм навигационной системы.

В нашем случае отделение стартовой ступени начинается после того, как сила аэродинамического сопротивления, приложенная к стартовой ступени, превысит реактивную силу ракетного двигателя в период последействия. Так как к этому моменту времени команды управления ограничены по величине, уменьшаются управляющие усилия на рулях 7 и поперечный изгибающий момент в узле разделения. В результате уменьшения изгибающего момента в узле разделения улучшаются условия для функционирования механизма разделения и процесс разделения ступеней осуществляется плавно без возмущающих сил. В момент отделения стартовой ступени от маршевой последняя получает незначительное возмущение, которое не приводит к потере аэродинамической устойчивости и выходу из поля управления маршевой ступени.

После отделения стартовой ступени команды управления, преобразующиеся в отклонения рулей 7 ракеты, восстанавливаются до исходного уровня и ракета продолжает свое движение к цели. Так как процесс разделения ступеней носит кратковременный характер, то ошибка наведения, полученная ракетой в результате ограничения уровня команд в процессе разделения, незначительна по величине. Эта ошибка быстро компенсируется, т.к. после отделения стартовой ступени резко уменьшается экваториальный момент инерции и при этом увеличивается маневренность ракеты.

Предложенные способ и устройство позволяет применять для разделения ступеней маломощный привод, использующий силу аэродинамического сопротивления. Тем самым упрощается конструкция ракеты, уменьшается ее пассивный вес, что при прочих равных условиях позволяет увеличить вес боевой части или скорость и дальность боевого применения ракеты, т.е. повысить эффективность комплекса.

Снижение углового возмущения маршевой ступени в момент отделения стартовой позволяет обеспечить аэродинамическую устойчивость маршевой ступени при меньшей площади стабилизаторов, что повышает ее маневренность, а следовательно эффективность применения комплекса.

Источники информации 1. Патент РФ N 2112203, заяв. N 97103054 от 28.02.97 г., МКИ F 42 B 15/00 2. Зарубежное военное обозрение - 1993. - N 5 - с. 54...60 - прототип.

Формула изобретения

1. Способ стрельбы управляемой ракетой с разделяющимися ступенями, включающий запуск ракеты, отделение стартовой ступени и управление ракетой на траектории, отличающийся тем, что к моменту начала отделения стартовой ступени уменьшают величину сигнала команд управления, а после отделения стартовой ступени величину сигнала команд управления восстанавливают до исходного уровня.

2. Ракетный комплекс, включающий пусковую установку, ракету с разделяющимися ступенями и систему управления, отличающийся тем, что в нем система управления снабжена программным устройством уменьшения величины сигнала управляющих команд, включаемым к моменту начала отделения стартовой ступени и отключаемым после ее отделения.

3. Ракетный комплекс по п. 2, отличающийся тем, что программное устройство уменьшения величины сигнала управляющих команд выполнено в виде электронного ограничителя уровня сигнала, соединенного с таймером, настроенным на включение ограничителя к моменту начала отделения стартовой ступени и отключения после ее отделения.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3