Способ запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при запуске управляемых ракет. Технический результат - повышение надежности управления ракетой. В способе запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением, основанном на формировании траектории предварительным стартом с введением задержки на запуск основного двигателя, ракету запускают под углом к горизонту, значение которого вычисляют по первому математическому выражению, вводят паузу на включение основного двигателя с задержкой, вычисляемой по второму математическому выражению. На активном участке программными командами управления сближают ракету с линией визирования, чтобы обеспечить превышение траектории над линией визирования несколько больше радиуса дымового шлейфа, выводят ракету на линию визирования и продолжают оптическое наведение до поражения цели. Положительный эффект обеспечивается видимостью цели оператором и уверенное функционирование оптической линии связи наземной аппаратуры ракеты. 1 ил.
Настоящее изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при запуске управляемыми ракетами.
Известен способ запуска управления ракетой [1], состоящий из пусковой установки, управляемой ракеты, наземной аппаратуры управления, радиолинии передачи команд. Под действием команды траектория ракеты искривляется и на момент захвата наземной аппаратурой управления, получаем необходимый угол пеленга (угол между продольной осью ракеты и направлением линии визирования на ракету), обеспечивающий сопровождение и управление ее наземной аппаратурой управления. Недостатком такого способа запуска является то, что при старте ракеты и до захвата наземной аппаратурой управления образуется дымовой шлейф от двигателя, который приводит к нарушению процесса сопровождения за целью, а иногда к полному срыву сопровождения, а значит к невыполнению задачи. За наиболее близкий аналог (прототип) предлагаемого изобретения принят способ запуска управляемой ракеты с включением стартового двигателя на траектории с задержкой относительно момента старта при катапультировании [2]. Недостатком такого способа запуска является наличие времени задержки что, вызывает разброс углового положения ракет к моменту включения двигателя, который является доминирующим фактором, влияющим на рассеивание ракет к концу неуправляемого участка. Разброс углового положения возникает в основном в вертикальной плоскости за счет возмущающих факторов при катапультировании вверх из-за несиметрии и нестабильности подбрасывания, геометрической и весовой несиметрии планера, разброса по времени срабатывания временного механизма и т.д. Задачей данного предлагаемого изобретения является устранение задымления оптических линий связи: наземная аппаратура - цель; наземная аппаратура - ракета. Для достижения этой задачи в способе запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением, основанном на формировании траектории предварительным стартом с введением задержки на запуск основного двигателя, ракету запускают под углом к горизонту, значение которого определяют соотношением: где o - угол пусковой к горизонту; л - угол линии визирования; h1 - параллакс на момент включения двигателя; g - ускорение силы тяжести; V0 - начальная скорость, вводят паузу на включение основного двигателя с задержкой, определяемой соотношением: на активном участке программными командами управления сближают ракету с линией визирования, чтобы обеспечить превышение траектории над линией визирования несколько больше радиуса дымового шлейфа, выводят ракету на линию визирования и продолжают оптическое наведение до поражения цели. Предлагаемый способ запуска управляемой ракеты позволяет весь дым от стартового двигателя расположить выше линии визирования, чем обеспечив видимость цели оператором и уверенное функционирование оптической линии связи наземная аппаратура - ракета. Предлагаемое изобретение поясняется чертежом, на котором показана схема способа запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением. На участке I. I - пусковая установка; 2 - предстартовый двигатель; 3 - управляемая ракета; 4 - факел двигателя; 5 - продольная ось ракеты; 6 - направление наземной аппаратуры управления - ракеты; 7 - линия визирования цели; o - угол пусковой установки к горизонту; л - угол линии визирования; п - угол пеленга; h1- параллакс на момент включения основного двигателя; d - диаметр факела; V0 - начальная скорость. В пусковом контейнере (1) посредством предстартового двигателя (2) ракете (3) сообщают начальную скорость V0 под углом o к горизонту (участок I). После отработки предстартового двигателя (2) (соизмеримым со временем движения ракеты в контейнере) происходит полет ракеты с открытым оперением без работающего двигателя по баллистической кривой (участок II). В конце (участка II) отделяется предстартовый двигатель (2). Через время 3 включается стартовый двигатель (участок III). Время включения стартового двигателя определяется по следующему соотношению:. Параллакс h1 между линией визирования и ракетой в момент включения двигателя (приблизительно равен 2d; d - диаметр факела (4) двигателя в конце струи) и обеспечивает необходимый угол пеленга п(угол между продольной осью ракеты (5) и направлением наземной аппаратуры управления - ракета (6). На последующем участке траектории производится разгон ракеты до максимальной скорости (участок IV). На активном участке программными командами управления сближают ракету с линией визирования (7), чтобы обеспечить превышение траектории над линией визирования, несколько больше радиуса дымового шлейфа. После окончания работы двигателя и его отделения происходит вывод ракеты на линию визирования и наведение на цель (участок V). Такой способ запуска управляемой ракеты с оптическим теленаведением увеличивает вероятность функционирования оптического комплекса в условиях дымовых помех. Источники информации
1. Зенитные ракетные комплексы ПВО сухопутных войск. Техника и вооружение, май-июнь, 1999, М., стр.66. 2. Зенитные ракетные комплексы ПВО сухопутных войск. Техника и вооружение, май-июнь, 1999, М., стр.51.
Формула изобретения
где o - угол пусковой к горизонту;
л - угол линии визирования;
h1 - параллакс на момент включения основного двигателя;
g - ускорение силы тяжести;
V0 - начальная скорость,
вводят паузу на включение основного двигателя с задержкой, которую определяют соотношением
на активном участке программными командами управления сближают ракету с линией визирования, выводят ракету на линию визирования и наводят на цель.
РИСУНКИ
Рисунок 1