RU2112203C1

RU2112203C1 - Method of guided missile firing and missile complex

Info

Publication number: RU2112203C1
Application number: RU97103054A
Authority: RU
Inventors: Ю.М. Кузнецов; Ю.Л. Парфенов; В.Н. Красеньков; Л.И. Кравцова; С.Д. Журавлев
Original assignee: Конструкторское бюро приборостроения
Priority date: 1997-02-28
Filing date: 1997-02-28
Publication date: 1998-05-27

Abstract

FIELD: defence equipment, in particular, methods of guided missile firing with elements of optical communication with ground control equipment, as well as missile complexes intended for realization of the given methods. SUBSTANCE: during the flight of guided missile, when the control level of optical conduction of the "ground control equipment-guided missile" optical line is attained, the missile propellant combustion process on missile board is interrupted, and the control level of optical conduction during the missile flight may be converted to reference time. The missile complex is furnished with an optical conduction lock with a threshold element, and a missile propellant combustion process interruption system is installed on the guided missile, the threshold element of the optical conduction lock gets engageable with the combustion process interruption system. When the element of optical communication in the ground control system functions as a laser radiator, the optical conduction lock may be positioned on the guided missile and made as a photodiode with a threshold element at its output. The missile propellant combustion process interruption system is made as a cylinder with cooling agent, connected through a pipeline to the jet engine combustion chamber, and has a starting device; the threshold element is engageable with the starting device of the combustion process interruption system. The optical conduction lock with the threshold element may be made as a time-delay element. EFFECT: enhanced efficiency owing to the increase of controllable range by improving the reliability of optical communication of guided missile with the ground control equipment in the final flight leg. 5 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к способам стрельбы управляемой ракетой с элементами оптической связи с наземной аппаратурой управления, а также к ракетным комплексам, предназначенным для реализации данных способов. The invention relates to defense equipment, in particular to methods of firing a guided missile with optical communication elements with ground control equipment, as well as to missile systems designed to implement these methods.

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 и реализованный в ракетном комплексе при стрельбе управляемой ракетой SS-10 с элементом оптической связи с наземной аппаратурой управления, а именно трассером, установленным на управляемой ракете, по которому оператор через оптический визир (элемент оптической связи) в наземной аппаратуре управления следит за целью и летящей ракетой во время ее наведения. A known method of firing a guided missile with optical communication elements with ground-based control equipment [1], including rocket launch and control operations during a flight from ground-based control equipment and implemented in a missile system when firing a guided missile SS-10 with an optical communication element with ground-based equipment control, namely, a tracer mounted on a guided missile, through which the operator, through an optical sight (optical communication element) in the ground control equipment, monitors the target and the flying chum during her guidance.

Недостатком вышеуказанного способа и ракетного комплекса является то, что при работе реактивного двигателя образуется дым, снижающий оптическую проводимость линии "наземная аппаратура управления - управляемая ракета". С увеличением дальности стрельбы "задымление" этой оптической линии возрастает и управление оператором летящей ракетой становится невозможным, т.к. он из-за дымовых помех теряет из поля зрения как цель, так и саму летящую управляемую ракету. Эффективность стрельбы по уничтожению целей противника с увеличением дальности резко падает (если вообще возможна). The disadvantage of the above method and missile system is that when the jet engine is operating, smoke is generated that reduces the optical conductivity of the "ground control equipment - guided missile" line. With an increase in the firing range, the "smoke" of this optical line increases and control of the operator by a flying rocket becomes impossible, because due to smoke interference, he loses sight of both the target and the flying guided missile itself. The effectiveness of shooting to destroy enemy targets with increasing range drops sharply (if at all possible).

Также известен способ стрельбы управляемой ракетой с элементами оптической связи с наземной аппаратурой управления [2], включающий операции запуска ракеты и управления ею во время полета с наземной аппаратуры управления и реализованный в ракетном комплексе при стрельбе управляемой ракетой "Хот". Данный ракетный комплекс содержит пусковое устройство, наземную аппаратуру управления и управляемую ракету "Хот", на борту которой находится пиротехнический трассер (элемент оптической связи), по которому оптический пеленгатор (элемент оптической связи) наземной аппаратуры управления определяет положение управляемой ракеты на траектории во время полета. Also known is a method of firing a guided missile with optical communication elements with ground control equipment [2], including operations of launching a rocket and controlling it during a flight from ground control equipment and implemented in a missile system when firing a guided Hot missile. This missile system contains a launching device, ground control equipment and a Hot guided missile, on board of which there is a pyrotechnic tracer (optical communication element), by which an optical direction finder (optical communication element) of ground control equipment determines the position of the guided missile on the trajectory during flight .

Недостатком данного способа стрельбы и ракетного комплекса, как и предыдущих, является то, что при работе реактивного двигателя образуется дым, снижающий оптическую проводимость линии "наземная аппаратура управления - управляемая ракета". С увеличением дальности стрельбы оптический пеленгатор наземной аппаратуры управления из-за дымовых помех становится неспособным определять положение ракеты на траектории полета. Соответственно наведение на цель управляемой ракеты становится невозможным. Повысить дальность управляемого полета ракеты не удается. Эффективность боевого применения не возрастает. The disadvantage of this method of firing and missile system, as well as the previous ones, is that when the jet engine is operating, smoke is generated that reduces the optical conductivity of the line "ground control equipment - guided missile". As the firing range increases, the optical direction finder of the ground control equipment, due to smoke interference, becomes unable to determine the position of the rocket on the flight path. Accordingly, targeting a guided missile becomes impossible. It is not possible to increase the range of a controlled flight of a rocket. The effectiveness of combat use does not increase.

Снижение дымности пороха обычно сопровождается ухудшением его характеристик (удельного импульса, теплотворности, стабильности скорости горения и т. д. ) и требует определенных условий (по температуре, ударно-вибрационным нагрузкам и т.д.). Усложняется система крепления заряда реактивного двигателя, а часто и сам двигатель, что снижает надежность его работы. Эффективность ухудшается. Усложнение системы крепления порохового заряда и самого реактивного двигателя приводит к возрастанию его габаритов и веса и соответственно габаритов и веса управляемой ракеты. Возрастание габаритов и веса управляемой ракеты требует (для сохранения скорости) повышения мощности реактивного двигателя, а это значит опять дополнительный вес и габариты. Возрастание габаритов и веса ракеты увеличивает вес и габариты пускового устройства, что делает его менее маневренным на поле боя и более уязвимым от огня противника. Управляемая ракета на пусковом устройстве вместе с расчетом может быть уничтожена противником еще до старта. Эффективность не повышается. При сохранении габаритов и веса управляемой ракеты на том же уровне необходимо либо уменьшать вес и габариты боевой части, а следовательно, и ее могущество либо уменьшать мощность реактивного двигателя, т.е. снижать среднюю скорость на начальном и среднем участках полета, что также понижает эффективность. A decrease in the smoke density of gunpowder is usually accompanied by a deterioration in its characteristics (specific impulse, calorific value, stability of the burning rate, etc.) and requires certain conditions (temperature, shock-vibration loads, etc.). The system of fastening the charge of a jet engine, and often the engine itself, is complicated, which reduces the reliability of its operation. Efficiency is deteriorating. The complication of the mounting system of the powder charge and the jet engine itself leads to an increase in its dimensions and weight, and accordingly the dimensions and weight of the guided missile. An increase in the dimensions and weight of a guided missile requires (to maintain speed) an increase in the power of a jet engine, which again means additional weight and dimensions. An increase in the dimensions and weight of the rocket increases the weight and dimensions of the launcher, which makes it less maneuverable on the battlefield and more vulnerable to enemy fire. Guided missile on the launcher, together with the calculation, can be destroyed by the enemy before launch. Efficiency does not increase. While maintaining the dimensions and weight of the guided missile at the same level, it is necessary either to reduce the weight and dimensions of the warhead, and therefore its power, or to reduce the power of the jet engine, i.e. reduce the average speed in the initial and middle sections of the flight, which also reduces efficiency.

Компенсация отрицательного влияния дымовых помех возможна за счет увеличения мощности пиротехнического трассера (элемента оптической связи) на управляемой ракете и чувствительности оптического пеленгатора (элемента оптической связи) наземной аппаратуры управления, но это вызывает усложнение, приводит к снижению надежности управляемой ракеты и наземной аппаратуры управления, что также снижает эффективность. При этом резко увеличиваются габариты и вес управляемой ракеты и наземной аппаратуры управления. Как отмечалось выше, это также ухудшает эффективность. Следует также сказать, что увеличение мощности пиротехнического трассера может привести при стрельбе к ослеплению оператора не только ночью, но и днем, особенно в первые секунды полета ракеты, со всеми вытекающими отсюда отрицательными последствиями (невозможностью наведения управляемой ракеты на цель). Эффективность ухудшается. Compensation of the negative effect of smoke interference is possible due to an increase in the power of the pyrotechnic tracer (optical communication element) on the guided missile and the sensitivity of the optical direction finder (optical communication element) of the ground control equipment, but this complicates, reduces the reliability of the guided rocket and ground control equipment, which also reduces efficiency. At the same time, the dimensions and weight of the guided missile and ground control equipment increase dramatically. As noted above, this also impairs efficiency. It should also be said that an increase in the power of a pyrotechnic tracer can cause the operator to be blinded not only at night, but also during the day, especially in the first seconds of a rocket’s flight, with all the negative consequences that follow (impossibility of guiding a guided missile at a target). Efficiency is deteriorating.

Задачей изобретения является повышение эффективности за счет увеличения управляемой дальности стрельбы путем повышения надежности оптической связи управляемой ракеты с наземной аппаратурой управления на конечном участке полета. The objective of the invention is to increase efficiency by increasing the controlled firing range by increasing the reliability of the optical communication of the guided missile with ground control equipment at the final flight site.

Поставленная задача решается тем, что в способе стрельбы управляемой ракетой с элементами оптической связи с наземной аппаратурой управления, включающего операции запуска ракеты и управления ею во время полета с наземной аппаратуры управления, в нем во время полета управляемой ракеты при достижении контрольного уровня оптической проводимости оптической линии связи "наземная аппаратура управления-управляемая ракета" прерывают процесс горения ракетного топлива на борту ракеты, при этом контрольный уровень оптической проводимости во время полета ракеты может пересчитываться в контрольное время, а в ракетном комплексе, включаем управляемую ракету с пусковым устройством и элементом оптической связи с наземной аппаратурой управления, систему управления, он снабжен фиксатором оптической проводимости с пороговым элементом, а на управляемой ракете установлена система прерывания процесса горения ракетного топлива, при этом пороговый элемент фиксатора оптической проводимости взаимодействует с системой прерывания процесса горения, а фиксатор оптической проводимости, при выполнении элемента оптической связи в наземной аппаратуре управления в виде лазерного излучателя, может быть расположен на управляемой ракете и выполнен в виде фотодиода, на выходе которого установлен пороговый элемент, а система прерывания процесса горения ракетного топлива выполнена в виде баллона с охлаждающим веществом, соединенного трубопроводом с камерой сгорания реактивного двигателя, и устройства включения, при этом пороговый элемент взаимодействует с устройством включения системы прерывания процесса горения, причем фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом также может быть выполнен в виде временного элемента задержки. The problem is solved in that in the method of firing a guided missile with optical communication elements with ground control equipment, including rocket launch and control operations during a flight from ground control equipment, in it during a guided missile flight when a control level of optical line optical conductivity is reached communications "ground control equipment-guided missile" interrupt the process of burning rocket fuel on board the rocket, while the control level of optical conductivity in The missile flight mode can be recalculated at the control time, and in the missile complex, we include a guided missile with a launcher and an optical communication element with ground control equipment, a control system, it is equipped with an optical conductivity clamp with a threshold element, and a burning process interruption system is installed on the guided missile rocket fuel, while the threshold element of the optical conductivity clamp interacts with the interruption system of the combustion process, and the optical conductivity clamp, pr and the implementation of the optical communication element in the ground control equipment in the form of a laser emitter, can be located on a guided missile and made in the form of a photodiode, at the output of which a threshold element is installed, and the interruption system of the rocket fuel combustion process is made in the form of a cylinder with a cooling substance connected by a pipeline with the combustion chamber of the jet engine, and the switching device, while the threshold element interacts with the switching device of the system for interrupting the combustion process, and The optical conductivity ator with a threshold element can also be made in the form of a temporary delay element.

Положительный эффект обеспечивается за счет снижения влияния дымовых помех на систему управления на конечном участке полета управляемой ракеты. The positive effect is ensured by reducing the influence of smoke interference on the control system at the end of the flight of a guided missile.

Данное техническое решение поясняется чертежом (фиг.1, 2, 3). На фиг. 1 изображен ракетный комплекс 1, включающий управляемую ракету 2 с пусковым устройством 3 и элементами 4 оптической связи с наземной аппаратурой управления 5, оснащенной также элементами 6 оптической связи. Ракетный комплекс снабжен фиксатором 7 оптической проводимости линии "наземная аппаратура управления-управляемая ракета" с пороговым элементом 8, а на управляемой ракете установлена система 9 прерывания процесса горения ракетного топлива, при этом пороговый элемент фиксатора оптической проводимости взаимодействует с системой прерывания процесса горения (фиг.2, 3). Фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом при выполнении элемента оптической связи в наземной аппаратуре управления в виде лазерного излучателя может быть расположен, как в приведенном на чертеже случае, на управляемой ракете и выполнен в виде фотодиода 10, на выходе которого установлен пороговый элемент 8 (фиг. 2, 3). Он может быть установлен и в наземной аппаратуре управления. В этом случае он также выполняется в виде фотодиода, на выходе которого устанавливается пороговый элемент, но при этом на управляемой ракете должен быть какой-либо световой излучатель, например, электролампочка или светодиод. Использовать в качестве светового излучателя пиротехнические трассеры не целесообразно, т.к. их пиротехнический состав обычно имеет большой разброс по скорости горения и соответственно по световому излучению. Вместо фотодиода может быть использовано фотосопротивление, на выходе которого также устанавливают пороговый элемент. Фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом может быть выполнен и в виде временного элемента задержки, например, электронного, пиротехнического или механического, в который закладывается контрольный уровень оптической проводимости для конкретных условий стрельбы, пересчитанный в контрольное время, по прошествии которого с момента старта срабатывает система прерывания процесса горения ракетного топлива на борту управляемой ракеты. Принципиального значения на достижение поставленной задачи о расположение фиксатора оптической проводимости с пороговым элементом (на управляемой ракете или в наземной аппаратуре управления) и их конкретное выполнение (в виде фотодиода, фотосопротивления или временного элемента задержки) не имеет. Главное его наличие в комплексе и взаимодействие с системой порывания процесса горения ракетного топлива. Система прерывания процесса горения ракетного топлива может быть, как приведено на фиг. 2, в виде баллона 11 с охлаждающим веществом (например, с сжиженным или твердым углекислым газом) и соединенного трубопроводом 12 с камерой 13 сгорания реактивного двигателя 14 и устройства включения 15. При этом пороговый элемент фиксатора оптической проводимости взаимодействует с устройством включения системы прерывания процесса горения ракетного топлива. Система прекращения процесса горения ракетного топлива на борту управляемой ракеты может быть выполнена и в виде устройства, "вскрывающего" камеру сгорания реактивного двигателя, в результате чего в камере сгорания резко падает давление и заряд твердого топлива гаснет. В ракетах с жидкостным реактивным двигателем система прерывания горения ракетного топлива может быть выполнена в виде устройства, прекращающего подачу компонентов топлива в камеру сгорания. Устройство включения баллона с охлаждающим веществом системы прекращения процесса горения, как приведено на фиг. 2, может быть выполнено в виде клапана 16 с пиропатронным приводом 17, установленного на трубопроводе, соединяющем баллон с охлаждающим веществом с камерой сгорания реактивного двигателя. Может оно быть выполнено в виде электромагнитного клапана. Также оно может быть выполнено и в виде химического генератора, вырабатывающего рабочий газ, и установленного как в самом баллоне, так и вне его, и вытесняющего охлаждающее вещество из баллона в камеру сгорания реактивного двигателя. Пороговый элемент может иметь электрические нормально разомкнутые контакты 18 и 19, введенные в электроцепь 20 электропитания пиропатронного привода клапана (фиг. 3). Он может быть выполнен типа электромагнитного реле, настроенного на срабатывание при снижении тока или напряжения, поступающего от фотодиода, ниже контрольного значения. В этом случае необходимо к выходу фотодиода подключать усилитель 21, так как ток на выходе фотодиодов незначительный и требует усиления. На фиг.3 показана схема, описанная выше. Цифрой 22 обозначен источник электропитания пиропатронного привода. Пороговый элемент с электрическими рабочими нормально-разомкнутыми контактами может быть выполнен и в электронном исполнении. В этом случае нормальная разомкнутость контактов является условной, т.к. разрыв цепи запитки электропитания пиропатронного привода клапана обеспечивается электроникой, например, при включении в цепь электропитания пиропатронного привода клапана транзистора. При снижении тока от фотодиода, выполняющего роль фиксатора оптической проводимости, ниже контрольного (соответствующего контрольной оптической проводимости), происходит разблокировка цепи питания пиропатронного привода клапана устройства включения системы прерывания процесса горения и данная система срабатывает. Следует отметить, что в этом случае питание в цепь пиропатронного привода следует подавать только после начала функционирования фотодиода, запирающего транзистор, включенного в цепь питания пиропатронного привода. В противном случае произойдет преждевременное срабатывание системы прерывании процесса горения. This technical solution is illustrated by the drawing (figure 1, 2, 3). In FIG. 1 shows a missile system 1, including a guided missile 2 with a starting device 3 and optical communication elements 4 with ground control equipment 5, also equipped with optical communication elements 6. The missile system is equipped with a clamp 7 for optical conductivity of the ground-based control-guided missile line with a threshold element 8, and a guided missile is equipped with a missile fuel interruption system 9, and a threshold element of the optical conductivity clamp interacts with the interruption system of the combustion process (Fig. 2, 3). An optical conduction retainer with a threshold element when performing the optical communication element in the ground control equipment in the form of a laser emitter can be located, as in the case shown in the drawing, on a guided missile and is made in the form of a photodiode 10, at the output of which a threshold element 8 is installed (Fig. 2, 3). It can also be installed in ground control equipment. In this case, it is also performed in the form of a photodiode, at the output of which a threshold element is installed, but at the same time there must be some kind of light emitter on the guided missile, for example, an electric bulb or LED. It is not advisable to use pyrotechnic tracers as a light emitter, since their pyrotechnic composition usually has a large spread in burning rate and, accordingly, in light radiation. Instead of a photodiode, photo-resistance can be used, at the output of which a threshold element is also set. The optical conductivity clamp with a threshold element can also be made in the form of a temporary delay element, for example, electronic, pyrotechnic or mechanical, in which a control level of optical conductivity for specific shooting conditions is laid down, recounted at a control time, after which an interruption system is triggered from the start the process of burning rocket fuel on board a guided missile. Of fundamental importance in achieving the task of locating the optical conduction retainer with a threshold element (on a guided missile or in ground control equipment) and their specific implementation (in the form of a photodiode, photo resistance, or a temporary delay element) does not. Its main presence in the complex and interaction with the system of breaking the process of burning rocket fuel. The interruption system of the rocket fuel combustion process can be, as shown in FIG. 2, in the form of a cylinder 11 with a cooling substance (for example, liquefied or solid carbon dioxide) and connected by a pipe 12 to the combustion chamber 13 of the jet engine 14 and the switching device 15. In this case, the threshold element of the optical conductivity clamp interacts with the switching device of the combustion process interruption system rocket fuel. The system for stopping the process of burning rocket fuel on board a guided missile can also be made in the form of a device that "opens" the combustion chamber of a jet engine, as a result of which the pressure in the combustion chamber drops sharply and the charge of solid fuel goes out. In liquid-propellant rockets, the rocket fuel interruption system can be made in the form of a device that stops the supply of fuel components to the combustion chamber. The device for turning on the cylinder with the cooling agent of the system for stopping the combustion process, as shown in FIG. 2, can be made in the form of a valve 16 with an actuator 17 mounted on a pipeline connecting the cylinder with a cooling substance to the combustion chamber of a jet engine. It can be made in the form of an electromagnetic valve. It can also be made in the form of a chemical generator that generates a working gas, and is installed both in the cylinder and outside it, and displacing the coolant from the cylinder into the combustion chamber of a jet engine. The threshold element may have electrical normally open contacts 18 and 19, inserted into the power circuit 20 of the pyrocartridge valve actuator (Fig. 3). It can be implemented as an electromagnetic relay configured to operate when the current or voltage coming from the photodiode decreases below the control value. In this case, it is necessary to connect an amplifier 21 to the output of the photodiode, since the current at the output of the photodiodes is negligible and requires amplification. Figure 3 shows the diagram described above. The number 22 indicates the power supply of the igniter drive. The threshold element with electric working normally open contacts can be made in electronic design. In this case, the normal open contact is conditional, because An open circuit of the power supply circuit of the pyro-cartridge valve actuator is provided by the electronics, for example, when a transistor valve is connected to the pyro-cartridge valve power circuit. When the current from the photodiode, which acts as a fixture of optical conductivity, decreases below the control (corresponding to the control optical conductivity), the power supply circuit of the pyrocartridge actuator valve of the device for switching on the combustion interruption system is unlocked and this system works. It should be noted that in this case, power to the pyrocartridge drive circuit should be supplied only after the start of the operation of the photodiode locking the transistor, included in the power supply circuit of the pyrocartridge drive. Otherwise, the system will prematurely interrupt the combustion process.

Предложенная конструкция работает следующим образом. Управляемая ракета устанавливается на пусковое устройство и после проведения всех необходимых подготовительных операций (задействование бортовых систем энергопитания, аппаратуры управления и т.д.), выстреливается в сторону цели. Перед выстрелом или же в его первоначальный момент включают фиксатор оптической проводимости линии "наземная аппаратура управления - управляемая ракета", который фиксирует информацию о дымовых помехах во время полета ракеты. Если в ракетном комплексе элементы оптической связи между наземной аппаратурой управления и управляемой ракетой выполнены в виде лазерного излучателя, установленного на пусковом устройстве, и фотоприемника, установленного на ракете, то фиксатор оптической проводимости целесообразно устанавливать на управляемой ракете. В этом случае "мощность" лазерного луча, воспринимаемая фиксатором оптической проводимости в виде фотодиода, на выходе которого установлен пороговый элемент, будет выполнять функцию контрольного параметра. Если же в комплексе элементы оптической связи выполнены в виде оптического, например, инфракрасного пеленгатора и источника светового излучения (электролампочки или светодиода), установленных в наземной аппаратуре управления и на управляемой ракете соответственно, то целесообразно фиксатор оптической проводимости устанавливать в наземной аппаратуре управления, так как в данном варианте в качестве контрольного параметра может быть использована "мощность" излучения светового источника. При оптической проводимости ниже допустимой команда на прерывание процесса горения ракетного топлива на борту ракеты в этом случае подается с анализатора оптической проводимости установленного в наземной аппаратуре управления по командной линии связи (управления). В комплексе с лазерным излучателем, установленным в наземной аппаратуре управления, непосредственно перед выстрелом производят включение лазерного излучателя. Луч лазера попадает на фотодиод фиксатора оптической проводимости (в первоначальный момент полета управляемой ракеты) и он начинает вырабатывать ток, который усиливается усилителем и идет на пороговый элемент, выполненный, например, типа электромагнитного реле, настроенного на срабатывание при снижении тока. Рабочие контакты этого порогового реле остаются разомкнутыми и "удерживаются" в этом состоянии усиленным током, поступающим от фотодиода. В первоначальный момент, когда расстояние между наземной аппаратурой управления и управляемой ракетой небольшое, влияние "задымления" на оптическую проводимость линии связи "наземная аппаратура управления - управляемая ракета" незначительно, но с его возрастанием влияние "задымления" увеличивается. При снижении оптической проводимости ниже допустимой, контролируемой по току фотодиода пороговым элементом, выполненным типа электромагнитного реле, данного тока становится недостаточно для "удержания" рабочих контактов реле в разомкнутом состоянии и они замыкаются, создавая электроцепь для срабатывания устройства включения системы прерывания процесса горения ракетного топлива. Устройство включения, выполненное, как приведено на чертеже, в виде клапана с пиропатронным приводом, срабатывает, обеспечивая доступ охлаждающего вещества (например, сжиженного или твердого углекислого газа или какой-либо негорючей жидкости, находящихся в баллоне под давление) в камеру сгорания реактивного двигателя и заряд твердого топлива, получив охлаждающий импульс, прекращает свое горение. Как отмечалось выше, процесс горения ракетного топлива на борту снаряда может быть прекращен и "вскрытием" камеры сгорания реактивного двигателя, а в ракетах с жидкостным реактивным двигателем и в виде устройства, прекращающего подачу компонентов топлива в камеру сгорания. Также процесс горения ракетного топлива на борту управляемой ракеты может быть прекращен и сбрасыванием (отстрелом) с ракеты самого реактивного двигателя. После срабатывания системы прерывания процесса горения ракетного топлива и прекращения процесса его горения на борту ракеты сама ракета продолжает полет к цели, но при этом дополнительного "задымления" оптической линии "наземная аппаратура управления - управляемая ракета" уже не происходит и ракета сохраняет управляемость с наземной аппаратурой управления на большую дальность по сравнению с тем, если бы реактивный двигатель работал. При этом снижение средней скорости управляемой ракеты на начальном и среднем участках полета не происходит. Незначительное снижение скорости полета ракеты на конечном участке ранее допустимой дальности стрельбы (из-за прекращения работы реактивного двигателя) выливается в увеличение времени полета на эту дальность на одну-полторы секунды, что незначительно увеличивает время полета ракеты на данную дальность, но при этом возрастает возможная дальность "управляемой стрельбы", что повышает боевые возможности ракетного комплекса. Следует отметить, что при определении контрольного (допустимого) уровня оптической проводимости для закладки его в пороговый элемент необходимо учитывать и импульс последействия реактивного двигателя после начала прекращения процесса горения ракетного топлива, так как во время процесса прекращения горения ракетного заряда еще продолжает выделяться дым и соответственно увеличение дымовых помех. Рассчитать возможное выделение дыма во время импульса последствия можно по теории горения ракетного топлива и реактивных двигателей, но всего надежней определять его опытным путем, так как на процесс горения ракетного топлива, а соответственно и на процесс дымообразования, оказывает влияние большое количество различных факторов (температура, скорость истечения из сопла продуктов сгорания и т.д.), учесть которые полностью практически невозможно. The proposed design works as follows. The guided missile is installed on the launcher and, after all the necessary preparatory operations (involving on-board power supply systems, control equipment, etc.), are fired towards the target. Before the shot, or at its initial moment, they include the optical conductivity clamp line "ground control equipment - guided missile", which records information about smoke interference during the flight of the rocket. If in the missile complex the elements of optical communication between the ground control equipment and the guided missile are made in the form of a laser emitter mounted on a launch device and a photodetector mounted on a rocket, it is advisable to install an optical conductivity clamp on a guided missile. In this case, the "power" of the laser beam, perceived by the optical conduction clamp in the form of a photodiode, at the output of which a threshold element is installed, will fulfill the function of a control parameter. If the optical communication elements in the complex are made in the form of an optical, for example, infrared direction finder and light source (light bulb or LED) installed in the ground control equipment and on a guided missile, respectively, then it is advisable to install the optical conductivity clamp in the ground control equipment, since in this embodiment, the “power” of the light source radiation can be used as a control parameter. If the optical conductivity is below acceptable, the command to interrupt the combustion process of rocket fuel on board the rocket in this case is sent from the optical conductivity analyzer installed in the ground control equipment via a command line of communication (control). In combination with a laser emitter installed in the ground control equipment, immediately before firing, the laser emitter is turned on. The laser beam hits the photodiode of the optical conductivity clamp (at the initial moment of the guided missile’s flight) and it begins to generate a current that is amplified by the amplifier and goes to a threshold element, made, for example, like an electromagnetic relay configured to operate when the current decreases. The working contacts of this threshold relay remain open and are “held” in this state by the amplified current coming from the photodiode. At the initial moment, when the distance between the ground control equipment and the guided missile is small, the effect of “smoke” on the optical conductivity of the communication line “ground control equipment - guided missile” is insignificant, but with its increase the effect of “smoke” increases. When the optical conductivity decreases below the permissible threshold current element monitored by the type of electromagnetic relay and monitored by the photodiode current, this current is not enough to "keep" the relay working contacts in the open state and they close, creating an electrical circuit to operate the device for switching on the system for interrupting the rocket fuel combustion process. The switching device, made as shown in the drawing, in the form of a valve with a pyro-cartridge actuator, is activated, providing access of a cooling substance (for example, liquefied or solid carbon dioxide or any non-combustible liquid in a pressure cylinder) into the combustion chamber of a jet engine and the charge of solid fuel, having received a cooling impulse, ceases to burn. As noted above, the process of burning rocket fuel on board a projectile can be terminated by "opening" the combustion chamber of a jet engine, and in rockets with a liquid jet engine and in the form of a device that stops the flow of fuel components into the combustion chamber. Also, the process of burning rocket fuel on board a guided missile can be stopped by dropping (shooting) from a rocket of the jet engine itself. After the interruption of the rocket fuel combustion process and the cessation of its burning process on board the rocket are triggered, the rocket itself continues to fly toward the target, but there is no further "smoke" of the optical line "ground control equipment - guided missile" and the rocket remains controllable with ground equipment control over a longer range compared to if the jet engine was running. In this case, the decrease in the average speed of the guided missile at the initial and middle sections of the flight does not occur. A slight decrease in the flight speed of the rocket at the final section of the previously permissible firing range (due to the cessation of the jet engine) results in an increase in the flight time for this range by one and a half seconds, which slightly increases the flight time of the rocket for this range, but the possible range of "guided fire", which increases the combat capabilities of the missile system. It should be noted that in determining the control (permissible) level of optical conductivity for laying it in the threshold element, it is necessary to take into account the impulse of the aftereffect of the jet engine after the start of the cessation of rocket fuel combustion, since during the cessation of burning the rocket charge smoke continues to be generated and, accordingly, an increase smoke interference. It is possible to calculate the possible smoke emission during an impulse according to the theory of rocket fuel and jet engine combustion, but it is most reliable to determine it empirically, since a large number of different factors influence the process of rocket fuel combustion, and, accordingly, the process of smoke generation (temperature, the rate of expiration from the nozzle of combustion products, etc.), which are completely impossible to take into account.

Выше описана работа ракетного комплекса, когда идет текущая фиксация оптической проводимости линии "наземная аппаратура управления - управляемая ракета" фиксатором оптической проводимости, выполненным в виде фотодиода с пороговым элементом непосредственно во время полета управляемой ракеты, но определить оптическую проводимость во время полета при наличии в комплексе вычислительного устройства, установленного в наземной аппаратуре управления и позволяющего по заложенной в него программе расчет оптической проводимости во время полета управляемой ракеты и определяющего (фиксирующего), на каком-то расстоянии от наземной аппаратуры управления необходимо прерывать процесс горения реактивного топлива, чтобы дымовые помехи не препятствовали управлению на конечном участке полета ракеты. При этом в вычислительное устройство вручную или же автоматически (с датчиков, установленных в наземной аппаратуре управления) вводят данные об атмосферных условиях (температуре, скорости, направлении ветра, давлении) и характеристики топлива (для твердотопливных зарядов - свойство партии зарядов: медленно, средне и быстрогорящих и другие необходимые параметры). Команда на срабатывание системы прекращения процесса горения топлива с фиксатора оптической проводимости, выполненного в виде вычислительного устройства, подается на ракету по командной линии управления либо вводится в аппаратуру управления ракетой непосредственно перед выстрелом. При этом контрольная (допустимая) оптическая проводимость пересчитывается вычислительным устройством либо в расстояние, по пролету которого необходимо прекратить процесс горения ракетного топлива на борту снаряда (при наличии в ракетном комплексе дальномера или устройства, фиксирующего расстояние, пройденной ракетой), либо во время полета с момента старта. В случае пересчета контрольной оптической проводимости во время фиксатор оптической проводимости с пороговым элементом выполняется в виде временного элемента задержки, который может быть выполнен, например, в виде часового (таймерного) механизма задержки, как механического, так и электронного, а также в виде пиротехнического. The operation of the missile complex is described above when the optical conductivity of the ground-based control equipment-guided missile line is currently being captured by an optical conductivity retainer made in the form of a photodiode with a threshold element directly during the flight of a guided missile, but to determine the optical conductivity during flight if the complex computing device installed in ground control equipment and allowing the calculation of optical conductivity during is the guided missile and determining (fixing), at some distance from the ground apparatus jet fuel combustion process must be interrupted control to not impede smoke interference management in the end portion of a missile. At the same time, data on atmospheric conditions (temperature, speed, wind direction, pressure) and fuel characteristics (for solid propellant charges - the property of a batch of charges: slowly, medium, and enter into the computing device manually or automatically (from sensors installed in ground control equipment) fast-burning and other necessary parameters). The command to activate the system for stopping the fuel combustion process from the optical conduction fixture, made in the form of a computing device, is sent to the rocket via the command line or entered into the rocket control equipment immediately before the shot. In this case, the control (permissible) optical conductivity is recalculated by the computing device either to the distance along the span of which it is necessary to stop the combustion of rocket fuel on board the projectile (if there is a range finder or a device that fixes the distance traveled by the rocket), or during flight from the moment start. If the control optical conductivity is recalculated during the time, the optical conductivity retainer with the threshold element is made in the form of a temporary delay element, which can be performed, for example, in the form of a clock (timer) delay mechanism, both mechanical and electronic, as well as pyrotechnic.

Предложенные способ и конструкция позволяет повысить эффективность боевого применения ракетного комплекса за счет увеличения управляемой дальности стрельбы путем снижения влияния дымовых помех на систему управления на конечном участке полета управляемой ракеты. The proposed method and design allows to increase the effectiveness of the combat use of the missile system by increasing the controlled firing range by reducing the influence of smoke interference on the control system at the end of the flight of the guided missile.

Источники информации. Sources of information.

1. Латухин А.Н. Противотанковое вооружение. М.: Воениздат, 1974 г, стр. 211-215. 1. Latukhin A.N. Anti-tank weapons. M .: Military Publishing House, 1974, p. 211-215.

2. Журнал "Зарубежное военное обозрение", 1975, N3, стр. 46. 2. The journal "Foreign Military Review", 1975, N3, p. 46.

Claims

1. A method of firing a guided missile with optical communication elements with ground-based control equipment, including rocket launch and control operations during a flight from ground-based control equipment, characterized in that during the flight of the guided rocket it reaches the control level of optical conductivity of the optical communication line "ground control equipment - guided missile" interrupt the process of burning rocket fuel on board the rocket.

2. The method according to claim 1, characterized in that in it the control level of optical conductivity during the flight of the guided missile is recounted in the control time.

3. A missile complex, including a guided missile with an optical communication element with ground control equipment, characterized in that the missile complex is equipped with an optical conduction lock with a threshold element, and a guided missile is equipped with an interrupt system for rocket fuel combustion, and a threshold element of an optical conductivity retainer interacts with the interruption system of the combustion process.

4. The complex according to claim 3, characterized in that the optical conductivity retainer when performing the optical communication element in the ground control equipment in the form of laser radiation is located on a guided missile and is made in the form of a photodiode, at the output of which a threshold element is installed, and the combustion process interruption system rocket fuel is made in the form of a cylinder with a cooling substance, connected by a pipeline to the combustion chamber of a jet engine, and a switching device, while the threshold element interacts with the device th switching system interrupt combustion.

5. The complex according to claim 3, characterized in that the optical conductivity retainer with a threshold element is made in the form of a temporary delay element.