RU2124177C1

RU2124177C1 - Method of guided missile firing and missile complex

Info

Publication number: RU2124177C1
Application number: RU97114856A
Authority: RU
Inventors: Ю.Д. Копылов; П.П. Парфенов; В.Н. Красеньков; Н.С. Стародубова; С.Г. Лагутичев
Original assignee: Конструкторское бюро приборостроения
Priority date: 1997-08-14
Filing date: 1997-08-14
Publication date: 1998-12-27

Abstract

FIELD: missile armament. SUBSTANCE: method of firing of missile with an engine nozzle device and member of optical communication located on the rear end face consists in missile launching, determination of the moment of propulsion burn-out and establishment of optical communication between the control panel and missile after propulsion burn-out. The missile complex for realization of the method has a launcher, control panel and guided missile with members of optical communication between them. The optical communication and missile engine nozzle members are located on the missile rear end face. One of the members of complex optical communication is furnished with an ignition delay device engageable with the propulsion burn-out transducer. EFFECT: enhanced reliability of optical communication between the control panel and missile with employment of simple design approaches. 5 cl, 4 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, в частности к способам стрельбы управляемыми ракетами с расположенными на заднем торце выходом соплового устройства реактивного двигателя и элементом оптической связи с пультом управления и ракетным комплексам, реализующих эти способы. The present invention relates to defense technology, in particular to methods of firing guided missiles with a jet engine nozzle device located at the rear end and an optical communication element with a control panel and missile systems that implement these methods.

Известен способ стрельбы управляемой ракетой с расположенными на заднем торце выходом соплового устройства реактивного двигателя и элементом оптической связи с пультом управления, заключающийся в запуске управляемой ракеты и установлении оптической связи между пультом управления и управляемой ракетой с последующей передачей команд управления по проводной линии связи и реализованный при стрельбе ракетным комплексом "Милан" [1], содержащем пусковую установку, пульт управления с инфракрасным гониометром (элементом оптической связи), обеспечивающим слежение за расположенным на заднем торце ПТУР (управляемой ракеты) пиротехническим трассером (элементом оптической связи). На ПТУР (управляемой ракете) расположена катушка с проводом, который разматывается во время полета и обеспечивает передачу команд управления с наземного пульта. There is a method of firing a guided missile with a jet engine nozzle device located at the rear end and an optical communication element with a control panel, comprising launching a guided missile and establishing optical communication between the control panel and a guided missile with subsequent transmission of control commands via a wireline and implemented firing missile system "Milan" [1], containing a launcher, a control panel with an infrared goniometer (optical communication element), about providing tracking of the pyrotechnic tracer (optical communication element) located at the rear end of the ATGM (guided missile). On the ATGM (guided missile) there is a coil with a wire that is unwound during the flight and provides the transmission of control commands from the ground console.

Недостатком вышеописанного способа стрельбы и ракетного комплекса является то, что в них передача команд управления производится по проводной линии связи, снижающей максимально допустимую скорость ПТУР (управляемой ракеты), что не позволяет снизить время ее полета до цели (время на поражение цели). Следовательно, эффективность боевого применения поднять не удается. К тому же, форс пламени от работающего реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце ПТУР (управляемой ракеты), вносит помехи в работу инфракрасного гониометра пульта управления, снижая этим надежность оптической связи между пультом управления и ПТУР (управляемой ракетой), что может привести к срыву наведения ПТУР (управляемой ракеты) на цель. Это тоже не способствует повышению эффективности. The disadvantage of the above method of firing and missile system is that they transmit control commands over a wireline that reduces the maximum allowable speed of ATGM (guided missile), which does not allow to reduce its flight time to the target (time to hit the target). Consequently, the effectiveness of combat use cannot be raised. In addition, the force of the flame from a working jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the ATGM (guided missile), interferes with the operation of the infrared goniometer of the control console, thereby reducing the reliability of optical communication between the control console and ATGM (guided missile), which can lead to disruption of the guidance of the ATGM (guided missile) at the target. This also does not contribute to increased efficiency.

Также известен способ стрельбы управляемой ракетой с расположенными на заднем торце выходом соплового устройства реактивного двигателя и элементом оптической связи между пультом управления и управляемой ракетой, заключающийся в запуске управляемой ракеты и установления оптической связи между пультом управления и управляемой ракетой с последующим участием оптической связи в процессе наведения управляемой ракеты на цель (передачей команд управления по лучу лазера) и реализованный при стрельбе ракетным комплексом "Акра" [2], содержащем пусковую установку, пульт управления с лазерным прожектором (элементом оптической связи). Управляемая ракета наводится на цель с помощью инфракрасного лазерного луча, который воспринимается четырьмя инфракрасными датчиками, расположенными на заднем торце управляемой ракеты вокруг выхода соплового устройства реактивного двигателя. Also known is a method of firing a guided missile with a jet engine nozzle device located at the rear end and an optical communication element between the control panel and the guided missile, which consists in launching a guided missile and establishing optical communication between the control panel and the guided missile with the subsequent participation of optical communication in the guidance process guided missile at the target (by transmitting control commands along the laser beam) and realized when firing the Akra missile system [2], containing launcher, control panel with a laser spotlight (optical communication element). The guided missile is aimed at the target using an infrared laser beam, which is sensed by four infrared sensors located at the rear end of the guided missile around the exit of the jet engine nozzle device.

Недостатком данного способа стрельбы и ракетного комплекса, является то, что пламя от реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, вносит помехи в оптическую связь между пультом управления и управляемой ракетой, т.к. приемники светового (лазерного) излучения (инфракрасные датчики), также расположенные на заднем торце управляемой ракеты, выполняются на фотодиодах. Расположенный рядом с инфракрасными датчиками мощный источник света (форс пламени от реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты) "затеняет" данные инфракрасные датчики, внося дополнительные помехи в их работу, которые приводят к неточному приему команд управления, "поступающих" по лучу лазера с пульта управления. Это может привести к срыву наведения управляемой ракеты на цель. Эффективность ухудшается. The disadvantage of this method of firing and missile system is that the flame from the jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, interferes with the optical communication between the control panel and the guided missile, because receivers of light (laser) radiation (infrared sensors), also located at the rear end of the guided missile, are performed on photodiodes. A powerful light source located near infrared sensors (a flame force from a jet engine whose nozzle output is located at the rear end of the guided missile) "obscures" these infrared sensors, introducing additional interference into their operation, which leads to inaccurate reception of control commands "received "along the laser beam from the control panel. This can lead to the failure of guided missile guidance on the target. Efficiency is deteriorating.

Задачей изобретения является повышение эффективности за счет повышения надежности оптической связи между пультом управления и управляемой ракетой при обеспечении максимальной простоты конструкции. The objective of the invention is to increase efficiency by improving the reliability of optical communication between the control panel and the guided missile while ensuring maximum simplicity of design.

Поставленная задача решается тем, что в способе стрельбы управляемой ракетой с расположенными на заднем торце выходом соплового устройства реактивного двигателя и элементом оптической связи с пультом управления, заключающийся в запуске управляемой ракеты и установлении оптической связи между пультом управления и управляемой ракетой, в нем рабочую оптическую связь между пультом управления и управляемой ракетой устанавливают после прекращения работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, а в ракетном комплексе, содержащем пусковую установку, пульт управления и управляемую ракету с элементами оптической связи между собой, при этом выход соплового устройства реактивного двигателя управляемой ракеты и ее элемент оптической связи расположены на заднем торце управляемой ракеты, в нем один из элементов оптической связи снабжен устройством задержки включения рабочего режима, взаимодействующим с датчиком прекращения работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, при этом элемент оптической связи на управляемой ракете может быть установлен по центру ее заднего торца, а выход соплового устройства выполнен в виде сопел, расположенных вокруг элемента оптической связи, причем это сопловое устройство может быть выполнено в виде монолитного блока, в теле которого расположены сопла, а по центру выполнено углубление, в которое установлен элемент оптической связи с пультом управления, при этом сопла в управляемой ракете, расположенные вокруг элемента оптической связи с пультом управления, также могут быть сгруппированы между собой в несколько групп, а элемент оптической связи на пульте управления выполнен в виде лазерного излучателя, а на управляемой ракете - в виде фотоприемного устройства. The problem is solved in that in the method of firing a guided missile with a jet engine nozzle device located at the rear end and an optical communication element with a control panel, which consists in launching a guided missile and establishing optical communication between the control panel and a guided missile, it has working optical communication between the control panel and the guided missile set after the cessation of the jet engine, the output of the nozzle device which is located on the rear torus a guided missile, and in a missile system containing a launcher, a control panel and a guided missile with optical communication elements between each other, while the output of the nozzle device of the guided missile's jet engine and its optical communication element are located at the rear end of the guided missile, one of elements of optical communication is equipped with a delay device for switching on the operating mode, interacting with the sensor of the jet engine shutdown, the output of the nozzle device of which is located on the rear m end of the guided missile, while the optical communication element on the guided missile can be installed in the center of its rear end, and the nozzle device output is made in the form of nozzles located around the optical communication element, and this nozzle device can be made in the form of a monolithic block, in the body of which nozzles are located, and in the center there is a recess in which the optical communication element with the control panel is installed, while the nozzles in the guided missile are located around the optical communication element with the remote control control, can also be grouped together in several groups, and the optical communication element on the control panel is made in the form of a laser emitter, and on a guided missile - in the form of a photodetector.

Положительный эффект обеспечивается путем снижения влияния форса пламени от реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, на оптическую связь между пультом управления и управляемой ракетой. The positive effect is achieved by reducing the effect of force of the flame from a jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, on the optical connection between the control panel and the guided missile.

Предлагаемое изобретение поясняется фиг. 1- 4). На фиг. 1 изображен ракетный комплекс 1, содержащий пусковую установку 2, пульт управления 3 и управляемую ракету 4 с элементами 5 и 6 оптической связи между собой. В приведенном на чертеже случае (фиг. 1, 2, 3, 4) элементы оптической связи на пульте управления выполнены в виде лазерного излучателя 7, а на управляемой ракете - в виде фотоприемного устройства 8. Выход 9 соплового устройства 10 реактивного двигателя 11 управляемой ракеты и ее элемент оптической связи расположены на заднем торце 12 управляемой ракеты (фиг. 1, 2, 3). Один из элементов оптической связи (на пульте управления или на управляемой ракете) снабжен устройством 13 задержки включения рабочего режима, взаимодействующим с датчиком 14 прекращения работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты. Устройство задержки включения рабочего режима одного из элементов оптической связи между пультом управления и управляемой ракетой может быть расположено как на пульте управления, так и на управляемой ракете. В приведенном на чертеже случае оно расположено на управляемой ракете и выполнено в виде электрического замыкателя 15, введенного в электроцепь 16 фотоприемного устройства (элемента оптической связи) управляемой ракеты и взаимодействующего с датчиком 14 прекращения работы реактивного двигателя 11. Данный датчик может быть выполнен, как приведено на фиг. 2, в виде датчика давления 17, соединенного с камерой сгорания 18 реактивного двигателя 11, и настроенного на срабатывание при снижении давления в работающем реактивном двигателе до определенного уровня или же до атмосферного, т.е. на прекращение работы данного двигателя. Рабочие электрические контакты электрозамыкателя (устройства задержки включения рабочего режима) настраиваются на замыкание по команде данного датчика. Датчик давления (датчик прекращения работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты) с замыкателем (устройством задержки включения рабочего режима элемента оптической связи) могут быть выполнены, например, в виде цилиндра, в который помещен подпружиненный поршень. Цилиндр со стороны, противоположной расположению пружины, соединяется с камерой сгорания реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты. При этом поршень закрепляется в цилиндре срезным штифтом (штифтами), который должен срезаться под давлением газов, поступающих из работающего реактивного двигателя. Поршень снабжается электроконтактом, который при перемещении поршня за его первоначальное положение (поршень закреплен в цилиндре срезным штифтом) замыкает электроконтакты, располагающиеся на цилиндре датчика давления. Электроконтакты, расположенные на цилиндре датчика давления и замыкаемые электроконтактом поршня, вводят в электроцепь 16 электропитания или подсоединения фотоприемного устройства (элемента оптической связи) к бортовой системе управления управляемой ракеты. При запуске реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, газы из его камеры сгорания поступают в цилиндр датчика давления и срезают срезной штифт поршня, перемещая его до упора. При снижении давления в камере сгорания данного реактивного двигателя, поршень под действием пружины перемещается в противоположную сторону, проходя свое первоначальное положение, и при последующем перемещении замыкает своим электроконтактом электроконтакты цилиндра. При этом электроконтакты на цилиндре должны быть расположены так, чтобы они замыкались электроконтактом поршня при снижении давления до определенного уровня или до атмосферного, т.е. при прекращении работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты. Датчик прекращения работы данного реактивного двигателя может быть выполнен и в виде временного устройства (механического, пиротехнического или электронного), обеспечивающего подачу команды на срабатывание устройства задержки включения рабочего режима элемента оптической связи после прекращения работы реактивного двигателя. В этом случае временное устройство должно быть связано с датчиком старта управляемой ракеты, с которого должна поступить команда на запуск временного устройства (при старте управляемой ракеты с помощью реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты) или же с моментом запуска данного реактивного двигателя (при выстреливании, например, управляемой ракеты из ствола орудия). В качестве датчика старта или момента запуска реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, может быть использована электрическая система запуска данного реактивного двигателя (при его электрическом запуске) или же при пиротехническом временном устройстве начало ее пиротехнической дорожки соединяют каналом с камерой сгорания реактивного двигателя. При запуске управляемой ракеты, например, из артиллерийского орудия, запуск временного устройства может осуществляться также и сразу же при старте, но при этом временное устройство должно учитывать не только время работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, но и время полета управляемой ракеты до запуска данного реактивного двигателя. Устройство задержки включения рабочего режима одного из элементов оптической связи может быть осуществлено не только электрическим подсоединением фотоприемного устройства (элемент оптической связи) или лазерного излучателя (элемент оптической связи) к источнику электроэнергии (фотоприемного устройства также и к бортовой системе управления), но и механическим "открытием" окуляров фотоприемного устройства или лазерного излучателя. Элемент оптической связи на управляемой ракете может быть установлен, как показано на чертеже, по центру ее заднего торца, а выход соплового устройства выполнен в виде сопел 19, расположенных вокруг элемента оптической связи. В случае выполнения выхода соплового устройства реактивного двигателя в виде центрального сопла, элемент оптической связи смещается относительно центра заднего торца. Сопловое устройство реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, может быть выполнено, как показано на фиг. 2, 3, 4, в виде монолитного блока 20, в теле которого расположены сопла, а по центру выполнено углубление 21, в которое установлен элемент оптической связи с пультом управления. Сопла на управляемой ракете, расположенные вокруг элемента оптической связи с пультом управления, также могут быть сгруппированы, как показано на фиг. 4 в две группы 22 и 23, но их может быть и больше, например, три или четыре, в зависимости от конструктивных сообщений. В промежутках между группами сопел может быть размещена, как изображено на фиг. 4, электрическая подводка 24 к элементу оптической связи (фотоприемному устройству) или какие-либо другие элементы управляемой ракеты, которые необходимо разместить на заднем торце ракеты. Электрическая подводка к элементу оптической связи на заднем торце управляемой ракеты может быть осуществлена и через внутреннюю часть реактивного двигателя, но это конструктивно значительно сложнее, т.к. необходимо обеспечить в этом случае надежную теплоизоляцию электрической подводки, что не всегда возможно. The invention is illustrated in FIG. 14). In FIG. 1 shows a missile system 1 containing a launcher 2, a control panel 3 and a guided missile 4 with elements 5 and 6 of optical communication with each other. In the case shown in the drawing (Fig. 1, 2, 3, 4), the optical communication elements on the control panel are made in the form of a laser emitter 7, and on a guided missile - in the form of a photodetector 8. Output 9 of the nozzle device 10 of the guided missile engine 11 and its optical communication element is located at the rear end 12 of the guided missile (Fig. 1, 2, 3). One of the elements of optical communication (on the control panel or on a guided missile) is equipped with a device 13 for delaying the inclusion of the operating mode, interacting with the sensor 14 for stopping the jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile. The delay device for switching on the operating mode of one of the elements of optical communication between the control panel and the guided missile can be located both on the control panel and on the guided missile. In the case shown in the drawing, it is located on a guided missile and is made in the form of an electrical contactor 15 inserted into the circuit 16 of the photodetector device (optical communication element) of the guided missile and interacting with the sensor 14 for shutting down the jet engine 11. This sensor can be made as shown in FIG. 2, in the form of a pressure sensor 17 connected to the combustion chamber 18 of the jet engine 11, and configured to operate when the pressure in the running jet engine drops to a certain level or to atmospheric, i.e. to stop the operation of this engine. The working electrical contacts of the electric closure (delay devices for switching on the operating mode) are set to short-circuit by the command of this sensor. The pressure sensor (jet engine shutdown sensor, the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile) with a contactor (delay device for switching on the operating mode of the optical communication element) can be made, for example, in the form of a cylinder into which a spring-loaded piston is placed. The cylinder from the side opposite to the location of the spring is connected to the combustion chamber of the jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile. In this case, the piston is fixed in the cylinder with a shear pin (s), which must be cut off under the pressure of gases coming from a working jet engine. The piston is equipped with an electrical contact, which when moving the piston to its original position (the piston is fixed in the cylinder with a shear pin) closes the electrical contacts located on the cylinder of the pressure sensor. The electrical contacts located on the cylinder of the pressure sensor and closed by the electrical contact of the piston are introduced into the electrical circuit 16 of the power supply or by connecting a photodetector (optical communication element) to the onboard control system of the guided missile. When starting a jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, the gases from its combustion chamber enter the cylinder of the pressure sensor and cut the shear pin of the piston, moving it to the stop. When the pressure in the combustion chamber of this jet engine decreases, the piston moves in the opposite direction under the action of the spring, passing its initial position, and upon subsequent movement closes the cylinder electrical contacts with its electrical contact. In this case, the electrical contacts on the cylinder must be arranged so that they are closed by the electrical contact of the piston when the pressure drops to a certain level or to atmospheric, i.e. upon termination of the operation of the jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile. The sensor for the shutdown of this jet engine can be made in the form of a temporary device (mechanical, pyrotechnic or electronic), which provides a command for the operation of the delay device to turn on the operating mode of the optical communication element after the shutdown of the jet engine. In this case, the temporary device must be connected with the launch sensor of the guided missile, from which the command to start the temporary device (when starting the guided missile with the help of a jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile), or with the moment this jet engine (when firing, for example, guided missiles from the barrel of the gun). As a sensor for starting or starting a jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, an electric system for starting this jet engine (when it is started electrically) can be used or, with a pyrotechnic temporary device, the beginning of its pyrotechnic track is connected by a channel to the camera jet engine combustion. When launching a guided missile, for example, from an artillery gun, the launch of a temporary device can also be carried out immediately at start, but the temporary device must take into account not only the operating time of the jet engine, the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, but also flight time of a guided missile before the launch of this jet engine. The delay device for switching on the operating mode of one of the optical communication elements can be implemented not only by electrically connecting a photodetector (optical communication element) or a laser emitter (optical communication element) to an electric power source (photodetector also to an onboard control system), but also mechanical " the opening of the eyepieces of a photodetector or laser emitter. The optical communication element on the guided missile can be installed, as shown in the drawing, in the center of its rear end, and the output of the nozzle device is made in the form of nozzles 19 located around the optical communication element. In the case of performing the output of the jet engine nozzle device in the form of a central nozzle, the optical communication element is shifted relative to the center of the rear end. A nozzle device of a jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, can be made, as shown in FIG. 2, 3, 4, in the form of a monolithic block 20, in the body of which nozzles are located, and in the center there is a recess 21, in which an optical communication element with a control panel is installed. Guided rocket nozzles located around the optical communication element with the control panel can also be grouped, as shown in FIG. 4 into two groups 22 and 23, but there may be more, for example, three or four, depending on the constructive messages. Between the groups of nozzles can be placed, as shown in FIG. 4, electrical connection 24 to the optical communication element (photodetector) or any other elements of a guided missile that must be placed on the rear end of the rocket. The electrical connection to the optical communication element at the rear end of the guided missile can also be carried out through the inside of the jet engine, but this is structurally much more complicated, because in this case, it is necessary to ensure reliable thermal insulation of the electrical connection, which is not always possible.

Предложенный ракетный комплекс работает следующим образом. Управляемая ракета устанавливается на пусковую установку и выстреливается, например, с помощью реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, в сторону цели. После прекращения работы этого реактивного двигателя по сигналу датчика (датчика давления или временного устройства) устанавливают рабочую оптическую связь между пультом управления и управляемой ракетой, т.е., в варианте, изображенном на чертеже, между лазерным излучателем и фотоприемным устройством. При этом на оптическую связь между пультом управления и управляемой ракетой не оказывает влияния форс пламени от реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты. Эффективность повышается. The proposed missile system works as follows. The guided missile is mounted on the launcher and fired, for example, using a jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, towards the target. After the cessation of the operation of this jet engine, a working optical connection is established between the control panel and the guided missile, according to the signal of the sensor (pressure sensor or temporary device), i.e., in the embodiment shown in the drawing, between the laser emitter and the photodetector. In this case, the optical connection between the control panel and the guided missile is not affected by the force of the flame from the jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile. Efficiency is increasing.

Перед выстрелом или в первоначальный момент полета управляемой ракеты возможно "включение" рабочего режима одного из элементов оптической связи. Второй элемент оптической связи должен быть в это время "отключен", т.к. в противном случае будет сразу же установлена рабочая оптическая связь между пультом управления и управляемой ракетой и, следовательно, возможно, в информацию, передаваемую по оптической линии связи, внесение помех от форса пламени работающего реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты. При расположении на пульте управления лазерного излучателя (элемента оптической связи), передающего сигналы управления, а на управляемой ракете - фотоприемного устройства (элемента оптической связи), целесообразно, чтобы до окончания работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, было отключено фотоприемное устройство (элемент оптической связи). В противном случае сразу же на управляемую ракету будут поступать какие-то помехи, возникающие от форса пламени работающего реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты. Данные помехи способны сорвать наведение управляемой ракеты на цель. Эффективность ухудшится. При расположении на управляемой ракете светового излучателя, например, электрической лампочки или светодиода (элементов оптической связи), работа (горение) которых свидетельствует о нормальной работе каких-либо элементов или блоков управляемой ракеты, а на пульте управления - фотоприемного устройства (элемента оптической связи), "фиксирующего" эту информацию, возможно до старта управляемой ракеты или в первоначальный момент ее полета включение светового излучателя (элемента оптической связи) управляемой ракеты и фотоприемного устройства (элемента оптической связи) пульта управления, но достоверной можно считать только информацию, полученную после прекращения работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, т. е. рабочим режимом будет режим после окончания работы данного реактивного двигателя. Задержка включения рабочего режима в этом случае должна осуществляться нанесением временной отметки на фиксирующем устройстве о прекращении работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты. Данная отметка дает информацию, с какого момента можно "доверять" информации, полученной с управляемой ракеты через оптическую линию связи. Повышается достоверность информации, полученной с управляемой ракеты, а значит и эффективность. Следует отметить, что запуск управляемой ракеты может быть осуществлен и с помощью какого-либо выстреливающего устройства, например, при запуске из артиллерийского орудия метательным зарядом, помещаемым в зарядную камору ствола. Реактивным же двигателем, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, ракета далее разгоняется до своей максимальной скорости и с прекращением его работы летит по инерции. Как уже описывалось выше, прекращение работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, может быть определено не только напрямую, например, по датчику давления в его камере сгорания, но и косвенно, например, по прошествии времени, гарантирующем прекращение работы данного реактивного двигателя. При этом следует учитывать и его импульс последействия. Before a shot or at the initial moment of a guided missile’s flight, it is possible to “turn on” the operating mode of one of the elements of optical communication. The second element of optical communication should be “disconnected” at this time, because otherwise, a working optical connection will be immediately established between the control panel and the guided missile and, therefore, possibly in the information transmitted via the optical communication line, introducing interference from the force of the flame of a working jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile . When a laser emitter (optical communication element) is transmitting control signals on the control panel, and a photodetector device (optical communication element) is located on the guided missile, it is advisable that, before the jet engine is completed, the nozzle device output of which is located at the rear end of the guided missile, the photodetector (optical communication element) was turned off. Otherwise, immediately any guided interference will occur to the guided missile arising from the force of the flame of a working jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile. These interference can disrupt the guidance of a guided missile at a target. Efficiency will deteriorate. When a light emitter is located on a guided missile, for example, an electric bulb or LED (optical communication elements), the operation (burning) of which indicates the normal operation of any elements or blocks of a guided missile, and on the control panel, a photodetector device (optical communication element) , "fixing" this information, it is possible, before the launch of the guided missile or at the initial moment of its flight, the inclusion of a light emitter (optical communication element) of the guided missile and a photodetector VA (optical communication element) of the control panel, but only information obtained after the jet engine stopped operating, the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, can be considered reliable, i.e. the mode after the jet engine is finished will be the operating mode. The delay in switching on the operating mode in this case should be carried out by applying a time stamp on the locking device to stop the operation of the jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile. This mark gives information from when you can "trust" information received from a guided missile through an optical communication line. The reliability of the information received from the guided missile is increased, and hence the effectiveness. It should be noted that the launch of a guided missile can also be carried out using some kind of firing device, for example, when launched from an artillery gun with a propelling charge placed in the charging chamber of the barrel. The jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, the rocket further accelerates to its maximum speed and flies by inertia with the cessation of its operation. As already described above, the shutdown of a jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, can be determined not only directly, for example, by the pressure sensor in its combustion chamber, but also indirectly, for example, after a lapse of time guaranteeing the termination the operation of this jet engine. In this case, its impulse of aftereffect should be taken into account.

Установка элемента оптической связи, например, фотоприемного устройства, на управляемой ракете по центру ее заднего торца, а также выполнение выхода соплового устройства в виде сопел, расположенных вокруг элемента оптической связи позволяет наиболее оптимально разместить на заднем торце управляемой ракеты все необходимые элементы (элементы оптической связи, выход соплового устройства реактивного двигателя и т.д.) с минимальным "использованием" объема и веса управляемой ракеты, а также площади ее заднего торца, что дает возможность даже снизить габариты и вес управляемой ракеты или же использовать "высвободившийся" объем и вес для каких-либо других целей, например, для повышения мощности боевой части. Все это повышает эффективность. Выполнение соплового устройства на управляемой ракете в виде монолитного блока, в теле которого расположены сопла, а по центру выполнено углубление, в которое установлен элемент оптической связи с пультом управления также позволяет снизить используемый объем и вес и при этом упростить конструкцию, повышая этим надежность. Эффективность за счет этого также подымается. Сгруппирование на управляемой ракете сопел, расположенных вокруг элемента оптической связи с пультом управления, в несколько групп упрощает обеспечение электрической связи элемента оптической связи с бортовой системой управления ракетой. В промежутках между группами сопел может располагаться не только электрическая подводка к элементу оптической связи, но различные элементы управляемой ракеты, которые необходимо расположить на ее заднем торце, упрощая этим конструкцию, а значит, и повышая надежность. Эффективность улучшается. Наиболее целесообразно применять предложенное техническое решение в ракетных комплексах, управление ракетами в которых осуществляется по лучу лазера, т. е. на пульте управления располагается лазерный излучатель (элемент оптической связи), а на управляемой ракете - фотоприемное устройство (элемент оптической связи), т.к. в этом случае удается максимально поднять скорость управляемой ракеты (лазерная система передачи команд управления не ограничивает скорость управляемой ракеты в отличие от проводной), уменьшив этим время полета до цели, т.е. удается поднять боевую эффективность. При этом форс пламени от реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, не вносит дополнительных помех в систему управления. Следует отметить, что время работы реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, следует выбирать с обеспечением "невыпадения" фотоприемного устройства (элемента оптической связи) управляемой ракеты из луча лазерного излучателя (элемента оптической связи) пульта управления (управляемая ракета в это время не получает команд управления по лучу лазера) или же обеспечить автоматическую коррекцию траектории полета управляемой ракеты, обеспечивая ее прямолинейный полет до момента прекращения работы данного реактивного двигателя, т.е. до момента установления рабочей оптической связи между пультом управления и управляемой ракетой. The installation of an optical communication element, for example, a photodetector, on a guided missile in the center of its rear end, as well as the output of a nozzle device in the form of nozzles located around an optical communication element, makes it possible to optimally place all the necessary elements (optical communication elements) on the rear end of a guided missile , the output of the nozzle device of a jet engine, etc.) with minimal "use" of the volume and weight of the guided missile, as well as the area of its rear end, which makes it possible even reduce the dimensions and weight of the guided missile, or use the "released" volume and weight for any other purpose, for example, to increase the power of the warhead. All this improves efficiency. The implementation of the nozzle device on the guided missile in the form of a monolithic block, in the body of which the nozzles are located, and in the center there is a recess in which the optical communication element with the control panel is installed also reduces the used volume and weight and at the same time simplifies the design, thereby increasing reliability. Efficiency is also rising. Grouping on a guided missile the nozzles located around the optical communication element with the control panel in several groups simplifies the electrical connection of the optical communication element with the onboard missile control system. In the gaps between the groups of nozzles, not only the electrical connection to the optical communication element can be located, but also various elements of the guided missile, which must be located at its rear end, thereby simplifying the design and, therefore, increasing reliability. Efficiency is improving. It is most advisable to apply the proposed technical solution in missile complexes, in which missiles are controlled by a laser beam, i.e., a laser emitter (optical communication element) is located on the control panel, and a photodetector device (optical communication element) is located on the guided missile, etc. to. in this case, it is possible to maximize the speed of the guided missile (the laser control command transmission system does not limit the speed of the guided missile as opposed to the wired), thereby reducing the flight time to the target, i.e. manages to increase combat effectiveness. In this case, the force of the flame from the jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, does not introduce additional interference into the control system. It should be noted that the operating time of the jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, should be chosen to ensure that the photodetector (optical communication element) of the guided missile does not fall out of the beam of the laser emitter (optical communication element) of the control panel (guided missile at this time does not receive control commands for the laser beam) or to provide automatic correction of the flight path of the guided missile, ensuring its straightforward flight until the shutdown of the given jet engine, i.e. until a working optical link is established between the control panel and the guided missile.

Предложенное техническое решение позволяет повысить эффективность за счет повышения надежности оптической связи между пультом управления и управляемой ракетой и достигается снижением влияния форса пламени от реактивного двигателя, выход соплового устройства которого расположен на заднем торце управляемой ракеты, на эту оптическую связь. The proposed technical solution allows to increase efficiency by increasing the reliability of the optical communication between the control panel and the guided missile and is achieved by reducing the influence of the force of the flame from the jet engine, the output of the nozzle device of which is located at the rear end of the guided missile, on this optical communication.

Источники информации. Sources of information.

1. Журнал "Зарубежное военное обозрение". 1973, N 11, с. 31-34. 1. The journal "Foreign Military Review". 1973, N 11, p. 31-34.

2. Латухин А.Н. Противотанковое вооружение. - М.: Воениздат, с. 230-234. 2. Latukhin A.N. Anti-tank weapons. - M .: Military Publishing, p. 230-234.

Claims

1. A method of firing a guided missile with a jet engine nozzle device located at the rear end and an optical communication element with a control panel, comprising launching a guided missile and establishing a working optical connection between the control panel and a guided missile, characterized in that it determines the moment of termination the operation of the jet engine, and after the cessation of the operation of the jet engine establish a working optical connection between the control panel and the guided missile.

2. A missile system containing a launcher, a control panel and a guided missile with optical communication elements between them, while the output of the nozzle device of the rocket jet engine and its optical communication element are located at the rear end of the rocket, characterized in that it has one of the optical elements The communication is equipped with a delay device for switching on the operating mode, interacting with the jet engine shutdown sensor.

3. The missile system according to claim 2, characterized in that the optical communication element on the guided missile is installed in the center of its rear end, and the output of the nozzle device is made in the form of nozzles located around the optical communication element.

4. The missile system according to claim 3, characterized in that the nozzle device on the guided missile is made in the form of a monolithic block, the nozzles are located in its body, and a recess is made in the center, in which an optical communication element with a control panel is installed.

5. The missile system according to any one of claims 3 or 4, characterized in that in it, on a guided missile, nozzles located around an optical communication element with a control panel are grouped together in several groups.