RU2126131C1 - Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня - Google Patents
Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня Download PDFInfo
- Publication number
- RU2126131C1 RU2126131C1 RU98103787A RU98103787A RU2126131C1 RU 2126131 C1 RU2126131 C1 RU 2126131C1 RU 98103787 A RU98103787 A RU 98103787A RU 98103787 A RU98103787 A RU 98103787A RU 2126131 C1 RU2126131 C1 RU 2126131C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- time
- delay
- opening
- switch
- separation
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к военной технике, а именно к ракетам с отделяющимися (кассетными) головными частями, и может быть использовано при разработке устройств формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракет реактивных систем залпового огня. Сущность изобретения заключается в том, что устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня, содержащее акселерометр, вычислитель и временной механизм, установленный на номинальное время вскрытия (отделения), снабжено элементом задержки, пороговым элементом и коммутатором, при этом входы элемента задержки и порогового элемента подключены к выходу вычислителя, выход порогового элемента подключен к управляющему входу коммутатора, через нормально замкнутые контакты которого вход временного механизма соединен с выходом элемента задержки, причем время задержки в последнем превышает суммарное время срабатывания порогового элемента и коммутатора. Изобретение позволяет повысить эффективность стрельбы ракетами реактивных систем залпового огня за счет повышения надежности своевременного отделения или вскрытия головной части ракеты над площадной целью. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области военной техники, а именно к ракетам с отделяющимися (кассетными) головными частями, и может быть использовано при разработке устройств формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракет реактивных систем залпового огня.
Для успешной борьбы с наземными площадными целями в настоящее время широко применяются реактивные системы залпового огня. В состав таких систем входят ракеты, снабженные устройствами управления полетом или коррекции траектории, по командам с которых могут также осуществляться операции отделения моноблочных или вскрытия кассетных головных частей.
Так, известны ракеты, снабженные кассетной головной частью и временным механизмом, в которых выбором времени вскрытия кассеты обеспечиваются требуемые характеристики стрельбы (см. , например, А. А.Дмитриевский и др. Внешняя баллистика. - М.: Машиностроение, 1991, с.510-516), известны также системы управления, содержащие акселерометры, вычислители и временные механизмы, обеспечивающие формирование команд на отделение (вскрытие) головных частей (см. , например, Николаев Ю.М., Соломонов Ю.С. Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет с РДТТ.- М.: Воениздат, 1979, с. 14-20), принятые за аналоги.
Задачей данных технических решений (аналогов) являлось повышение точности стрельбы по сравнению с неуправляемыми ракетами.
Общими признаками с предлагаемым авторами устройством формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части является наличие в устройствах - аналогах акселерометра, вычислителя и временного механизма.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является устройство, обеспечивающее формирование исполнительной команды на управление дальностью (см. Ю.П.Доброленский и др. Автоматика управляемых снарядов.- М.: Оборонгиз, 1963, с.522-524), принятое за прототип, которое содержит акселерометр, вычислитель и временной механизм.
Устройство, принятое за прототип, функционирует следующим образом. В полете акселерометром осуществляется измерение параметров движения ракеты, по которым затем ведется вычисление момента формирования исполнительной команды на управление дальностью полета ракеты, при достижении которого реализуется команда (отсечка тяги двигателя, отделение головной части и т.п.).
Задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение точностных характеристик стрельбы на дальностях, превышающих 40...50 км, за счет совершенствования алгоритма обработки информации о значениях параметров движения ракеты, например, путем их сравнения с программными значениями.
К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства, принятого за прототип, относится то, что в нем отказ по тракту определения момента формирования исполнительной команды приводит к несвоевременной выдаче исполнительной команды и соответственно к ошибкам в дальности стрельбы и снижению ее эффективности.
Общими признаками с предлагаемым изобретением в устройстве - прототипе являются наличие акселерометра, вычислителя и временного механизма, установленного на номинальное время действия.
В отличие от прототипа предлагаемое устройство снабжено элементом задержки, пороговым элементом и коммутатором, при этом входы элемента задержки и порогового элемента подключены к выходу вычислителя, выход порогового элемента подключен к управляющему входу коммутатора, через нормально замкнутые контакты которого вход временного механизма соединен с выходом элемента задержки, причем время задержки в последнем превышает суммарное время срабатывания порогового элемента и коммутатора.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно - следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения является создание устройства формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты, обеспечивающего повышение надежности своевременного отделения или вскрытия головной части ракеты над поражаемой площадной целью за счет введения в электрическую схему критической временной задержки.
Это достигается тем, что устройство формирования времени коррекции, содержащее акселерометр, вычислитель и временной механизм, установленный на номинальное время вскрытия (отделения), согласно изобретению снабжено элементом задержки, пороговым элементом и коммутатором, при этом входы элемента задержки и порогового элемента подключены к выходу вычислителя, выход порогового элемента подключен к управляющему входу коммутатора, через нормально замкнутые контакты которого вход временного механизма соединен с выходом элемента задержки, причем время задержки в последнем превышает суммарное время срабатывания порогового элемента и коммутатора.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображена схема устройства, состоящего из акселерометра 1, вычислителя 2, элемента задержки 3, порогового элемента 4, коммутатора 5 и временного механизма 6.
Для повышения надежности своевременного отделения или вскрытия головной части ракеты над целью в схему устройства введены элемент задержки, пороговый элемент и коммутатор, в совокупности реализующие критическую временную задержку, при достижении которой отделение или вскрытие головной части осуществляется по номинальному времени действия, установленному во временном механизме. Кроме того, на чертеже показаны и обозначены: номинальное время вскрытия (отделения) Tн; поправка на время вскрытия (отделения) головной части ΔT; поправка на время вскрытия (отделения) головной части ΔTmax, реализуемая пороговым элементом.
Устройство функционирует следующим образом. При полете ракеты акселерометр 1 определяет параметры ее продольного движения. Вычислитель 2 по измеренной информации выдает поправку ΔT, которая одновременно поступает на входы порогового элемента 4 и элемента задержки 3. Величина ΔTmax устанавливается исходя из максимально допустимых отклонений параметров движения ракеты от номинальных. В случае ΔT ≤ ΔTmax пороговый элемент 4 не срабатывает, и величина ΔT с элемента задержки 3 через нормально замкнутые контакты коммутатора 5 поступает во временной механизм 6, в котором установлено время Tн. Через время, равное Tн± ΔT, временной механизм 6 срабатывает и происходит вскрытие (отделение) головной части ракеты. В случае ΔT > ΔTmax, пороговый элемент 4 срабатывает, на управляющий вход коммутатора 5 поступает напряжение и контакты коммутатора размыкаются. При этом величина ΔT с элемента задержки 3, время задержки в котором превышает суммарное время срабатывания порогового элемента и коммутатора, не поступает во временной механизм 6. В этом случае срабатывание временного механизма происходит через время, равное Tн.
Выполнение устройства формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты в соответствии с изобретением позволило исключить случаи несвоевременного вскрытия (отделения) головной части при отказах тракта формирования ΔT. Надежность своевременного вскрытия (отделения) в предлагаемом устройстве определяется надежностью порогового элемента, элемента задержки и коммутатора, существенно превышающей, в силу простоты указанных элементов, надежность акселерометра и вычислителя.
Проведенные летные испытания ракет с предлагаемым устройством подтвердили его работоспособность и эффективность в случае отказов акселерометра и вычислителя. При этом отделение головной части проводилось в момент Tн над площадной целью без практического снижения эффективности стрельбы в целом.
Claims (1)
- Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня, содержащее акселерометр, вычислитель и временной механизм, установленный на номинальное время вскрытия (отделения), отличающееся тем, что оно снабжено элементом задержки, пороговым элементом и коммутатором, при этом входы элемента задержки и порогового элемента подключены к выходу вычислителя, выход порогового элемента подключен к управляющему входу коммутатора, через нормально замкнутые контакты которого вход временного механизма соединен с выходом элемента задержки, причем время задержки в последнем превышает суммарное время срабатывания порогового элемента и коммутатора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98103787A RU2126131C1 (ru) | 1998-03-16 | 1998-03-16 | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98103787A RU2126131C1 (ru) | 1998-03-16 | 1998-03-16 | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2126131C1 true RU2126131C1 (ru) | 1999-02-10 |
RU98103787A RU98103787A (ru) | 1999-05-20 |
Family
ID=20202873
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98103787A RU2126131C1 (ru) | 1998-03-16 | 1998-03-16 | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2126131C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2475697C1 (ru) * | 2011-08-09 | 2013-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт "Поиск" | Способ установки и отсчета времени действия дистанционного взрывателя |
RU2563267C1 (ru) * | 2014-05-29 | 2015-09-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Дистанционный взрыватель снарядов реактивных систем залпового огня |
RU2669947C2 (ru) * | 2015-06-10 | 2018-10-17 | Акционерное общество "ЗАСЛОН" | Способ и система управления пуском и взрывом реактивного снаряда |
-
1998
- 1998-03-16 RU RU98103787A patent/RU2126131C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Доброленский Ю.П. и др. Автоматика управляемых снарядов. - М.: Оборонгиз, 1963, с. 522 - 524. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2475697C1 (ru) * | 2011-08-09 | 2013-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт "Поиск" | Способ установки и отсчета времени действия дистанционного взрывателя |
RU2563267C1 (ru) * | 2014-05-29 | 2015-09-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Дистанционный взрыватель снарядов реактивных систем залпового огня |
RU2669947C2 (ru) * | 2015-06-10 | 2018-10-17 | Акционерное общество "ЗАСЛОН" | Способ и система управления пуском и взрывом реактивного снаряда |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20050115450A1 (en) | Vehicle-borne system and method for countering an incoming threat | |
US4537371A (en) | Small caliber guided projectile | |
US4519315A (en) | Fire and forget missiles system | |
US7946208B1 (en) | Ejection system for deploying a store | |
RU2126131C1 (ru) | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня | |
Corriveau et al. | Trajectory correction using impulse thrusters for conventional artillery projectiles | |
US9121680B2 (en) | Air vehicle with control surfaces and vectored thrust | |
Massey et al. | Optimized guidance of a supersonic projectile using pin based actuators | |
US7261035B1 (en) | Method and system for operation of a safe and arm device | |
Massey et al. | Testing the maneuvering performance of a mach 4 projectile | |
JPH06273100A (ja) | 飛翔体 | |
US8794154B2 (en) | Artillery projectile with separately controlled booster actuation and fragment dispersion | |
RU2114383C1 (ru) | Управляемый снаряд | |
RU2197707C1 (ru) | Способ стрельбы ракетой и ракета для его осуществления | |
RU2109247C1 (ru) | Устройство для управления пуском ракет с головками самонаведения | |
US20220057182A1 (en) | Safe booster jettison for tactical missiles | |
RU2321824C2 (ru) | Способ стрельбы управляемым артиллерийским реактивным снарядом с самонаведением на конечном участке траектории полета и устройство для его реализации | |
RU2186331C2 (ru) | Противокорабельная ракета | |
Barrett-Gonzalez et al. | The Aerial Gunnery Gap: Challenged Programs, New Combat Aircraft Opportunities and Designs | |
Garten et al. | Evolution of the Talos Missile | |
RU2148777C1 (ru) | Способ стрельбы управляемой ракетой с разделяющимися ступенями и ракетный комплекс для его реализации | |
Gao et al. | Failure Mode Analysis of Terminal Guidance Projectile | |
RU2533868C1 (ru) | Устройство формирования времени вскрытия или отделения головной части реактивного снаряда | |
RU2199715C2 (ru) | Управляемый снаряд | |
RU2125704C1 (ru) | Ракета |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160317 |