RU2180955C1 - Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты - Google Patents
Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты Download PDFInfo
- Publication number
- RU2180955C1 RU2180955C1 RU2001109614/02A RU2001109614A RU2180955C1 RU 2180955 C1 RU2180955 C1 RU 2180955C1 RU 2001109614/02 A RU2001109614/02 A RU 2001109614/02A RU 2001109614 A RU2001109614 A RU 2001109614A RU 2180955 C1 RU2180955 C1 RU 2180955C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- accelerometer
- separation
- opening
- rocket
- unit
- Prior art date
Links
- 238000012937 correction Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title abstract description 18
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 claims abstract description 4
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims description 6
- 238000010304 firing Methods 0.000 abstract description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 3
- 241000854291 Dianthus carthusianorum Species 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001364 causal effect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
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. Сущность изобретения заключается в том, что в устройстве формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты, содержащем акселерометр и вычислитель поправки на время вскрытия или отделения головной части, согласно изобретению акселерометр снабжен двумя чувствительными элементами с противоположно ориентированными осями чувствительности и блоком выделения разностного сигнала акселерометра. На выходе блока выделения разностного сигнала выполнено запоминающее устройство начального разностного сигнала, а ко входу вычислителя поправки подключено устройство вычитания сигналов акселерометра, причем выход запоминающего устройства подключен ко входу устройства вычитания сигналов, а выходы чувствительных элементов одновременно подключены ко входам блока выделения разностного сигнала и устройства вычитания сигналов. Изобретение позволяет на 20-30% повысить эффективность стрельбы ракетами за счет повышения точности определения момента отделения или вскрытия головной части ракеты. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области военной техники, а именно к ракетам с отделяющимися или кассетными головными частями, и может быть использовано при разработке устройств формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракет.
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).
Задачей данных технических решений (аналогов) являлось повышение точности стрельбы по сравнению с неуправляемыми ракетами.
Общими признаками с предлагаемым устройством формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части является наличие в устройствах - аналогах акселерометра и вычислителя поправки на время вскрытия или отделения головной части.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты по патенту РФ 2126131, принятое за прототип, которое содержит акселерометр и вычислитель поправки.
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 на вскрытие или отделение головной части.
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 его недостаточная точность, связанная с инструментальными ошибками измерения параметров движения, в частности, нестабильностью величины ненуля акселерометра и нелинейностью его масштабного коэффициента, особенно проявляющейся в условиях действия стартовых знакопеременных перегрузок, связанных с вибрациями, присущими стартовому участку ракеты.
Общими признаками с предлагаемым изобретением в устройстве - прототипе являются наличие акселерометра и вычислителя поправки.
В отличие от прототипа в предлагаемом устройстве акселерометр снабжен двумя чувствительными элементами с противоположно ориентированными осями чувствительности и блоком выделения разностного сигнала акселерометра, при этом на выходе блока выделения разностного сигнала выполнено запоминающее устройство начального разностного сигнала, а ко входу вычислителя поправки подключено устройство вычитания сигналов акселерометра, причем выход запоминающего устройства подключен ко входу устройства вычитания сигналов, а выходы чувствительных элементов одновременно подключены ко входам блока выделения разностного сигнала и устройства вычитания сигналов.
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 точности вскрытия или отделения головной части за счет уменьшения инструментальных ошибок измерения параметров движения ракеты и повышения точности обработки результатов измерения в условиях действия вибрационных знакопеременных стартовых перегрузок.
Это достигается тем, что в устройстве формирования времени коррекции, содержащем акселерометр и вычислитель поправки, согласно изобретению акселерометр снабжен двумя чувствительными элементами с противоположно ориентированными осями чувствительности и блоком выделения разностного сигнала акселерометра, при этом на выходе блока выделения разностного сигнала выполнено запоминающее устройство начального разностного сигнала, а ко входу вычислителя поправки подключено устройство вычитания сигналов акселерометра, причем выход запоминающего устройства подключен ко входу устройства вычитания сигналов, а выходы чувствительных элементов одновременно подключены ко входам блока выделения разностного сигнала и устройства вычитания сигналов.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображена схема устройства формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты, где обозначено:
1 - чувствительный элемент с выходом f1; 2 - чувствительный элемент с выходом f2; 3 - блок выделения разностного сигнала Δf=f1-f2; 4 - запоминающее устройство начального разностного сигнала Δf0; 5 - устройство вычитания сигналов ΔF=f1-f2-Δf0; 6 - вычислитель поправки на время вскрытия или отделения головной части ракеты ТК.
1 - чувствительный элемент с выходом f1; 2 - чувствительный элемент с выходом f2; 3 - блок выделения разностного сигнала Δf=f1-f2; 4 - запоминающее устройство начального разностного сигнала Δf0; 5 - устройство вычитания сигналов ΔF=f1-f2-Δf0; 6 - вычислитель поправки на время вскрытия или отделения головной части ракеты ТК.
Устройство работает следующим образом. Перед пуском ракеты запоминающее устройство начального разностного сигнала 4 измеряет и запоминает начальный разностный сигнал Δf0, поступающий с выхода блока выделения разностного сигнала 3 выходных сигналов акселерометра f1 и f2 чувствительных элементов 1 и 2. Тем самым обеспечивается измерение и запоминание в конкретных условиях данного пуска величины ненуля акселерометра и вибрационных перегрузок для последующей компенсации.
При старте и движении ракеты акселерометром с помощью чувствительных элементов 1 и 2 с выходами f1 и f2 измеряется ускорение ракеты. Так как измерительные оси чувствительных элементов ориентированы противоположно друг к другу, при действии стартовых вибрационных ускорений выходной сигнал одного их них (например, f1) увеличивается, а другого уменьшается. Устройство вычитания сигналов 5 формирует на своем выходе сигнал ΔF=f1-f2-Δf0, при этом происходит уменьшение погрешности измерения ускорения благодаря взаимной компенсации нелинейности характеристик чувствительных элементов (за счет использования разности сигналов f1-f2) и компенсации величины вибрационной составляющей ненуля акселерометра, определяемой перед пуском запоминающим устройством начального разностного сигнала. С выхода устройства вычитания сигналов 5 на вход вычислителя его поправки 6 поступает сигнал ΔF, пропорциональный ускорению ракеты со снижением уровня инструментальных ошибок. Вычислитель 6 по измеренной информации вычисляет поправку на время вскрытия (отделения) головной части.
Выполнение устройства формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты в соответствии с изобретением позволило уменьшить инструментальные ошибки измерения параметров движения ракеты при старте и, тем самым, повысить точность отделения или вскрытия головной части на 20. . . 30% по сравнению с прототипом. Указанный положительный эффект подтвержден результатами летно-конструкторских испытаний ракет с предлагаемым устройством.
Claims (1)
- Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты, содержащее акселерометр и вычислитель поправки на время вскрытия или отделения головной части, отличающееся тем, что в нем акселерометр снабжен двумя чувствительными элементами с противоположно ориентированными осями чувствительности и блоком выделения разностного сигнала акселерометра, при этом на выходе блока выделения разностного сигнала выполнено запоминающее устройство начального разностного сигнала, а ко входу вычислителя поправки подключено устройство вычитания сигналов акселерометра, причем выход запоминающего устройства подключен ко входу устройства вычитания сигналов, а выходы чувствительных элементов одновременно подключены ко входам блока выделения разностного сигнала и устройства вычитания сигналов.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001109614/02A RU2180955C1 (ru) | 2001-04-12 | 2001-04-12 | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001109614/02A RU2180955C1 (ru) | 2001-04-12 | 2001-04-12 | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2180955C1 true RU2180955C1 (ru) | 2002-03-27 |
Family
ID=20248264
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001109614/02A RU2180955C1 (ru) | 2001-04-12 | 2001-04-12 | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2180955C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2362965C2 (ru) * | 2007-03-09 | 2009-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт "Поиск" | Устройство формирования времени коррекции отделения головной части ракеты |
| RU2509319C1 (ru) * | 2012-10-10 | 2014-03-10 | Закрытое акционерное общество Научно-исследовательский центр "РЕЗОНАНС" (ЗАО НИЦ "РЕЗОНАНС") | Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории |
| RU2510861C1 (ru) * | 2012-09-10 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Нижегородский научно-исследовательский институт радиотехники" | Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4519315A (en) * | 1982-12-20 | 1985-05-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Fire and forget missiles system |
| US4750424A (en) * | 1986-03-06 | 1988-06-14 | Honeywell Regelsysteme Gmbh | Running time display for a projectile time fuze |
| RU2029220C1 (ru) * | 1992-04-24 | 1995-02-20 | Научно-производственное объединение "Тайфун" | Способ выведения нескольких объектов в верхнюю атмосферу с помощью неуправляемой ракеты |
| RU2072097C1 (ru) * | 1994-09-22 | 1997-01-20 | Борис Константинович Бессчетнов | Способ отделения головного обтекателя баллистической ракеты |
| RU2114387C1 (ru) * | 1997-04-29 | 1998-06-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Автоколебательный рулевой привод управляемого снаряда |
| RU2126131C1 (ru) * | 1998-03-16 | 1999-02-10 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня |
-
2001
- 2001-04-12 RU RU2001109614/02A patent/RU2180955C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4519315A (en) * | 1982-12-20 | 1985-05-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Fire and forget missiles system |
| US4750424A (en) * | 1986-03-06 | 1988-06-14 | Honeywell Regelsysteme Gmbh | Running time display for a projectile time fuze |
| RU2029220C1 (ru) * | 1992-04-24 | 1995-02-20 | Научно-производственное объединение "Тайфун" | Способ выведения нескольких объектов в верхнюю атмосферу с помощью неуправляемой ракеты |
| RU2072097C1 (ru) * | 1994-09-22 | 1997-01-20 | Борис Константинович Бессчетнов | Способ отделения головного обтекателя баллистической ракеты |
| RU2114387C1 (ru) * | 1997-04-29 | 1998-06-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Автоколебательный рулевой привод управляемого снаряда |
| RU2126131C1 (ru) * | 1998-03-16 | 1999-02-10 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2362965C2 (ru) * | 2007-03-09 | 2009-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт "Поиск" | Устройство формирования времени коррекции отделения головной части ракеты |
| RU2510861C1 (ru) * | 2012-09-10 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Нижегородский научно-исследовательский институт радиотехники" | Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории |
| RU2509319C1 (ru) * | 2012-10-10 | 2014-03-10 | Закрытое акционерное общество Научно-исследовательский центр "РЕЗОНАНС" (ЗАО НИЦ "РЕЗОНАНС") | Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20200400412A1 (en) | Guidance, navigation and control for ballistic projectiles | |
| RU2362965C2 (ru) | Устройство формирования времени коррекции отделения головной части ракеты | |
| RU2180955C1 (ru) | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты | |
| Štiavnický et al. | Influence of barrel vibration on the barrel muzzle position at the moment when bullet exits barrel | |
| Ożóg et al. | Modified trajectory tracking guidance for artillery rocket | |
| Pamadi et al. | Assessment of a GPS guided spinning projectile using an accelerometer-only IMU | |
| Gupta et al. | Trajectory correction flight control system using pulsejet on an artillery rocket | |
| RU2126131C1 (ru) | Устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня | |
| Abruzzo et al. | Online calibration of inertial sensors for range correction of spinning projectiles | |
| RU2400699C2 (ru) | Способ формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты | |
| CN105987652A (zh) | 姿态角速率估算系统及应用其的弹药 | |
| Khalil et al. | Dispersion analysis for spinning artillery projectile | |
| Tenenev et al. | Numerical simulation of rotating body movement in medium with various densities | |
| Milinović et al. | Experimental and simulation testing of flight spin stability for small caliber cannon projectile | |
| JPS5828998A (ja) | ミサイル及び相当する兵器装置用の側方加速制御方法 | |
| Haeussermann et al. | The pendulous integrating gyroscope accelerometer (PIGA) from the V-2 to trident D5, the strategic instrument of choice | |
| RU2125704C1 (ru) | Ракета | |
| Fousson et al. | Guidance of medium-caliber ammunition using a single pyrotechnic impulse thruster | |
| Sitomer et al. | Micromechanical inertial guidance navigation and control systems in gun launched projectiles | |
| Fresconi et al. | Flight Performance of a Man Portable Guided Projectile Concept | |
| Nulk et al. | Copperhead semiactive laser guidance system development | |
| Schwartz et al. | Measurement of the Moment of Inertia of Missile‐type Bodies: A Modified Bifilar Torsion Pendulum Formula | |
| RU2687694C1 (ru) | Способ определения основных летных характеристик управляемых морских ракет | |
| Regodic et al. | APPLICATION OF THE SOFTWARE SOLUTION FOR THE FLIGHT SIMULATION AND DISPERSION OF AIRCRAFT TRAJECTORIES | |
| Гузик et al. | Mathematical model of external ballistics of projectiles |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20060413 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20081027 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140413 |