RU2191343C2 - Способ управления ракетой - Google Patents
Способ управления ракетой Download PDFInfo
- Publication number
- RU2191343C2 RU2191343C2 RU2000119172A RU2000119172A RU2191343C2 RU 2191343 C2 RU2191343 C2 RU 2191343C2 RU 2000119172 A RU2000119172 A RU 2000119172A RU 2000119172 A RU2000119172 A RU 2000119172A RU 2191343 C2 RU2191343 C2 RU 2191343C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- emergency
- missile
- rocket
- control system
- values
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к способам управления ракетой при возникновении аварийной ситуации в полете с целью повышения безопасности объектов на земле, расположенных в зоне возможного падения аварийной ракеты или ее фрагментов. Техническим и экономическим результатом данного изобретения является исключение или сокращение дополнительных материально-экономических потерь или жертв при возникновении на ракете в полете аварийной ситуации. Способ управления ракетой заключается в том, что в случае достижения контролируемыми параметрами ракеты аварийных значений или при возникновении на ракете аварийной ситуации производят аварийный подрыв ракеты или аварийное выключение двигателей ракеты. При этом в бортовой вычислительный комплекс системы управления ракетой заранее вводят значения функционалов скорости или "временных меток" "критических точек" траектории, при аварии в которых системой управления блокируют исполнение аварийной циклограммы на время, необходимое для увода точки падения аварийной ракеты за "опасную зону", после чего производят аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к способам управления ракетой при возникновении аварийной ситуации в полете с целью повышения безопасности объектов на земле, расположенных в зоне возможного падения аварийной ракеты или ее фрагментов.
Известен способ управления ракетой в полете, заключающийся в том, что в случае достижения контролируемыми параметрами аварийных значений или возникновения на ракете невзрывной аварийной ситуации, производят аварийное выключение двигателей (АВД) или аварийный подрыв ракеты (АПР) (см., например, РКТ, N22, 1967 г., стр. 12 и 13. О службе обеспечения безопасности Восточного полигона США, производящей аварийное выключение двигателей в полете или подрыв ракеты при возникновении на ракете аварийной ситуации. РКТ N39, 1966 г. , стр. 1 и РКТ N46, 1966 г., стр. 1. О подрыве аварийных ракет "Минитмен" системой самоликвидации или по команде с Земли).
Недостатком известного способа управления ракетой в аварийной ситуации является опасность нанесения дополнительного ущерба аварийной ракетой наземным объектам. Так как при аварийном отказе на ракете при ее нахождении в "Критической точке" траектории, т.е. в точке при прекращении полета в которой по команде "АВД" или "АПР" аварийная ракета или ее фрагменты могут упасть в "опасную зону" (например, населенный пункт, военно-промышленный объект, зарубежная территория или другой объект, вероятность падения в который должна быть уменьшена).
Задачей данного изобретения является создание способа управления ракетой, при котором устраняются или по крайней мере уменьшаются недостатки известного способа, т.е. появляется возможность достижения положительного технического и экономического результата за счет исключения или сокращения дополнительных материально-экономических потерь или жертв при возникновении на ракете в полете аварийной ситуации.
Решение задачи достигается тем, что в способе управления ракетной системой управления с бортовым вычислительным комплексом, при котором в случае достижения контролируемыми параметрами ракеты аварийных значений или при возникновении на ракете аварийной ситуации производят аварийное выключение двигателей ракеты или аварийный подрыв ракеты, в бортовой вычислительный комплекс системы управления ракетой заранее вводят значения функционалов скорости или временных меток критических точек на траектории полета ракеты, при аварии в которых системой управления блокируют исполнение аварийной циклограммы на время, необходимое для увода предполагаемой точки падения ракеты за опасную зону, после чего с помощью аварийной циклограммы производят аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты.
Т. е. при получении системой управления аварийного сигнала в момент нахождения аварийной ракеты в "критической точке" траектории система управления ракетой вводит задержку исполнения команды "АВД" или "АПР" на время, необходимое для увода точки падения аварийной ракеты из "опасной зоны".
Предлагаемый способ может быть организован следующим образом. В бортовой вычислительный комплекс системы управления ракетой заранее вводят значения функционалов скорости или временных меток "критических точек" траектории. Система управления при аварийном отказе на ракете блокирует исполнение аварийной программы на время, необходимое для пролета аварийной ракетой "опасной зоны". Т.е. выполняет задержку исполнения команды "АВД" или "АПР" на время, необходимое для увода точки падения аварийной ракеты или ее фрагментов из "опасной зоны", а аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты производят после выхода из "опасной зоны".
Реализация предлагаемого способа управления возможна, так как после возникновения невзрывной аварийной ситуации (АС) в большинстве аварийных ситуаций (более 90% всех АС) ракета продолжает набор скорости в течение времени даже до десятков секунд. Естественно, при взрывном характере отказа, который по имеющейся статистике составляет менее 10% всех аварий ракет, реализация предлагаемого изобретения по повышению безопасности неприемлема.
Claims (1)
- Способ управления ракетой, системой управления с бортовым вычислительным комплексом, при котором в случае достижения контролируемыми параметрами ракеты аварийных значений или при возникновении на ракете аварийной ситуации производят аварийное выключение двигателей ракеты или аварийный подрыв ракеты, отличающийся тем, что в бортовой вычислительный комплекс системы управления ракетой заранее вводят значения функционалов скорости или временных меток критических точек на траектории полета ракеты, при аварии в которых системой управления блокируют исполнение аварийной циклограммы на время, необходимое для увода предполагаемой точки падения ракеты за опасную зону, после чего с помощью аварийной циклограммы производят аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000119172A RU2191343C2 (ru) | 2000-07-20 | 2000-07-20 | Способ управления ракетой |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000119172A RU2191343C2 (ru) | 2000-07-20 | 2000-07-20 | Способ управления ракетой |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2000119172A RU2000119172A (ru) | 2002-04-27 |
RU2191343C2 true RU2191343C2 (ru) | 2002-10-20 |
Family
ID=20238060
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000119172A RU2191343C2 (ru) | 2000-07-20 | 2000-07-20 | Способ управления ракетой |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2191343C2 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8274023B2 (en) | 2008-02-21 | 2012-09-25 | Mbda Uk Limited | Missile training system |
RU2476357C2 (ru) * | 2011-05-19 | 2013-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ бортового контроля для аварийного прекращения полета ракеты |
RU2540898C1 (ru) * | 2013-10-01 | 2015-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения |
RU2724152C1 (ru) * | 2019-09-18 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения" | Ракета с пространственным ограничением траектории полета и способ ее самоликвидации |
-
2000
- 2000-07-20 RU RU2000119172A patent/RU2191343C2/ru active IP Right Revival
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Ракетная и космическая техника. - По материалам иностранной печати, 1967, № 22, с. 12,13. * |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8274023B2 (en) | 2008-02-21 | 2012-09-25 | Mbda Uk Limited | Missile training system |
RU2476357C2 (ru) * | 2011-05-19 | 2013-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ бортового контроля для аварийного прекращения полета ракеты |
RU2540898C1 (ru) * | 2013-10-01 | 2015-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения |
RU2724152C1 (ru) * | 2019-09-18 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения" | Ракета с пространственным ограничением траектории полета и способ ее самоликвидации |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20070261542A1 (en) | Airborne platform protection apparatus and associated system and method | |
US5698814A (en) | Hard target penetrator with multi-segmenting casing cutter | |
Rathjens | The dynamics of the arms race | |
US20050115450A1 (en) | Vehicle-borne system and method for countering an incoming threat | |
RU2191343C2 (ru) | Способ управления ракетой | |
JP3676810B2 (ja) | 固体燃料打ち上げビークルの破壊システム及び方法 | |
RU2502082C2 (ru) | Способ защиты объекта от поражения его ракетой или снарядом | |
CA2314341A1 (en) | Method and apparatus for removing obstructions in mines | |
US3861271A (en) | Silo closure actuation | |
Lichorobiec et al. | Verification of the efficacy of the special water shaped charge prototype | |
RU2231747C2 (ru) | Способ разделения ступеней ракеты (варианты) | |
GB1605340A (en) | Bombs and projectiles | |
RU2139491C1 (ru) | Способ ликвидации ракет | |
Herring | Nixon’s “Laotian Gamble” | |
RU2062560C1 (ru) | Способ борьбы со смерчем | |
RU2000119172A (ru) | Способ управления ракетой | |
RU2581791C1 (ru) | Способ формирования управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета | |
RU2572283C1 (ru) | Способ разрушения фрагментов космического мусора | |
DE10213691B4 (de) | Verfahren zum Schützen eines Objekts | |
Kidder | Assessment of the safety of US nuclear weapons and related nuclear test requirements: A post-Bush Initiative update | |
JPH04174300A (ja) | 誘導飛しょう体 | |
RU2290352C2 (ru) | Способ нейтрализации горючего и окислителя в отделяющихся ступенях ракеты-носителя и устройство для его осуществления | |
JPH0850000A (ja) | 対装甲飛しょう体 | |
RU2074361C1 (ru) | Способ запуска реактивного снаряда и ракетный комплекс, его реализующий | |
RU2132038C1 (ru) | Способ снижения последствий взаимодействия космического объекта с землей |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180721 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200226 |