RU2247299C1 - Способ наведения ракет по лучу и система для его осуществления - Google Patents
Способ наведения ракет по лучу и система для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2247299C1 RU2247299C1 RU2003131036/02A RU2003131036A RU2247299C1 RU 2247299 C1 RU2247299 C1 RU 2247299C1 RU 2003131036/02 A RU2003131036/02 A RU 2003131036/02A RU 2003131036 A RU2003131036 A RU 2003131036A RU 2247299 C1 RU2247299 C1 RU 2247299C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- rocket
- input
- launch
- control equipment
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Технический результат - возможность одновременного наведения двух ракет в одном луче, что позволяет повысить эффективность комплексов при поражении особо важной цели. В известный способ наведения, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения с изменением углового размера луча по программе, встреливании ракеты в луч, приеме аппаратурой управления ракеты излучения и преобразовании его в электрический сигнал управления рулями, вводятся дополнительные операции: через определенный интервал времени в луч встреливают вторую ракету, а запуск программы изменения углового размера луча производят в момент пуска второй ракеты, причем интервал времени между пусками ракет определяют из условия, определяемого заданным математическим выражением. Система наведения, реализующая этот способ, отличается от известной, содержащей прицел, состоящий из последовательно соединенных источника модулированного лазерного излучения и оптической системы с переменным фокусным расстоянием, систему запуска ракет, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления первой ракеты, выход системы запуска ракет соединен со вторым входом аппаратуры управления первой ракеты, тем, что она снабжена блоком задержки, вход которого соединен с выходом системы запуска ракет, а выход соединен со вторым входом системы управления второй управляемой ракеты и со вторым входом оптической системы с переменным фокусным расстоянием. При этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления второй ракеты. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР.
Одной из задач, решаемых при разработке СН ракет по лучу, является повышение эффективности поражения цели.
Известен способ наведения ракеты по лучу /1/, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения и преобразовании его в электрический сигнал управления рулями.
СН, реализующая этот способ, включает прицел с источником модулированного лазерного излучения, оптически связанный с управляемой ракетой. После выстрела ракеты прицел наводится на цель оператором или автоматом сопровождения цели. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное лазерное излучение, вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча), и формирует команды управления рулями, отклонение которых возвращает ракету к оси луча.
Такой способ наведения позволяет поражать цель последовательными одиночными выстрелами ракет. При необходимости поражения одной цели двумя ракетами между их пусками проходит время, в 1,5-2,0 раза большее полетного времени до цели (включая время на подготовку выстрела второй ракетой). Недостатком данного способа наведения является отсутствие возможности одновременного наведения двух ракет в одном луче.
Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения /2/, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения с изменением углового размера луча по программе, встреливании ракеты в луч, приеме аппаратурой управления ракеты излучения и преобразовании его в электрический сигнал управления рулями.
СН, реализующая этот способ /2/, включает прицел, состоящий из последовательно соединенных источника модулированного лазерного излучения и оптической системы с переменным фокусным расстоянием, и систему запуска ракет, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления ракеты (приемником излучения), а выход системы запуска соединен со вторым входом аппаратуры управления ракеты и вторым входом оптической системы с переменным фокусным расстоянием. Такая СН работает аналогично описанной выше. Одновременный с пуском ракеты запуск программы изменения фокусного расстояния в оптической системе обеспечивает постоянство размера сечения луча на всех дальностях ракеты (расстояние от прицела до ракеты) за счет изменения (уменьшения) его углового размера обратно пропорционально дальности. Тем самым достигается постоянство энергетического потенциала в луче и точности работы канала наведения на протяжении всего полета ракеты.
Данный способ также обладает указанным выше недостатком - невозможностью одновременного наведения двух ракет в одном луче.
Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение возможности стрельбы двумя ракетами в одном луче для повышения эффективности комплекса. Для поражения особо важных или усиленно бронированных объектов необходимо производить выстрелы двух ракет практически одновременно с интервалом между пусками первой и второй ракет, значительно меньшим полетного времени ракеты до цели.
Поставленная задача - наведение двух ракет в одном луче - решается за счет того, что в известный способ наведения, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения с изменением углового размера луча по программе, встреливании ракеты в луч, приеме аппаратурой управления ракеты излучения и преобразовании его в электрический сигнал управления рулями, вводятся дополнительные операции: через определенный интервал времени в луч встреливают вторую ракету, причем запуск программы изменения углового размера луча производят в момент пуска второй ракеты, а интервал времени τ между пусками ракет определяют из условия
где 
- коэффициент, характеризующий максимально возможный разброс средней скорости полета ракеты;
tmах - максимальное полетное время ракеты до цели;
Т - время начала изменения углового размера луча, отсчитываемое от пуска второй ракеты;
Разновременность запуска ракет вызывает отличие размера луча от номинального (соответствующего режиму одиночного запуска) на реальной дальности для одной из ракет - той, которая запускается не одновременно с моментом запуска программы изменения (уменьшения) углового размера луча. Например, если программа изменения углового размера луча запускается по пуску первой ракеты, то вторая ракета летит в более узком луче по сравнению с номинальным. Если программа изменения углового размера луча запускается по пуску второй ракеты, то первая ракета летит в более широком луче по сравнению с номинальным.
Поскольку полет ракеты в более узком луче приводит к появлению вероятной возможности выхода ее из луча при воздействии внешних возмущающих факторов, например, бокового ветра, в предлагаемом изобретении устанавливается запуск программы изменения углового размера луча по пуску второй ракеты.
Интервал времени τ между пусками ракет должен быть больше некоего минимального значения τ1 во избежание столкновения ракет в полете в случае, если скорость второй ракеты окажется несколько больше скорости первой, и меньше максимального значения τ2, при котором для первой ракеты, летящей в расширенном луче, прекращается нормальное выделение координат ее приемником излучения.
Допустимые границы интервала времени τ между пусками ракет в неравенстве (1) устанавливаются следующим образом.
Минимальное допустимое время τ1 определяется из условия того, что вторая ракета не догонит первую даже в случае, если средняя скорость Vср полета первой ракеты до цели - минимально возможная 
, а средняя скорость второй ракеты - максимально возможная 
. Условием того, что вторая ракета догонит первую, является совпадение их дальностей:
Учитывая, что 
, получаем:
откуда
Поскольку полет ракет проходит в одинаковых климатических условиях, разброс скоростей, характеризуемый коэффициентом КV, вызван преимущественно возможным отличием тяги двигателя ракет и обычно этот коэффициент составляет 1,01...1,05.
Например, для определенного класса ракет КV=1,03, полетное время на максимальную дальность tmax=28,0 с. по зависимости (2) получаем τ1=0,81 c.
Максимальное допустимое время τ2 определяется из условия того, что для первой ракеты, которая летит в более широком луче, существует заранее известный допустимый коэффициент КТ=Ф/Фп отношения потока излучения Ф на входе приемника ракеты к пороговому значению потока излучения Фп, при котором прекращается нормальное выделение приемником координат ракеты. Наиболее критичной точкой для первой ракеты является момент времени, в который луч имеет наибольшие размеры, то есть момент начала сужения луча Т (при отсчете его от момента пуска ракеты в режиме одиночного запуска). Относительно пуска первой ракеты это время составляет τ+Т; относительно пуска второй ракеты, которая управляется так же, как и при наведении в режиме одиночного запуска, это время составляет Т.
Коэффициент Кт пропорционален площади сечения луча и, соответственно, квадрату его линейного размера. Значение допустимого снижения этого коэффициента Кт будет определяться отношением квадратов дальностей первой и второй ракет в момент времени Т. Принимая, что на малом временном интервале скорости ракет практически равны, получаем:
откуда
Например, при Т=1,0 с, Кт=16 по зависимости (3) получаем τ2=3,0 с.
При объединении условий (2) и (3) выражение для необходимого значения интервала времени τ между пусками ракет имеет вид (1).
СН, реализующая этот способ, отличается от известной СН, содержащей прицел, состоящий из последовательно соединенных источника модулированного лазерного излучения и оптической системы с переменным фокусным расстоянием, систему запуска ракет, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления первой ракеты, выход системы запуска ракет соединен со вторым входом аппаратуры управления первой ракеты, тем, что она снабжена блоком задержки, вход которого соединен с выходом системы запуска ракет, а выход соединен со вторым входом системы управления второй управляемой ракеты и со вторым входом оптической системы с переменным фокусным расстоянием, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления второй ракеты.
Преимуществом предлагаемой СН является возможность запуска и одновременного наведения двух ракет в одном луче.
Структура предлагаемой СН пояснена на чертеже, где представлены последовательно соединенные источник модулированного лазерного излучения 1, оптическая система с переменным фокусным расстоянием 2 и аппаратура управления первой ракеты 3, а также аппаратура управления второй ракеты 4, вход которой соединен с выходом оптической системы с переменным фокусным расстоянием 2, и система запуска ракет 5, выход которой соединен со вторым входом аппаратуры управления первой ракеты 3 и со входом блока задержки 6, выход которого соединен со вторым входом оптической системы с переменным фокусным расстоянием 2 и со вторым входом аппаратуры управления второй ракеты 4. Источник модулированного лазерного излучения 1 и оптическая система с переменным фокусным расстоянием 2 входят в состав прицела 7.
СН работает следующим образом.
Источник модулированного лазерного излучения 1 формирует луч, который, проходя через оптическую систему с переменным фокусным расстоянием 2, уменьшает в процессе полета ракет угловой размер по заданной программе, реализованной законом изменения фокусного расстояния.
Система запуска ракет 5 выдает электрический сигнал в аппаратуру управления первой ракеты 3 на ее запуск, а также на блок задержки 6. По истечении времени τ, реализуемого в блоке задержки 6, с него поступает электрический сигнал в аппаратуру управления второй ракеты 4 на ее запуск и одновременно на запуск программы изменения углового размера луча в оптической системе с переменным фокусным расстоянием 2.
Аппаратура управления каждой из ракет принимает модулированное лазерное излучение по своему первому (оптическому) входу и формирует команды управления рулями.
В качестве блока задержки может быть использован сдвиговый регистр, представленный в /3/ на с.73, 74.
В качестве остальных элементов, входящих в состав СН, могут быть использованы устройства, представленные в /2/.
Применение предлагаемого способа и реализующей его СН позволяет осуществлять стрельбу двумя ракетами в одном луче и, тем самым, поражать двумя ракетами особо важную цель за время, меньшее времени полета до цели двух последовательно запускаемых ракет.
Сравнение заявляемого технического решения с прототипом позволило установить соответствие его критерию “новизна”. При изучении других известных технических решений в данной области признаки, отличающие заявляемое изобретение от прототипа, не были выявлены, и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию “изобретательский уровень”.
Источники информации
1. Патент №2107879, МПК6 F 41 G 7/00, 7/24, 07.12.94.
2. Патент №2126522, МПК6 F 41 G 7/26, F 42 В 15/00, 25.11.97.
3. Э.Клингман. Проектирование микропроцессорных систем. - М.: Мир, 1980.
Claims (2)
1. Способ наведения ракет по лучу, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения с изменением углового размера луча по программе, встреливании ракеты в луч, приеме аппаратурой управления ракеты излучения и преобразовании его в электрический сигнал управления рулями, отличающийся тем, что через определенный интервал времени в тот же луч встреливают вторую ракету, причем запуск программы изменения углового размера луча производят в момент пуска второй ракеты, а интервал времени τ между пусками ракет определяют из условия
где 
- коэффициент, характеризующий максимально возможный разброс средней скорости полета ракеты;
tmax - максимальное полетное время ракеты до цели;
Т - время начала изменения углового размера луча, отсчитываемое от пуска второй ракеты;
КТ=Ф/Фп - допустимый коэффициент отношения потока излучения Ф на входе приемника ракеты к пороговому значению потока излучения Фп в момент времени Т.
2. Система наведения ракет по лучу, содержащая прицел, состоящий из последовательно соединенных источника модулированного лазерного излучения и оптической системы с переменным фокусным расстоянием, систему запуска ракет, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления первой ракеты, выход системы запуска ракет соединен со вторым входом аппаратуры управления первой ракеты, отличающаяся тем, что она снабжена блоком задержки, вход которого соединен с выходом системы запуска ракет, а выход соединен со вторым входом системы управления второй управляемой ракеты и со вторым входом оптической системы с переменным фокусным расстоянием, при этом прицел выполнен с возможностью соединения оптической связью с первым входом аппаратуры управления второй ракеты.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003131036/02A RU2247299C1 (ru) | 2003-10-21 | 2003-10-21 | Способ наведения ракет по лучу и система для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003131036/02A RU2247299C1 (ru) | 2003-10-21 | 2003-10-21 | Способ наведения ракет по лучу и система для его осуществления |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2247299C1 true RU2247299C1 (ru) | 2005-02-27 |
Family
ID=35286344
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003131036/02A RU2247299C1 (ru) | 2003-10-21 | 2003-10-21 | Способ наведения ракет по лучу и система для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2247299C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2479818C1 (ru) * | 2011-09-16 | 2013-04-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ одновременного наведения телеориентируемых в луче управления ракет (варианты) и система наведения для его осуществления |
-
2003
- 2003-10-21 RU RU2003131036/02A patent/RU2247299C1/ru active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2479818C1 (ru) * | 2011-09-16 | 2013-04-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ одновременного наведения телеориентируемых в луче управления ракет (варианты) и система наведения для его осуществления |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA1299016C (en) | Spin-stabilized projectile with pulse receiver and method of use | |
| GB2292280A (en) | Missile guidance system | |
| US4951901A (en) | Spin-stabilized projectile with pulse receiver and method of use | |
| US6817569B1 (en) | Guidance seeker system with optically triggered diverter elements | |
| RU2247299C1 (ru) | Способ наведения ракет по лучу и система для его осуществления | |
| US10466024B1 (en) | Projectile lens-less electro optical detector for time-to-go for command detonation | |
| RU2516383C1 (ru) | Способ стрельбы ракетой, управляемой по лучу лазера | |
| RU2320949C2 (ru) | Способ защиты объекта от управляемых ракет | |
| RU2722711C1 (ru) | Способ наведения управляемого боеприпаса и устройство для его осуществления | |
| CN1031891A (zh) | 飞机激光空中射击模拟器 | |
| EP1737146B1 (en) | A system and a method for transmission of information | |
| EP1196733B1 (en) | Ring array projectile steering with optically-triggered diverter elements | |
| RU2582308C1 (ru) | Способ стрельбы снарядом, управляемым по лучу лазера, и оптический прицел системы наведения снаряда | |
| RU2126522C1 (ru) | Система наведения управляемого снаряда | |
| RU2757994C1 (ru) | Устройство для определения направления прямого пулевого выстрела | |
| RU2801294C1 (ru) | Способ наведения управляемого боеприпаса | |
| RU2702458C1 (ru) | Способ стрельбы ракетой, управляемой по лучу лазера | |
| RU2234041C2 (ru) | Способ наведения телеуправляемой ракеты | |
| RU2205360C2 (ru) | Способ управления ракетой | |
| RU66021U1 (ru) | Система изменения параметров лазерного излучения канала наведения | |
| RU2219483C2 (ru) | Способ стрельбы управляемым снарядом и система наведения управляемого снаряда | |
| RU2394202C1 (ru) | Система наведения зенитных управляемых ракет ближнего действия | |
| RU186630U1 (ru) | Боевая головка самонаведения зенитной ракеты, оснащённая акустическим пеленгационным датчиком координат цели | |
| KR102217902B1 (ko) | 바이스태틱 호밍 장치를 구비한 유도무기 시스템 및 그 운영방법 | |
| RU2479818C1 (ru) | Способ одновременного наведения телеориентируемых в луче управления ракет (варианты) и система наведения для его осуществления |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20170403 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180913 Effective date: 20180913 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180914 Effective date: 20180914 |