RU2254543C1 - Способ наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем - Google Patents
Способ наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем Download PDFInfo
- Publication number
- RU2254543C1 RU2254543C1 RU2004118444/02A RU2004118444A RU2254543C1 RU 2254543 C1 RU2254543 C1 RU 2254543C1 RU 2004118444/02 A RU2004118444/02 A RU 2004118444/02A RU 2004118444 A RU2004118444 A RU 2004118444A RU 2254543 C1 RU2254543 C1 RU 2254543C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- homing
- correctable
- section
- leg
- correction
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к системам высокоточного вооружения, в частности к системам наведения тактических баллистических ракет. Способ наведения баллистической ракеты с корректируемым боевым модулем (КБМ) включает пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения. Траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции. Перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ. После пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции для уменьшения промаха до минимального значения. Перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер. При промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной. Реализация изобретения позволяет повысить точность наведения. 1 ил.
Description
Изобретение относится к системам высокоточного вооружения, в частности к системам наведения (СН) тактических баллистических ракет, предназначенных для поражения оборонительных сооружений, огневых средств, зданий и сооружений промышленных объектов.
Известен (1) способ комбинированного управления летательным аппаратом (ЛА), включающий запуск ЛА из пускового устройства под углом θ0 к горизонту с начальной скоростью ν0, полет ЛА по баллистической траектории и инерциальное наведение ЛА с программным углом наклона продольной оси ЛА к горизонту, при котором траектория движения ЛА приближается к опорной траектории с наименьшими высотами полета, и самонаведение на цель на конечном участке полета с помощью аэродинамических устройств. Недостатком этого способа, выбранного в качестве прототипа, является то, что он позволяет уменьшить промах только в продольной плоскости, при этом вносятся ошибки, связанные с измерениями углов, и методические ошибки, обусловленные приближенностью вычисления программного значения, что уменьшает вероятность попадания ЛА в область начальных промахов, выбираемых на участке самонаведения. Известны (2) способы поражения целей с использованием боевых блоков с головками самонаведения, отделяемых от реактивных снарядов при сближении с целью. Недостатком этих способов является малая точность наведения при стрельбе по удаленным и одиночным целям.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение точности наведения на цель тактических баллистических ракет. Технический результат достигается за счет того, что при способе наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем (КБМ), включающем пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения, траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции, при этом перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, после пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции (ИДК) для уменьшения промаха до минимального значения, перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости самонаведения, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер, причем при промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной.
На чертеже приведена иллюстрация траектории полета ракеты и КБМ, реализуемого по предлагаемому способу наведения. Перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, в момент пуска включают программу расчета кинематических параметров движения ракеты. На первом после пуска участке (0-1) работает маршевый двигатель, на следующем, баллистическом, участке (1-2) после прохождения вершины траектории отделяют КБМ, на участке промежуточной коррекции (2-3) определяют величину и фазу накопившегося промаха и производят путем запуска ИДК ряд коррекций траектории КБМ для снижения прогнозируемого промаха до величины, допустимой для участка самонаведения, затем на участке (3-4) производят торможение КБМ до величин линейной и угловой скорости движения КБМ, допустимых для начала участка лазерного самонаведения, инициируемого по команде, передаваемой в момент вхождения КБМ в зону захвата цели по радиоканалу с бортового передатчика на связную радиостанцию для перевода в режим подсвета цели портативного целеуказателя-дальномера.
В определенный по программе бортовой ЭВМ момент времени включается бортовой лазерный индикатор-координатор (ЛИК) в режим приема отраженного лазерного сигнала.
Коррекция траектории КБМ при лазерном полуактивном самонаведении производится так же, как на участке промежуточной коррекции, с помощью выбора ближайшего по фазе ИДК и выбора оптимального момента его запуска для устранения промаха, определяемого с помощью ЛИК.
Использование ИДК на участке промежуточной коррекции траектории КБМ дает возможность обеспечить предельный промах величиной менее 400 м, а использование ИДК на участке самонаведения дает возможность обеспечить конечный промах не более 40 м за время менее 3,0 секунд с использованием нескольких коррекций даже при условиях низкой облачности.
Описанная выше реализация предлагаемого в изобретении способа наведения обеспечивает повышение точности наведения более чем в 100 раз по сравнению со штатной неуправляемой баллистической ракетой за счет удержания к началу участка самонаведения величины прогнозируемого промаха ниже допустимого порога, величины линейной и угловой скорости в допустимых для эффективного самонаведения пределах и выбора оптимального момента начала самонаведения с учетом оставшегося времени полета.
Источники информации
1 RU 2124688 с1, 25.11.1997.
2 Военный парад, 2003 г., №4, с.60-62.
Claims (1)
- Способ наведения баллистической ракеты с корректируемым боевым модулем (КБМ), включающий пуск ракеты и ее полет по траектории, содержащей баллистический участок, на котором определяют момент времени отделения КБМ и отделяют КБМ, и участок самонаведения, отличающийся тем, что траектория полета дополнительно содержит участок промежуточной коррекции, при этом перед пуском ракеты через антенну связной радиостанции и бортовой приемник в бортовую ЭВМ вводят начальные условия для расчета прогнозируемой траектории полета КБМ, после пуска на баллистическом участке дополнительно определяют кинематические параметры движения ракеты, а после отделения КБМ на участке промежуточной коррекции вычисляют прогнозируемый промах КБМ и включают импульсные двигатели коррекции для уменьшения промаха до минимального значения, перед участком самонаведения тормозят КБМ до рабочей линейной и угловой скорости, а начало участка самонаведения определяют посредством подачи сигнала, передаваемого с КБМ по радиоканалу на целеуказатель-дальномер, причем при промежуточной коррекции и самонаведении импульсные двигатели коррекции включают при превышении текущего промаха над допустимой величиной.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004118444/02A RU2254543C1 (ru) | 2004-06-21 | 2004-06-21 | Способ наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004118444/02A RU2254543C1 (ru) | 2004-06-21 | 2004-06-21 | Способ наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2254543C1 true RU2254543C1 (ru) | 2005-06-20 |
Family
ID=35835888
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004118444/02A RU2254543C1 (ru) | 2004-06-21 | 2004-06-21 | Способ наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2254543C1 (ru) |
-
2004
- 2004-06-21 RU RU2004118444/02A patent/RU2254543C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
"Военный парад", 2003 г., №4, с.60-62. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Shaw | Fighter combat | |
US5647558A (en) | Method and apparatus for radial thrust trajectory correction of a ballistic projectile | |
RU2399854C1 (ru) | Способ наведения многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны и устройство для его осуществления | |
EP1696198B1 (en) | Method and system for fire simulation | |
US6481666B2 (en) | Method and system for guiding submunitions | |
RU2584210C1 (ru) | Способ стрельбы управляемым снарядом с лазерной полуактивной головкой самонаведения | |
US6244535B1 (en) | Man-packable missile weapon system | |
US3992708A (en) | Optical tracking analog flywheel | |
CA1242516A (en) | Terminally guided weapon delivery system | |
RU2151370C1 (ru) | Способ поражения подвижной цели управляемым снарядом с активной системой наведения и доразгонным двигателем | |
RU2542691C1 (ru) | Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и система для его осуществления (варианты) | |
RU2527609C1 (ru) | Управляемый артиллерийский снаряд | |
RU2596173C1 (ru) | Система наведения высокоточного оружия | |
RU2017103622A (ru) | Крылатая ракета и способ ее боевого применения | |
RU2651362C1 (ru) | Способ поражения удаленной групповой цели | |
RU2254543C1 (ru) | Способ наведения баллистической ракеты с отделяемым корректируемым боевым модулем | |
WO1996008688A1 (en) | System and method for hitting a target in a cluster | |
RU2728292C1 (ru) | Способ автоматического наведения орудия на цель | |
US5301614A (en) | Submunition for use during ground-level flight | |
US4938115A (en) | Arrangement in a flying weapons carrier for combating ground targets | |
RU2124688C1 (ru) | Способ комбинированного управления летательным аппаратом | |
RU2730793C1 (ru) | Способ поражения удаленных целей | |
RU2773687C1 (ru) | Способ уничтожения подводной цели, запустившей ракету | |
RU2741133C1 (ru) | Способ поражения летящего переменным курсом и высотой объекта | |
RU2775903C1 (ru) | Способ уничтожения подземных целей ракетами, отделяемыми от ракеты-носителя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100622 |