устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты реактивной системы залпового огня

Формула изобретения

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.

Описание изобретения к патенту

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) T_н; поправка на время вскрытия (отделения) головной части T; поправка на время вскрытия (отделения) головной части T_max, реализуемая пороговым элементом.

Устройство функционирует следующим образом. При полете ракеты акселерометр 1 определяет параметры ее продольного движения. Вычислитель 2 по измеренной информации выдает поправку T, которая одновременно поступает на входы порогового элемента 4 и элемента задержки 3. Величина T_max устанавливается исходя из максимально допустимых отклонений параметров движения ракеты от номинальных. В случае T T_max пороговый элемент 4 не срабатывает, и величина T с элемента задержки 3 через нормально замкнутые контакты коммутатора 5 поступает во временной механизм 6, в котором установлено время T_н. Через время, равное T_н T, временной механизм 6 срабатывает и происходит вскрытие (отделение) головной части ракеты. В случае T > T_max, пороговый элемент 4 срабатывает, на управляющий вход коммутатора 5 поступает напряжение и контакты коммутатора размыкаются. При этом величина T 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 T_н.

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 T. 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 T_н над площадной целью без практического снижения эффективности стрельбы в целом.