способ определения местоположения ракеты на траектории полета

Формула изобретения

Способ определения местоположения ракеты на траектории полета в момент подрыва ее боевой части, заключающийся в том, что регистрируют и определяют взаимное положение поражающих элементов боевой части ракеты в сечении пространственной области их разлета после подрыва с помощью индикатора положения поражающих элементов в виде тонкостенного легкопробиваемого экрана, установленного стационарно в пространственной области разлета поражающих элементов, затем методом интерполяции, используя полученные характеристики поля поражения индикатора положения, а также заранее заготовленные контрольные карточки, представляющие собой изображение поля поражения, рассчитанные теоретически для различных скоростей, координат ракеты и характеристик боевой части на момент подрыва, определяют координаты местоположения ракеты на траектории полета в момент подрыва ее боевой части.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области испытания вооружения и может быть использовано при отработке боевых частей ракет и снарядов.

Известен способ [1] обнаружения местоположения подвижного объекта, предполагающий наличие приемо-передатчика, имеющего несколько антенн, установленных на подвижном объекте, и одну или несколько радиолиний связи. Местоположение объекта может быть определено на наземном пункте по комбинациям кодовых сигналов в момент поступления их в приемник или линию связи.

Недостатком данного способа является то, что для его реализации необходима установка на объекте специального устройства, не способствующего выполнению боевой задачи, что ведет к увеличению массы, габаритов и усложнению конструкции боеприпасов.

Известен способ [2] определения местоположения ракеты (боеприпаса) на траектории полета без размещения на ней каких-либо специальных устройств. Это способ внешнетраекторных оптических измерений, основанный на визуальном слежении за объектом, и устройство для реализации этого способа, содержащее ракету (боеприпас) и полигон со средствами внешнетраекторных измерений. Однако недостаток этого способа и соответствующего ему устройства в том, что точность определения местоположения ракеты зависит от состояния атмосферы в момент наблюдения за объектом, индивидуальных особенностей операторов и дальности до летящего объекта. Также на точность определения местоположения влияют ошибки, вызванные неточностью установки кинотеодолитов, неодновременность срабатывания их затворов, юстировкой оптической аппаратуры, погрешностью следящей системы, т.е. все неточности работы измерительной аппаратуры.

При испытаниях ракет (боеприпасов) особенно важна точность определения их местоположения в момент подрыва, т.к. по определяемому местоположению судят о точности систем наведения ракеты на цель и эффективности ее боевого снаряжения.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных выше недостатков, а именно: повышение точности определения местоположения ракеты относительно подстилающей поверхности в момент ее подрыва при отсутствии на полигоне средств внешнетраекторных измерений, в любых метеорологических условиях, а также упрощение проведения испытаний и сокращение времени получения информации.

Указанная задача достигается тем, что в способе определения местоположения ракеты на траектории полета, основанном на регистрации сигнала от ракеты, регистрируют и определяют взаимное положение поражающих элементов боевой части ракеты в сечении пространственной области их разлета после подрыва с помощью индикатора положения поражающих элементов, а затем по характеристикам поля поражения индикатора положения определяют положение поражающих элементов в момент подрыва.

Данный способ реализован за счет того, что в устройство, содержащее боевую часть ракеты с пространственной областью разлета поражающих элементов и подстилающую поверхность, введен индикатор положения поражающих элементов боевой части ракеты после ее подрыва в виде тонкостенного легкопробиваемого экрана, установленного стационарно в пространственной области их разлета, между подстилающей поверхностью и ракетой и соединенного с подстилающей поверхностью.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что определение взаимного расположения разлетевшихся поражающих элементов после подрыва стержневой боевой части ракеты позволяет, зная характеристики поля поражения боевой части, определить их первоначальное положение в момент подрыва, а через него и местоположение ракеты в момент подрыва с точностью, зависящей только от допусков на характеристики поля поражения и погрешности определения взаимного расположения поражающих элементов.

При этом последнее может быть выполнено точно (определяется точностью мерительного инструмента), т.к. положение поражающих элементов зафиксировано по следам пробития индикатора положения, выполненного в виде тонкостенного легкопробиваемого экрана, установленного стационарно в пространственной области их разлета между подстилающей поверхностью и ракетой.

На фиг.1, 2, 3 представлены схемы, поясняющие предложенный способ и соответствующее устройство для его осуществления, где:

1 - ракета с боевой частью (БЧ);

2 - пространственная область разлета поражающих элементов, ограниченная конусными поверхностями;

3 - индикатор положения поражающих элементов боевой части в виде экрана;

4 - зона пробития следов от поражающих элементов БЧ (поле поражения);

5 - подстилающая поверхность;

6 - центральная директриса-линия стрельбы;

7 - контрольные карточки (фиг.2, 3);

8 - плоскость, проходящая через ось симметрии зоны пробития следов от поражающих элементов, и перпендикулярных экрану индикатора положения;

l - длина зоны пробития следов на экране индикатора положения поражающих элементов;

x - координата подрыва БЧ в горизонтальной плоскости;

y - координата подрыва БЧ в вертикальной плоскости.

Устройство для осуществления способа представляет собой ракету с боевой частью 1 с пространственной областью разлета поражающих элементов, ограниченной конусными поверхностями 2, и индикатор положения поражающих элементов 3 в виде тонкостенного легкопробиваемого экрана, например: листов фанеры или полиэтиленовой пленки, прикрепленных к подстилающей поверхности 5 - земле. Пуск ракеты осуществляется по центральной директрисе 6, определяющей линию стрельбы. После подрыва БЧ ракеты 1 поражающие элементы разлетаются в пространственной области, ограниченной конусными поверхностями 2. На тонкостенном экране индикатора положения 3 поражающих элементов образуется зона 4 пробития следов от поражающих элементов, в виде параболы, ограниченная сечениями конусных поверхностей 2 и экраном индикатора положения 3. При этом продольная ось ракеты 1 лежит в плоскости, проходящей через ось симметрии зоны 4 пробития следов поражающих элементов, перпендикулярной экрану индикатора положения 3.

Координаты ракеты относительно зоны 4 определяются по контрольным карточкам 7, представляющим собой изображение зоны 4 в масштабе. Карточки заготавливаются заранее перед стрельбой и рассчитываются теоретически для различных скоростей, координат Х, Y ракеты и характеристик БЧ, на момент подрыва БЧ. Чем больше контрольных карточек, т.е. расчеты сделаны с меньшим шагом, тем выше точность определения координат подрыва БЧ ракеты. Если размеры следа пробития на экране индикатора не совпадают с размерами следов на карточке, то берут две контрольные карточки с размерами следов, один из которых меньше следа на экране индикатора, а другой больше следа на экране индикатора, и координаты подрыва БЧ для увеличения точности определяются методом интерполяции.

Предложенный способ и устройство позволяют проводить более точные измерения местоположения ракеты в момент ее подрыва по сравнению с известными и могут найти применение при отработке боевого снаряжения и систем наведения. Особенно предпочтительно является использование предложенных способа и устройства при измерении промаха при стрельбе по неподвижному имитатору цели при любых метеорологических условиях без применения средств внешнетраекторных измерений.

Источники информации

1. Заявка Японии №56-23106 от 16.07.74 г. - аналог.

2. Книга А.А. Дмитриевского "Движение ракет", М., Военное издательство, 1968, стр. 440, стр. 449 - прототип.