устройство формирования времени коррекции отделения головной части ракеты

Формула изобретения

1. Устройство формирования времени коррекции отделения головной части ракеты, содержащее акселерометр с двумя выходами, соответствующими положительной и отрицательной величине ускорения, и вычислитель поправки времени отделения боевой части, отличающееся тем, что оно снабжено интегратором, обеспечивающим определение текущих значений скорости ракеты, и устройством запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора, соответствующего максимальной скорости ракеты, последовательно включенными между выходами акселерометра и первым входом вычислителя поправки времени отделения боевой части ракеты, а также измерителем времени достижения сигнала интегратора максимального значения, вход которого подключен к выходу акселерометра, соответствующему положительной величине ускорения, а выход - ко второму входу вычислителя поправки, который выполнен с возможностью определения поправки на время отделения боевой части в зависимости от суммы отклонений максимальной скорости ракеты, получаемой с выхода устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора, и времени ее достижения от их нормативных значений.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что измеритель времени достижения сигнала интегратора максимального значения выполнен в виде последовательно соединенных схемы задержки и измерителя временного интервала, при этом вход измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения подключен к входу "Сброс" схемы задержки, выход которой подключен к входу "Стоп" измерителя временных интервалов, вход "Пуск" которой соединен с входом устройства приема сигнала начала движения ракеты, а выход - с выходом измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения, причем схема задержки выполнена с возможностью задержки в пределах 0,3-0,5 с.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к военной технике, а именно ракетам с отделяющимися (вскрывающимися) боевыми частями, и может быть использовано при разработке устройств формирования времени коррекции отделения боевой части ракет, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня.

Как известно, в настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с отделяемыми (вскрывающимися) боевыми частями. Одним из основных критериев эффективности таких ракет является точность доставки боевой части к цели, в частности точность по дальности, зависящая от точности определения момента отделения боевой части. В свою очередь, точность определения момента отделения боевой части зависит в основном от разбросов массово-энергетических характеристик ракеты и разброса коэффициента ее лобового сопротивления, знание которых позволяет в принципе решить задачу нахождения требуемого момента отделения боевой части.

Известна ракета с разделяющейся боевой частью, механизмом ее отделения и приборным отсеком с датчиками ускорений (см., например, Ю.М. Николаев, Ю.С. Соломонов. Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет с РДТТ. - М.: Воениздат, 1979 г., стр.19, 20).

Такое техническое решение позволяет обеспечить формирование времени отделения боевой части ракеты, однако точность определения момента отделения боевой части недостаточна для получения требуемых параметров огневого поражения цели.

Таким образом, задача данного технического решения заключалась в формировании времени отделения боевой части ракеты без обеспечения требуемых параметров огневого поражения.

Общими признаками с предлагаемым авторами устройством формирования времени коррекции отделения боевой части ракеты являются наличие акселерометра и вычислителя поправки на время отделения боевой части.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты, содержащее акселерометр и вычислитель поправки на время вскрытия или отделения головной части, принятое авторами за прототип (патент РФ № 2180955, кл. F42B 15/00, F42C 9/00, опубл. 27.03.2002, Бюл. № 9).

Такая конструкция устройства формирования времени коррекции позволяет решать задачу огневого поражения цели за счет вычисления поправки на время отделения боевой части.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение огневого поражения цели за счет отделения боевой части в расчетный момент времени с поправкой на время отделения, определяемой с учетом внешних возмущений, влияющих на разброс параметров движения ракеты. В свою очередь, расчетный момент времени отделения боевой части определяется по расчетным (нормативным) параметрам движения ракеты.

Общими признаками с предлагаемым авторами устройством формирования времени коррекции отделения боевой части ракеты являются наличие акселерометра с двумя выходами, соответствующими положительной и отрицательной величине ускорения, и вычислителя поправки времени отделения боевой части.

В отличие от прототипа устройство снабжено интегратором, обеспечивающим определение текущих значений скорости ракеты, и устройством запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора, соответствующего максимальной скорости ракеты, последовательно включенными между выходами акселерометра и первым входом вычислителя поправки времени отделения боевой части ракеты, а также измерителем времени достижения сигнала интегратора максимального значения, вход которого подключен к выходу акселерометра, соответствующему положительной величине ускорения, а выход - ко второму входу вычислителя поправки, который выполнен с возможностью определения поправки на время отделения боевой части в зависимости от суммы отклонений максимальной скорости ракеты, получаемой с выхода устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора, и времени ее достижения от их нормативных значений.

Вычислитель поправки реализует алгоритм вида:

T=K₁ V+K₂ , где Т - поправка на время отделения боевой части;

V, - соответственно отклонения максимальной скорости ракеты, получаемой с выхода устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора, и времени ее достижения от их нормативных значений; K₁, K₂ - коэффициенты пропорциональности, зависящие от массово-энергетических характеристик ракеты.

Время отделения Т головной части ракеты при заданной дальности является функцией ряда параметров, включая максимальную скорость ракеты V и время ее достижения , т.е.

T=f(V, ).

Полный дифференциал времени отделения может быть записан как

,

где , - частные производные времени отделения головной части ракеты по максимальной скорости ракеты V и времени ее достижения .

Обозначив , и заменив дифференциалы dT, dV, d на конечные приращения Т, V, соответственно, получаем вышеприведенное выражение для временной поправки Т.

Коэффициенты K₁, K₂ по сути своей являются коэффициентами влияния отклонения максимальной скорости ракеты и времени ее достижения от нормативных (расчетных) значений.

Значения этих коэффициентов лежат в пределах: K₁=0,01-0,35, K₂=0,05-5,00.

Первоначально перед пуском ракеты в ее бортовую систему вводится расчетное время отделения Т, соответствующее расчетным значениям максимальной скорости ракеты и времени ее достижения. На траектории полета по результатам измерения отклонения фактических значений максимальной скорости ракеты и времени ее достижения от расчетных осуществляется расчет поправки на время отделения по приведенному алгоритму.

Измеритель времени достижения сигнала интегратора максимального значения выполнен в виде последовательно соединенных схемы задержки и измерителя временного интервала, при этом вход измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения подключен к входу "Сброс" схемы задержки, выход которой подключен к входу "Стоп" измерителя временных интервалов, вход "Пуск" которой соединен с входом устройства приема сигнала начала движения ракеты, а выход - с выходом измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения, причем схема задержки выполнена с возможностью задержки в пределах 0,3-0,5 с.

Эти отличия позволяют 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 повышение эффективности огневого поражения за счет повышения точности определения момента отделения боевой части ракеты путем вычисления поправки времени отделения одновременно в функции отклонений максимальной скорости ракеты и момента ее достижения относительно их нормативных значений.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в предлагаемом устройстве между выходом акселерометра и вычислителем поправки времени отделения боевой части последовательно включены интегратор и устройство запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора, введением в состав устройства измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения и реализацией блоком вычисления поправки приведенного выше алгоритма.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами заявляемого устройства формирования времени коррекции отделения боевой части ракеты позволяют, в частности, за счет выполнения:

акселерометра с интегратором получать текущие значения скорости ракеты;

устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора выделить отклонение максимальной скорости ракеты относительно нормативного значения;

измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения выделить его отклонение относительно нормативного значения и тем самым поставить время отделения боевой части в зависимость от разброса массово-энергетических параметров ракеты.

Выполнение измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения в виде схемы задержки на фиксированное время 0,3-0,5 с и измерителя временных интервалов позволяет повысить точность измерения за счет исключения влияния вибрационных нагрузок, действующих на ракету в момент окончания работы реактивного двигателя.

Устройство формирования времени коррекции отделения головной части ракеты приведено на чертеже. В состав устройства входят акселерометр 1, вычислитель поправки времени отделения боевой части ракеты 2, интегратор 3, устройство запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора 4, измеритель времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5. Акселерометр 1 имеет два выхода. Выход 6 соответствует положительному знаку измеряемого ускорения, выход 7 - отрицательному. Оба выхода акселерометра 1 подключены к соответствующим входам 8 и 9 интегратора 3. Выход 10 интегратора 3 подключен к входу 11 устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора 4, выход которого подключен к первому входу 12 вычислителя поправки времени отделения боевой части ракеты 2. Время коррекции формируется на выходе 13 устройства.

Измеритель времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5 своим входом 14 подключен к выходу 6 акселерометра 1, на котором формируются сигналы при положительной величине ускорения, а выходом 15 ко второму входу 16 вычислителя 2. Он состоит из схемы задержки 17 и измерителя временного интервала 18. Вход сброса R схемы задержки 17 соединен с входом 14 измерителя 5, а ее выход 19 соединен с входом "Стоп" 20 измерителя временного интервала 18. Вход "Пуск" 21 измерителя временных интервалов 18 соединен с входом 22 устройства, по которому осуществляется прием сигнала начала движения ракеты. Выход 23 измерителя временных интервалов 18 соединен с выходом 15 измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5, соединенным со вторым входом 16 вычислителя 2.

Устройство функционирует следующим образом.

После запуска ракетного двигателя ракета движется с положительным ускорением, измеряемым акселерометром 1, изменяя свою скорость, определяемую интегратором 3. В начале движения ракеты на входе 22 устройства появляется сигнал, поступающий на вход "Пуск" 21 измерителя временного интервала 18, в результате чего измеритель 18 начинает отсчет времени. Положительное ускорение ракеты приводит к появлению сигналов на выходе 6 акселерометра 1. Эти сигналы, поступая на вход 14 измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5 и далее на вход сброса R схемы задержки 17, устанавливают ее в исходное положение. После окончания работы ракетного двигателя ракета движется с замедлением, т.е. с отрицательным ускорением, и ее скорость уменьшается. Устройство 4 запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора осуществляет запоминание максимальной скорости ракеты, информация о которой поступает на вход 12 вычислительного устройства 2. Формирование сигналов на выходе 6 акселерометра 1 прекращается, и сигналы на входе сброса R схемы задержки 17 исчезают. На выходе 19 этой схемы с некоторой задержкой появляется сигнал, по входу 20 останавливающий отсчет времени измерителя временных интервалов 18. Значение измеренного времени по выходу 23 измерителя временных интервалов 18 поступает на выход 15 измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5 и далее на вход 26 вычислителя 2. Вычислитель 2 определяет отклонения полученных от устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора 4 и измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5 данных от нормативных значений и затем, с использованием заранее определенных коэффициентов K₁, K₂, вычисляет требуемую поправку на время отделения боевой части по вышеприведенному алгоритму.

Выполнение устройства формирования времени коррекции отделения боевой части ракеты в соответствии с изобретением позволило повысить эффективность огневого поражения цели за счет повышения точности определения поправки на время отделения боевой части на 15 25%.

Введение в измеритель времени достижения сигнала интегратора максимального значения схемы задержки на время 0,3-0,5 с исключает влияние вибрационных нагрузок в момент окончания работы двигателя ракеты на точность измерения.

Технический результат заявляемого изобретения подтвержден многочисленными испытаниями образцов корректируемых ракет.