УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАПУСКА РАКЕТЫ С ПОДВИЖНОГО НОСИТЕЛЯ
DEVICE TO LAUNCH ROCKET FROM MOBILE CARRIER

Предлагаемое устройство относится к области размещения вооружения на подвижном носителе и может быть использовано для запуска ракет с наземного, морского или воздушного подвижного носителя, например вертолета.
Известно устройство для запуска ракет с летательного аппарата [1], включающее прицел, регулирующее устройство, измерительный и исполнительный органы, измеритель вертикального ускорения, коммутирующий элемент электрической цепи запуска и пусковую рукоятку.
Пусковое устройство состоит из взаимно подвижных верхней и нижней частей, расположенных на общей оси.
Недостатком данного устройства является наличие подвижной пусковой установки (ПУ) с серводвигателями, значительно (в несколько раз) увеличивающими ее вес. Увеличение веса ПУ, рассчитанной на 4-8 ракет (типовая боевая загрузка летательных аппаратов), за счет наличия подвижных элементов и серводвигателей составляет, по меньшей мере, 200-300 кг. Данное обстоятельство весьма существенно для летательных аппаратов. В силу лимитированной грузоподъемности установка на них подвижных ПУ приведет к резкому снижению полезной нагрузки, в частности боезапаса.
Известно устройство для запуска ракеты с вертолета [2], включающее прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты, включатель сигнала «Пуск», коммутатор цепи пуска ракеты, соединенный с включателем сигнала «Пуск» и выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, сигнализатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, соединенный с выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, и индикатор углового отклонения линии визирования прицела стрелка-оператора для пилота, соединенный со вторым и третьим выходами блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты.
Это устройство, выбранное в качестве прототипа, позволяет производить запуск ракет с неподвижной пусковой установки, жестко ориентированной относительно продольной оси подвижного носителя, при отсутствии прямой видимости цели водителем подвижного носителя, например пилотом летательного аппарата.
Сигнал разрешения пуска ракеты формируется в нем при условии:
гор
верт
где α, β - угловые отклонения линии визирования (ЛВ) прицела стрелка-оператора в двух взаимно ортогональных плоскостях (в горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно) относительно "нулевого" направления ЛВ, при котором сигналы с датчиков ее углового положения равны нулю (в частности, относительно продольной оси подвижного носителя, если "нулевое" направление ЛВ совпадает с направлением его продольной оси);
гор
верт
ω, ω - угловые скорости перемещения ЛВ в двух взаимно ортогональных плоскостях (горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно);
ну
Δt - время неуправляемого полета ракеты - время полета ракеты с момента старта до момента начала формирования ее бортовой системой управления команд управления рулевым органом по сигналам рассогласования между ракетой и ЛВ. Сигналы рассогласования формируются бортовой системой управления ракеты по сигналам, поступающим с устройства ее наведения (оптического пеленгатора с устройством передачи команд наведения на борт ракеты, лазерной или радиолокационной систем наведения);
φ, ψ - максимальные допустимые угловые значения, в пределах которых обеспечивается заданная минимальная дальность боевого применения комплекса управляемого ракетного вооружения, размещенного на подвижном носителе.
Входящий в состав данного устройства блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты, соединенный с коммутатором цепи пуска ракеты и индикатором разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, правильней было бы назвать блоком формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению ЛВ прицела стрелка-оператора. Он действительно формирует сигнал разрешения пуска ракеты, но лишь по одному признаку - по признаку нахождения ЛВ прицела стрелка-оператора в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, задаваемой формулами (1). При этом подразумевается, что на ПУ находится ракета. Однако данное условие - наличие ракеты на выбранной ПУ - не всегда выполняется автоматически.
Дело в том, что на подвижном носителе, как правило, размещаются несколько ПУ (как вариант одна ПУ с несколькими направляющими для установки ракет). При этом в различных вариантах боевой загрузки подвижного носителя, который может быть оснащен и другими видами вооружения, кроме управляемых ракет, ракеты могут быть установлены не на всех из них, а лишь на некоторых. Кроме того, в боевых условиях часть из изначально установленных ракет или даже все ракеты могут быть израсходованы ранее - до момента принятия стрелком-оператором решения на применение ракеты для поражения конкретной выбранной цели. Поэтому рациональнее выдавать на индикатор стрелка-оператора совокупную или интегральную информацию о разрешении пуска ракеты, учитывающую выполнение обоих этих условий (нахождение ЛВ прицела стрелка-оператора в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне и наличие ракеты на выбранной ПУ). Нет смысла выдавать на индикатор стрелка-оператора информацию о разрешении пуска ракеты, если на выбранной ПУ ракеты нет. Эта в данном случае ложная информация лишь введет в заблуждение стрелка-оператора, который безрезультатно будет пытаться осуществить пуск ракеты, инициируя включатель сигнала "Пуск", что, очевидно, будет снижать скорострельность, а стало быть и эффективность комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе. Использование какого-либо другого индикатора для предоставления стрелку-оператору информации о наличии ракеты на ПУ усложняет работу стрелка-оператора, который при подготовке к пуску ракеты в боевой обстановке должен принимать во внимание информацию с обоих индикаторов, отвлекаясь от наблюдения за полем боя и слежения за уже выбранной целью, и приводит к тем же последствиям. Ввести же, например, в визир оптического прицела информацию с двух индикаторов, которая не затеняла бы часть изображения местности, не ухудшала бы качество видимости местности и в то же время могла бы различаться и восприниматься периферийным зрением оператора без затруднений, практически невозможно.
К недостаткам данного устройства можно отнести и то, что при формировании сигнала разрешения пуска ракеты не учитывается крен подвижного носителя. Дело в том, что ПУ, как правило, ориентируется не строго в направлении его продольной оси, а под некоторым углом к ней в вертикальной плоскости. Это вызвано необходимостью минимизировать вероятность соприкосновения ракеты с земной или водной поверхностью при ее «проседаниях», вызванных стартовыми возмущениями при сходе с ПУ, а также необходимостью обеспечения скорейшего и гарантированного попадания ракеты в поле зрения блока ее наведения. Для этого ПУ на подвижном носителе устанавливается с определенным углом возвышения относительно его продольной оси в вертикальной плоскости. При отсутствии крена подвижного носителя собственная система координат последнего совпадает с земной системой координат - проходящие через продольную ось подвижного носителя горизонтальная и вертикальная плоскости попарно параллельны горизонтальной и вертикальной плоскостям земной системы координат, - ось абсцисс которой совпадает с направлением продольной оси подвижного носителя. При крене носителя угол возвышения ПУ в вертикальной плоскости в земной системе координат (относительно плоскости земной поверхности) уменьшается. При значительных углах крена носителя это уменьшение оказывается существенным настолько, что может привести к соприкосновению стартовавшей ракеты с земной или водной поверхностью.
Кроме того, стартовавшая ракета имеет опорную систему координат, создаваемую имеющимся на ней гироскопом. Эта система координат совпадает с системой координат подвижного носителя в момент старта ракеты. В данной системе координат формируются команды управления рулевым органом ракеты, в которых присутствует в качестве одной из составляющих так называемая команда компенсации веса ракеты, формируемая в вертикальной плоскости. Ее назначение состоит в том, чтобы компенсировать воздействие гравитационного поля Земли (ускорения свободного падения g) на летящую ракету. (В противном случае ракета будет «проседать» ниже ЛВ цели до тех пор, пока команда управления в вертикальной плоскости, формируемая, например, по сигналам отклонения бортового инфракрасного маяка ракеты относительно ЛВ цели, не компенсирует это воздействие. При этом ракета в течение всего полета будет двигаться по траектории, лежащей ниже ЛВ цели). При наличии крена носителя в момент пуска ракеты его система координат, а следовательно, и система координат стартующей ракеты наклонена относительно земной системы координат на угол крена и направление действия команды компенсации веса ракеты не совпадает с земной вертикалью. При значительных углах крена подвижного носителя это может приводить к неполной компенсации воздействующего на ракету гравитационного поля земли и, как следствие, к «проседанию» ракеты ниже ЛВ цели. Кроме того, паразитная составляющая команды компенсации веса ракеты, появляющаяся из-за крена в горизонтальной плоскости, также будет смещать траекторию полета ракеты в сторону от ЛВ цели. В результате это приведет к снижению точности стрельбы, а стало быть и эффективности комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе. Поэтому целесообразно ввести ограничение на угол крена подвижного носителя при пуске ракеты.
Целью предложения является повышение эффективности комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе, за счет большей достоверности индицируемой стрелку-оператору информации о возможности (разрешении) пуска ракеты.
Для достижения технического результата в известное устройство [2], включающее прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора, включатель сигнала «Пуск» и индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, введены пусковая установка с датчиком наличия ракеты, датчик крена подвижного носителя, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и блок формирования сигнала пуска ракеты, причем входы блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты подключены к выходу блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, датчику наличия ракеты пусковой установки и датчику крена подвижного носителя соответственно, входы блока формирования сигнала пуска ракеты подключены к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и включателю сигнала "Пуск", а индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты.
На фиг.1 приведена функциональная схема заявляемого устройства.
На фиг.1 представлены прицел стрелка-оператора 1 с датчиками углов 2, 5 и угловой скорости 3, 4 линии визирования прицела стрелка-оператора в двух взаимно ортогональных плоскостях, блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора 6, индикатор углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора 7, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8, индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора 9, включатель сигнала «Пуск» 10, блок формирования сигнала пуска ракеты 11, пусковая установка 12 с датчиком наличия ракеты 13 и датчик крена подвижного носителя 14.
Устройство функционирует следующим образом. Сигналы с датчиков углового положения 2, 5 и угловой скорости 3, 4 ЛВ в каждой из двух взаимно ортогональных плоскостей поступают в блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора 6. С выхода блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора 6 сигналы угловых отклонений ЛВ в двух взаимно ортогональных плоскостях с поправками на упреждение, в случае наличия угловых скоростей ЛВ в этих плоскостях поступают на вход индикатора углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора 7, обеспечивая водителя подвижного носителя необходимой визуальной информацией для совмещения направления движения подвижного носителя с направлением ЛВ (т.е. с направлением на выбранную стрелком-оператором цель) с требуемой точностью. Когда ЛВ прицела стрелка-оператора окажется в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, на выходе блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора 6 будет сформирован сигнал разрешения пуска ракеты по данному признаку, поступающий далее на вход блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8. На два других входа блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8 поступает сигнал с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12 и датчика крена подвижного носителя 14 соответственно. При условии наличия ракеты на выбранной стрелком-оператором пусковой установке 12, нахождении ЛВ прицела стрелка-оператора в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне и допустимом для пуска ракеты крене подвижного носителя на выходе блока формирования интегрального сигнала разрешения 8 пуска ракеты формируется интегральный сигнал разрешения пуска ракеты, поступающий далее на вход блока формирования сигнала пуска ракеты 11, обеспечивая возможность формирования этим блоком запальных импульсов для запуска ракеты по нажатию стрелком-оператором включателя сигнала «Пуск» 10, и на индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора 9. При появлении на индикаторе разрешения пуска ракеты 9 символа разрешения пуска стрелок-оператор производит пуск ракеты нажатием включателя сигнала «Пуск» 10.
В качестве прицела 1 или в соответствии с используемой в настоящее время терминологией обзорно-прицельной системы (поскольку представляет собой не просто оптическое визирное устройство, а сложную систему, включающую в себя, например, стабилизатор, дальномер, обзорную систему, имеющую в своем составе до трех обзорных каналов (телевизионный, тепловизионный, оптический), частично (оптический пеленгатор) или полностью (лазерная система наведения) устройство наведения ракеты) может быть использован, например, оптический прицел с гиростабилизированным головным зеркалом.
В качестве датчиков углового положения ЛВ 2, 5 могут быть использованы, например, трансформаторные датчики типа СКТ225Д.
В качестве датчиков угловой скорости ЛВ 3, 4 могут быть использованы, например, потенциометры рукояток пульта наведения прицела, задающие скорость перемещения гиростабилизированного головного зеркала прицела, т.е. оптической оси или линии визирования.
Блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора 6 может быть выполнен, например, в соответствии с функциональной схемой блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, приведенной в описании прототипа [2], с дополнительным включением в ее состав аналого-цифрового преобразователя и контроллера для передачи информации об угловых отклонениях ЛВ прицела стрелка-оператора в двух взаимно ортогональных плоскостях на вход индикатора углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора в цифровом последовательном коде.
В качестве индикатора углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора 7 может быть использован, например, телевизионный индикатор водителя подвижного носителя, на котором индицируется, например, в виде прямоугольника угловая зона разрешенного пуска ракет. Положение ЛВ маркируется определенным символом, например перекрестием, перемещающимся по экрану телевизионного индикатора в зависимости от изменения углового отклонения ЛВ.
В качестве индикатора разрешения пуска ракеты стрелка-оператора 9 может быть использован, например, светодиод, введенный в окуляр прицела. Излучение светодиода фиксируется периферийным зрением стрелка-оператора.
Включатель сигнала «Пуск» 10 может быть реализован, например, в виде пусковой кнопки.
В качестве пусковой установки 12 с датчиком наличия ракеты 13 может быть использована, например, штатная авиационная пусковая установка АПУ-4/4 с четырьмя направляющими для установки ракет. При установке ракеты на направляющую происходит замыкание одного из контактов ее (направляющей) пускового разъема на корпус АПУ-4/4, связанный с корпусом подвижного носителя, с которым, в свою очередь, связаны корпуса всех блоков радиоэлектронной аппаратуры, установленной на подвижном носителе. При выборе стрелком-оператором той или иной направляющей сигнал «Корпус», поступающий с этого контакта в блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, будет являться информационным, указывающим на наличие ракеты на данной направляющей. При старте ракеты с направляющей контакт размыкается, прерывая поступление сигнала «Корпус» в блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8, что свидетельствует об отсутствии ракеты на данной направляющей.
Датчик крена подвижного носителя 14 может быть выполнен, например, в виде маятникового датчика, ось маятника которого параллельна или совпадает с продольной осью подвижного носителя. Датчик снабжен закрепленным на корпусе подвижного носителя потенциометром, выполненным, например, в виде полукольца. Выводы потенциометра подключены к источнику электропитания, а его средняя точка - к общему проводу этого источника. По потенциометру скользит закрепленный на маятнике контакт (движок). При крене подвижного носителя маятник будет сохранять неизменным свое вертикальное положение. Потенциометр же будет совершать колебательные движения относительно движка по часовой стрелке или против часовой стрелки в зависимости от крена подвижного носителя. Амплитуда сигнала с движка потенциометра в этом случае будет пропорциональна углу крена подвижного носителя.
Блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8 может быть выполнен, например, на базе компаратора и логической схемы «И». Сигнал, пропорциональный углу крена, поступает с датчика крена подвижного носителя 14 на один из входов компаратора, на другой вход которого подается сигнал, соответствующий предельно допустимому углу крена подвижного носителя. В том случае когда крен подвижного носителя не превышает предельного уровня, на один из входов логической схемы «И» поступает сигнал соответствующего уровня. На два других входа схемы «И» поступают соответственно сигналы с блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора 6 и с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12. При этом интегральный сигнал разрешения пуска ракеты будет формироваться на выходе блока только при выполнении всех трех условий - при нахождении ЛВ прицела стрелка-оператора в пределах разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, наличии ракеты на пусковой установке 12 и допустимом для пуска ракеты угле крена подвижного носителя.
Блок формирования сигнала пуска ракеты 11 может быть выполнен, например, в виде последовательно соединенных коммутатора и формирователя импульса (импульсов) нормированной длительности для инициирования запальных цепей ракеты. При этом сигнальный вход коммутатора соединен с включателем сигнала «Пуск» 10, а его управляющий вход - с выходом блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8.
Источники информации
1. DE, патент №2239983, 1976, кл. F41G 3/22.
2. Патент России №2087831, 1995, МПК F41G 3/22, B64D 7/08.