Зенитная управляемая ракета 9М100
9M100 ANTI-AIRCRAFT GUIDED MISSILE

Область техники, к которой относится изобретение.
Изобретение относится к области военной техники, а именно к управляемым снарядам и ракетам, и может быть использовано при разработке управляемых снарядов и ракет.
Уровень техники.
Известно изобретение «Вращающаяся ракета» (патент GB №1188651, F42B 15/00, приоритет от 1970), имеющая крылья, боевую часть с взрывателем, аппаратуру управления с гироскопом и источник электропитания. Назначение гироскопа состоит в создании на ракете опорной системы отсчета (системы координат), относительно которой можно было бы измерять параметры ее движения, в частности угловую скорость вращения. Но наличие на ракете механического гироскопа, конструктивно сложного механизма, требующего значительного времени для приведения в рабочее состояние (раскрутку ротора), является ее недостатком.
Эта ракета с разной степенью раскрытия описана в:
- «Проектирование ЗУР» - М.: МАИ, 1999, с. 20;
- изобретение «Управляемый снаряд», патент RU 2114383 C1, F42B 15/00, дата публикации: 27.06.1998;
- изобретение «Управляемый снаряд», патент RU 2066832, F42B 15/00, дата публикации: 20.09.1996;
- изобретение «Guided projectile with power and control mechanism», патент US 7431237 B1, F42B 15/01, дата публикации: 02.10.2008.
В качестве прототипа изобретения может быть рассмотрено техническое решение, предложенное в изобретении «Ракета» (патент RU 2477444 C1, F42B 15/00, дата публикации 10.03.2014).
Сущность изобретения заключается в том, что в конструкцию вращающейся ракеты, содержащей крылья, боевую часть с взрывателем, аппаратуру управления, рулевые механизмы и источник электропитания введены последовательно соединенные волоконно-оптический гироскоп, выполняющий функцию углового датчика вращения ракеты по крену и интегратор, подключенный к аппаратуре управления.
Недостатками прототипа изобретения являются:
- невозможность управляемой стабилизации ракеты по всем осям, которая в прототипе осуществляется за счет вращения ракеты вокруг своей оси;
- плохая управляемость ракеты, связанная с сопротивлением вращающейся ракеты управлению положением ее оси как обычного гироскопа и прецессия оси ракеты при изменении ее положения в пространстве;
- избыточность аппаратуры управления, связанную с необходимостью формирования специальным вычислителем двух ортогональных опорных сигналов - двух периодически изменяющихся с частотой вращения ракеты опорных напряжений, сдвинутых относительно друг друга на четверть периода вращения ракеты, и последующей выработки на их основе команд управления ракетой по курсу и тангажу соответственно. Получаемые в результате сравнения управляющие сигналы логически складываются в блоке «исключающее ИЛИ», формируя сигнал управления рулевыми органами ракеты. При этом выход интегратора через дешифратор подключен к двум постоянным запоминающим устройствам (ПЗУ), в которые с требуемым уровнем дискретизации занесены значения функций, описывающих форму опорных сигналов при изменении аргумента от 0 до 2π, сдвинутых относительно друг друга на π/2. По мере увеличения показаний интегратора (цифрового сумматора), подключенный к нему дешифратор последовательно опрашивает ячейки ПЗУ, обеспечивая вывод записанных в них значений функций, описывающих с требуемой точностью форму опорных сигналов, на входы компараторов, где они сравниваются с командами управления ракетой по курсу и тангажу, поступающими, например, с бортового приемника радиокоманд ракеты;
- значительные знакопеременные нагрузки на рулевые механизмы и непрерывный расход энергии на регулярные, с частотой вращения ракеты, перекладки рулей снаряда для управления попеременно в каналах тангажа и рыскания;
- ограниченная полоса контура управления ракеты в каналах тангажа и рыскания, определяемая механической постоянной времени запаздывания перекладки рулей для управления попеременно в каналах тангажа и рыскания.
Указанные недостатки существенно снижает точность наведения ракеты, определяют невозможность достижения прямого попадания в малоразмерную цель.
Задачей предлагаемой конструкции является устранение недостатков прототипа, а именно максимальное увеличение управляемости ракеты и обеспечение, таким образом, высокой точности ее наведения, достижения возможности прямого попадания в малоразмерную цель.
Раскрытие сущности изобретения.
Сущность предлагаемого технического решения заключена в том, что для увеличения управляемости ракеты в ее конструкцию включают три волоконно-оптических гироскопа, три интегратора и трехканальную аппаратуру управления, обеспечивающую стабилизацию и управления рулевыми механизмами ракеты раздельно по трем каналам: крена, рыскания и тангажа без закрутки снаряда вокруг ее оси.
Осуществление изобретения.
Осуществление изобретения достигается исключением из состава аппаратуры управления ракетой специального вычислителя двух ортогональных опорных сигналов - двух периодически изменяющихся с частотой вращения ракеты опорных напряжений, сдвинутых относительно друг друга на четверть периода вращения ракеты и специального вычислителя выработки на их основе периодических команд управления ракетой по курсу и тангажу соответственно, и включением в состав аппаратуры управления ракетой трех волоконно-оптических гироскопов, трех интеграторов и трех каналов управления, обеспечивающих стабилизацию и управления рулевыми механизмами ракеты раздельно по трем каналам: крена, рыскания и тангажа без закрутки снаряда вокруг оси.
Положительный эффект предлагаемого технического решения заключается:
- в значительном увеличении управляемости ракеты и связанной с ней высокой точности наведения ракеты на цель;
- существенным упрощением аппаратуры управления;
- значительным снижением энергопотребления рулевыми механизмами.