СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ ПОЛЯ ПОРАЖЕНИЯ ОСКОЛОЧНО-ФУГАСНОЙ БОЕВОЙ ЧАСТИ РАКЕТЫ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD TO CONTROL ROCKET HIGH-EXPLOSIVE WARHEAD KILLABILITY FIELD CHARACTERISTICS AND DEVICE TO THIS END

Изобретение относится к оборонной технике и может быть использовано при создании боевых частей, в частности для высокоточных управляемых снарядов или ракет малого и среднего калибра.
Наиболее близким к изобретению является способ управления характеристиками поля поражения осколочно-фугасной боевой части ракеты, заключающийся в излучении двух действующих в разных диапазонах электромагнитного спектра неконтактных датчиков цели, в фиксации цели и определении стороны ее пролета на больших промахах радиометрическим датчиком цели, в фиксации цели и определении стороны ее пролета на малых промахах оптическим датчиком цели, формировании команды на подрыв электронным блоком расчета времени задержки, формировании поля поражения в направлении на цель за счет подачи команды на срабатывание предохранительно-исполнительного механизма, конечный узел которого смещен в сторону, противоположную стороне пролета цели [1].
Наиболее близким к изобретению является устройство управления характеристиками поля поражения осколочно-фугасной боевой части ракеты, которое содержит контактный датчик цели, радиометрический неконтактный датчик цели для фиксации цели и определения стороны пролета на больших промахах, оптический неконтактный датчик цели, предназначенный для определения стороны пролета на малых промахах, а также электронный блок расчета времени задержки подрыва, снабженный устройством, обеспечивающим подачу команды на срабатывание предохранительно-исполнительного механизма, конечный узел которого смещен в сторону, противоположную стороне пролета цели, осколочно-фугасную боевую часть направленно-кругового действия, характеризующуюся наличием разрывного заряда и взрывательного устройства, включающего предохранительно-исполнительные механизмы, конечные узлы которых радиально смещены относительно оси заряда [1].
Недостатками данных способа и устройства является низкая помехозащищенность, обусловленная неиспользованием предварительной информации о пространственном положении цели, полученной на основе анализа полярности сигналов от датчиков азимута и угла места головки самонаведения.
Технической задачей изобретения является повышение помехозащищенности за счет пространственной селекции цели.
Решение технической задачи достигается тем, что в способе управления характеристиками поля поражения осколочно-фугасной боевой части ракеты, включающем излучение двух действующих в разных диапазонах электромагнитного спектра неконтактных датчиков цели, фиксацию цели и определение стороны ее пролета на больших промахах радиометрическим датчиком цели, фиксацию цели и определение стороны ее пролета на малых промахах оптическим датчиком цели, формирование команды на подрыв электронным блоком расчета времени задержки, формирование поля поражения в направлении на цель за счет подачи команды на срабатывание предохранительно-исполнительного механизма, конечный узел которого смещен в сторону, противоположную стороне пролета цели, дополнительно команду на срабатывание предохранительно-исполнительного механизма формируют с учетом предварительно определенного сектора нахождении цели относительно продольной оси ракеты на основе сравнения полярности сигналов от датчиков азимута и угла места и селекции цели по пространственному признаку на основе сравнения сектора нахождения цели и стороны пролета цели, определяемых радиометрическим и оптическим датчиками цели.
Заявляемый способ реализуется в устройстве управления характеристиками поля поражения осколочно-фугасной боевой части ракеты, направленно-кругового действия с разрывным зарядом и взрывательным устройством, включающим предохранительно-исполнительные механизмы, конечные узлы которых радиально смещены относительно оси заряда, содержащем контактный датчик цели, радиометрический неконтактный датчик цели для фиксации цели и определения стороны пролета на больших промахах, оптический неконтактный датчик цели, предназначенный для определения стороны пролета на малых промахах, а также электронный блок расчета времени задержки подрыва с устройством, обеспечивающим подачу команды на срабатывание предохранительно-исполнительного механизма, конечный узел которого смещен в сторону, противоположную стороне пролета цели, отличающемся тем, что дополнительно снабжено датчиками азимута и угла наклона, установленными в головке самонаведения ракеты, блоком селекции цели, первый, второй, третий и четвертый входы которого соединены соответственно с входами приемных антенн радиометрического неконтактного датчика цели, входами приемных антенн оптического неконтактного датчика цели, датчика азимута и угла наклона головки самонаведения, а первый и второй выходы блока селекции цели соединены с первым и вторым входами электронного блока.
Кроме того, блок селекции цели выполнен из первого, второго, третьего и четвертого диодов, первого, второго, третьего и четвертого элементов И, первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого и восьмого ключей, первого и второго элементов ИЛИ, при этом первые, вторые, третий и четвертый входы блока селекции цели соединены с первыми входами пятого, шестого, седьмого, восьмого, первого, второго, третьего, четвертого ключей, с входами первого и одновременно второго диодов, с входами третьего и одновременно четвертого диодов, первый и третий диоды подключены по схеме обратного включения, второй и четвертый включены по схеме прямого включения, выходы первого, второго, третьего и четвертого диодов соединены соответственно с первыми входами второго и третьего, первого и четвертого, вторым входом третьего, вторыми входами четвертого, второго и первого элементов И, выходы первого, второго, третьего и четвертого элементов И соединены со вторыми входами соответственно первого и пятого, второго и шестого, третьего и седьмого, четвертого и восьмого ключей, выходы первого, второго, третьего и четвертого ключей соединены с входами первого элемента ИЛИ, выходы пятого, шестого, седьмого и восьмого ключей соединены со входами второго элемента ИЛИ, выходы второго и первого элементов ИЛИ являются соответственно первым и вторым выходами блока селекции цели.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, является следующая совокупность действий.
1. Команду на срабатывание предохранительно-исполнительного механизма формируют с учетом предварительно определенного сектора нахождения цели относительно продольной оси ракеты.
2. Сектор нахождения цели относительно продольной оси ракеты определяют на основе сравнения полярности сигналов от датчиков азимута и угла места головки самонаведения ракеты.
3. Селекцию цели по пространственному признаку определяют на основе сравнения сектора нахождения цели и стороны пролета цели, определяемых радиометрическим и оптическим датчиками цели.
Новыми элементами, обладающими существенными отличиями по устройству, являются: датчики азимута и угла наклона, установленные в головке самонаведения ракеты, блок селекции цели.
На фиг.1 изображена конструктивная схема устройства управления характеристиками поля поражения осколочно-фугасной боевой части ракеты, на фиг.2 - структурная схема устройства управления характеристиками поля поражения осколочно-фугасной боевой части ракеты, на фиг. 3 - схема определения сектора нахождения цели относительно продольной оси ракеты, на фиг.4 - структурная схема блока селекции цели.
Устройство управления характеристиками поля поражения осколочно-фугасной боевой части ракеты (фиг.1) содержит разрывной заряд 1 и взрывательное устройство, включающее предохранительно-исполнительные механизмы 2а и 2б, контактный датчик 3 цели, радиометрический неконтактный датчик цели, содержащий излучающую 4 и принимающую 5 антенны, предназначенный для фиксации цели и определения стороны пролета на больших промахах, блок расчета времени задержки подрыка 6.
Взрывательное устройство снабжено многоканальным оптическим неконтактным датчиком цели, содержащим излучающий 7а и 7б и принимающий 8а и 8б каналы, предназначенным для определения стороны пролета 9 на малых промахах, при этом электронный блок расчета времени задержки подрыва 6 снабжен устройством 10, обеспечивающим подачу сигнала на срабатывание предохранительно-исполнительного механизма 2а или 2б, конечный узел которого радиально смещен относительно оси заряда в сторону, противоположную стороне пролета.
Блок 11 селекции цели состоит из первого 12, второго 13, третьего 14 и четвертого 15 диодов, первого 16, второго 17, третьего 18 и четвертого 19 элементов И, первого 20, второго 21, третьего 22, четвертого 23, пятого 24, шестого 25, седьмого 26 и восьмого 27 ключей, первого 28 и второго 29 элементов ИЛИ, при этом первые, вторые группы, третий и четвертый входы блока 11 селекции соединены с первыми входами пятого 24, шестого 25, седьмого 26, восьмого 27, первого 20, второго 21, третьего 22, четвертых 23 ключей, одновременно с входами первого 12 и второго 13 диодов, одновременно с входами третьего 14 и четвертого 15 диодов, первый 12 и третий 14 диоды подключены по схеме обратного включения, второй 13 и четвертый 15 диоды включены по схеме прямого включения, выходы первого 12, второго 13, третьего 14 и четвертого 15 диодов соединены соответственно с первыми входами второго 17 и третьего 18, первого 16  и четвертого 18, вторым входом третьего 18, вторыми входами четвертого 19, второго 17 и первого 16 элементов И, выходы первого 16, второго 17, третьего 18 и четвертого 19 элементов И соединены со вторыми входами соответственно первого 20 и пятого 24, второго 21 и шестого 25, третьего 22 и седьмого 26, четвертого 23 и восьмого 27 ключей, выходы первого 20, второго 21, третьего 22 и четвертого 23 ключей соединены с входами первого 28 элемента ИЛИ, выходы пятого 24, шестого 25, седьмого 26 и восьмого 27 ключей соединены со входами второго 29 элемента ИЛИ, выходы второго 29 и первого 28 элементов ИЛИ являются соответственно первым и вторым выходами блока 11 селекции цели.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
Входящий в состав взрывательного устройства радиометрический неконтактный датчик цели осуществляет фиксацию цели и в случае реализации промаха, величина которого превышает расстояние между излучающей 4 и приемной 5 антеннами, определяет сторону пролета с дискретностью по экваториальному углу, определяемую количеством пар излучающих и принимающих антенн. Оптический неконтактный датчик цели осуществляет зондирование окружающего пространства на глубину, определяемую его чувствительностью. В случае реализации промаха, величина которого меньше предельного для оптического НДЦ, оптический сигнал, посланный его излучающим каналом 7б, отраженный от поверхности цели 9 и полученный принимающим каналом 8б, воспринимается принимающим блоком оптического НДЦ. Это также обеспечивает определение стороны пролета с дискретностью по экваториальному углу, определяемому количеством пар излучающих и принимающих блоков (фиг.1).
Осуществление пространственной селекции цели осуществляется следующим образом.
Сигналы с выходов приемных антенн (5, 8а) радиометрического и оптического датчиков поступают на первую и вторую группу блока 11 селекции цели, на третий и четвертый вход которого поступают сигналы с датчиков азимута и угла места.
В случае совпадения по пространственному положению цели, определяемой с одной стороны одним из выходов приемных антенн (5, 8а) радиометрического и оптического датчиков, а с другой стороны блоком селекции цели, происходит последовательная выдача сигналов на первый и второй входы электронного блока 6 расчета времени задержки подрыва (фиг.2).
Сигналы с датчиков азимута и угла места головки самонаведения ракеты поступают на третий и четвертый входы блока 11 селекции цели и соответственно на входы первого 12 и одновременно второго 13 диодов, третьего 18 и одновременно четвертого 19 диодов, с выходов которых в зависимости от полярности сигналов поступают на первые входы соответственно второго 17 и третьего 18 элементов И, первого 16 и четвертого 18 элементов, вторые входы третьего 18 элементов И, вторые входы четвертого 19, второго 17 и первого 16 элементов И.
В зависимости от сектора нахождения цели (фиг.3) сигнал с выхода одного из элементов И (первого 16, второго 17, третьего 18 и четвертого 19) поступает на вторые входы соответственно первого 20 и пятого 24, или второго 21 и шестого 25, или третьего 22 и седьмого 26, или четвертого 23 и восьмого 27 ключей, на первые входы одного из ключей (пятого 24, шестого 25, седьмого 26 и восьмого 27), в зависимости от стороны пролета цели, сигнал поступает с одного из выходов приемной антенны 5 радиометрического датчика, на первые входы одного из ключей (первого 20, второго 21, третьего 22, четвертого 23), в зависимости от стороны пролета цели, сигнал поступает от одной из приемной антенны 8а оптического датчика цели (фиг.4).
В случае совпадения сектора и направления стороны пролета цели, определяемых радиометрическим датчиком, сигнал с выхода одного из ключей (пятого 24, шестого 25, седьмого 26 и восьмого 27) поступает на один из входов второго 29 элементов ИЛИ.
В случае совпадения сектора и направления стороны пролета цели, определяемых оптическим датчиком, сигнал с выхода одного из ключей (первого 20, второго 21, третьего 22 и четвертого 23) поступает на один из входов первого 28 элементов ИЛИ.
Сигналы с выходов второго 29 и первого 28 элементов И последовательно поступают на первый и вторые входы электронного блока 6.
При получении сигнала о появлении цели и стороне ее пролета электронный блок 6 по величинам относительной скорости и угла встречи производит расчет задержки времени подрыва, после реализации устройство 10 выдает команду на срабатывание предохранительно-исполнительного механизма 2б, радиально смещенного относительно оси заряда в сторону, противоположную стороне пролета, соответствующей экваториальному направлению передающего и приемного каналов 7б и 8б оптического многоканального датчика.
Таким образом, применение предлагаемого устройства позволит повысить помехозащищенность за счет осуществление пространственной селекции цели.
Источники информации
1. Патент РФ на изобретение №2301958, кл. F42B 15/00, от 27.06.2007 г.