Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЭЛЕКТРОПИТАНИЕМ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ И УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Предлагаемое изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к управляемым по проводам снарядам и ракетам, не имеющим на своем борту собственного источника постоянного тока, выстреливаемым из транспортно-пускового контейнера, а также может быть использовано при разработке автоматики летательных аппаратов.

В настоящее время на управляемых ракетах широкое использование нашел способ обеспечения электропитанием бортовой аппаратуры управляемой ракеты от собственного источника постоянного тока.

Известен способ (он же является прототипом) обеспечения электропитанием бортовой аппаратуры управляемой ракеты и управляемая ракета для его осуществления [1]. Сущность способа заключается в обеспечении электропитанием бортовой аппаратуры управляемой ракеты от собственного источника постоянного тока, установленного на борту ракеты.

Указанный способ обеспечения электропитанием бортовой аппаратуры управляемой ракеты реализуется в управляемой ракете в транспортно-пусковом контейнере с батареей для электропитания наземной аппаратуры управления ракетой, содержащей две батареи для питания бортовой аппаратуры, катушку проводной линии связи, силовой привод системы управления, выполняющий функции блока рулевого привода, предохранительно-исполнительные механизмы основной и дополнительной боевых частей и устройство временной задержки для обеспечения задержки срабатывания основной боевой части относительно дополнительной боевой части.

Недостатком указанного способа и управляемой ракеты для его осуществления является ухудшение эксплуатационных характеристик управляемой ракеты за счет снижения надежности и увеличения массы и габаритов ракеты из-за установки батарей на борту ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение эксплуатационных характеристик ракеты за счет повышения надежности и снижения массы и габаритов ракеты путем исключения бортовой батареи.

Для достижения поставленной задачи в предлагаемом способе процесс обеспечения электропитанием бортовой аппаратуры разбивают на две фазы:

- на первой фазе накапливают электрическую энергию от источника постоянного тока наземной аппаратуры управления ракетой за отрезок времени от момента старта ракеты до обрыва линии связи между ракетой и источником постоянного тока наземной аппаратуры управления;

- на второй фазе пополняют накопленную электрическую энергию от импульсов ЭДС самоиндукции, возникающих в катушках управляющих электромагнитов блока рулевого привода ракеты под действием сигналов управления, подаваемых с наземной аппаратуры управления на ракету во время ее полета.

Выбор такого технического решения для обеспечения электропитанием бортовой аппаратуры управляемой ракеты объясняется следующим. На первой фазе происходит накопление электрической энергии. Однако накопленная на первой фазе электрическая энергия из-за ее потребления бортовой аппаратуры может уменьшиться в процессе полета ракеты до величины ниже допустимой. Для компенсации потерь электрической энергии введена вторая фаза - пополнение накопленной на первой фазе электрической энергии от импульсов ЭДС самоиндукции, возникающих в катушках управляющих электромагнитов блока рулевого привода ракеты. Накопление электрической энергии только от импульсов ЭДС самоиндукции невозможно, т.к. к моменту начала управления ракетой невозможно накопить необходимую электрическую энергию из-за их малой мощности и малого промежутка времени от момента старта ракеты до обрыва линии связи между ракетой и транспортно-пусковым контейнером, в котором расположена батарея для электропитания наземной аппаратуры управления ракетой.

Указанный способ обеспечения электропитанием бортовой аппаратуры управляемой ракеты реализуется в управляемой ракете в транспортно-пусковом контейнере с батареей для электропитания наземной аппаратуры управления ракетой, содержащей катушку проводной линии связи, блок рулевого привода с катушками управляющих электромагнитов, предохранительно-исполнительные механизмы основной и дополнительной боевых частей и устройство временной задержки для обеспечения задержки срабатывания основной боевой части относительно дополнительной. Вновь в ракету введены преобразователь переменного напряжения в постоянное, обрываемая проводная линия связи между ракетой и источником постоянного тока наземной аппаратуры и накопители электрической энергии предохранительно-исполнительных механизмов и устройства временной задержки, при этом входы всех накопителей электрической энергии соединены через обрываемую проводную линию связи с батареей транспортно-пускового контейнера, а также с выходом преобразователя напряжения, вход которого соединен с одной из катушек управляющих электромагнитов блока рулевого привода, а катушки управляющих электромагнитов соединены между собой и с выходом катушки проводной линии связи, вход которой соединен через транспортно-пусковой контейнер с наземной аппаратурой.

Предлагаемое техническое решение позволяет получить повышение эксплуатационных характеристик управляемой ракеты за счет повышения надежности и снижения массы и габаритов ракеты путем исключения из состава ракеты бортовой батареи и введения вместо нее накопителей электрической энергии, преобразователя переменного напряжения в постоянное напряжение и обрываемой проводной линии связи между ракетой и транспортно-пусковым контейнером, надежность функционирования которых выше надежности функционирования батареи, а масса и габариты их значительно меньше массы и габаритов батареи.

На чертеже изображена структурная схема управляемой ракеты и ее соединение с наземной аппаратурой управления ракетой (НАУ), позволяющая осуществить предлагаемый авторами способ обеспечения электропитания бортовой аппаратуры управляемой ракеты и включающая в себя:

1. Накопитель электрической энергии предохранительно-исполнительного механизма (ПИМа) дополнительной боевой части.

2. Предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ) дополнительной боевой части.

3. Накопитель электрической энергии предохранительно-исполнительного механизма (ПИМа) основной боевой части.

4. Предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ) основной боевой части.

5. Накопитель электрической энергии электронного устройства временной задержки.

6. Электронное устройство временной задержки.

7. Обрываемая проводная линия связи.

8. Батарея транспортно-пускового контейнера.

9. Транспортно-пусковой контейнер.

10. Преобразователь переменного напряжения в постоянное напряжение.

11. Блок рулевого привода с катушками управляющих электромагнитов.

12. Катушка проводной линии связи.

13. Наземная аппаратура управления (НАУ).

Примеры реализации вновь введенных элементов

Преобразователь переменного напряжения в постоянное напряжение представляет собой двухполупериодный выпрямитель напряжения, совмещенный с ограничителем импульсов напряжения, преобразующий импульсные сигналы в постоянное напряжение, необходимое для электропитания бортовой аппаратуры ракеты.

Пример выполнения выпрямителя напряжения: “Источники вторичного питания”, издательство “Радио и связь”, 1983 г., рисунок 6.4.

Пример выполнения ограничителя импульсов напряжения: “Источники электропитания на полупроводниковых приборах”, издательство “Советское Радио”, 1969 г., рисунок 11,8а.

Обрываемая проводная линия связи между ракетой и транспортно-пусковым контейнером выполнена, например, в виде двух проводов, соединяющих ракету с батареей транспортно-пускового контейнера, длину которых до места их обрыва выбирают исходя из времени, необходимого для накопления электрической энергии на накопителях электрической энергии бортовой аппаратуры ракеты от батареи транспортно-пускового контейнера при старте ракеты, но не превышающего время начала управления ракетой после ее старта.

Накопитель электрической энергии представляет собой, например, конденсатор.

Электронное устройство временной задержки состоит из мультивибратора для создания времени задержки, запускаемого при срабатывании предохранительно-исполнительного механизма дополнительной боевой части, и электронного ключа для обеспечения срабатывания предохранительно-исполнительного механизма основной боевой части по истечении времени задержки, выполненных на полупроводниковых микросхемах.

Пример выполнения мультивибратора: “Расчет и проектирование импульсных устройств на транзисторах”, издательство “Советское Радио”, 1964 г., рисунок 5.2.

Пример выполнения электронного ключа: “Справочник по основам электронной техники”, издательство Киевского университета, 1972 г., рисунок 12-30.

Известные элементы, указанные в ограничительной части формулы изобретения, аналогичны прототипу.

Составные части в ракете соединены следующим образом.

Входы накопителя электрической энергии 1 дополнительной боевой части, накопителя электрической энергии 3 основной боевой части, накопителя электрической энергии 5 электронного устройства временной задержки соединены через обрываемую проводную линию связи 7 с батареей 8 транспортно-пускового контейнера 9, а также с выходом преобразователя переменного напряжения в постоянное напряжение 10, вход которого соединен с одной из катушек управляющих электромагнитов блока рулевого привода 11, при этом катушки управляющих электромагнитов соединены между собой и с выходом катушки проводной линии связи 12, вход которой соединен с транспортно-пусковым контейнером 9.

Обеспечение электропитанием бортовой аппаратуры при пуске и полете управляемой ракеты происходит следующим образом.

При старте управляемая ракета вылетает из транспортно-пускового контейнера 9. Через обрываемую проводную линию связи 7 напряжение с батареи 8 подается на накопители электрической энергии 1, 3, 5 предохранительно-исполнительных механизмов основной и дополнительной боевых частей 2, 4 и электронного устройства временной задержки 6 ракеты. С момента старта ракеты и до обрыва проводной линии связи 7 происходит накопление электрической энергии в накопителях электрической энергии 1, 3, 5 от батареи 8 транспортно-пускового контейнера 9.

Во время полета ракеты с наземной аппаратуры управления ракетой (НАУ) 13 через транспортно-пусковой контейнер 9 и соединенную с ним катушку проводной линии связи 12 подаются релейные сигналы управления на катушки управляющих электромагнитов блока рулевого привода 11. В катушках управляющих электромагнитов протекает импульсный ток. При протекании тока в катушках управляющих электромагнитов возникают импульсы ЭДС самоиндукции, превышающие по величине напряжение сигналов управления. С одной из катушек управляющих электромагнитов блока рулевого привода сигналы управления и импульсы ЭДС самоиндукции подаются на вход преобразователя напряжения 10, где они преобразуются в постоянное напряжение. С выхода преобразователя 10 постоянное напряжение подается на входы накопителей электрической энергии 1, 3, 5 для пополнения накопленной на них от батареи 8 транспортно-пускового контейнера 9 электрической энергии.

Электрическое сопротивление катушки проводной линии связи 12 и катушек управляющих электромагнитов блока рулевого привода 11 выбраны таким образом, что величина сигналов управления, снимаемых с катушки управляющих электромагнитов и подаваемых на вход преобразователя напряжения 10, равна или меньше величины напряжения, накопленного на накопителях 1, 3, 5 от батареи 8 транспортно-пускового контейнера 9.

Поэтому пополнение электрической энергии на накопителях электрической энергии 1, 3, 5 происходит только от импульсов ЭДС самоиндукции, возникающих при протекании тока в катушках управляющих электромагнитов блока рулевого привода 11, что не сказывается на уменьшении энергии сигналов управления и, следовательно, не влияет на управление ракетой.

Накопленная в накопителях 1, 3, 5 электрическая энергия подается на предохранительно-исполнительные механизмы 2, 4 основной и дополнительной боевых частей и электронного устройства временной задержки 6 для их электропитания во время полета управляемой ракеты

Источник информации

1. “Техника и вооружение сухопутных войск капиталистических государств”, издательство “Центральный научно-исследовательский институт информации и технико-экономических исследований”, выпуск 20, 1988 г., стр.3…5.