Спосіб пуску керованої ракети з транспортно-пускового контейнера

1. Спосіб пуску керованої ракети з транспортно-пускового контейнера, який включає наведення керованої ракети зі стартовим двигуном, що розташована всередині пускової труби транспортнопускового контейнера і яка утримується відносно неї фіксаторами, на ціль, приведення елементів бортової апаратури керованої ракети у робочий стан, вивільнення керованої ракети від фіксаторів пускової труби транспортно-пускового контейнера C2 2 (19) 1 3 При пуску керованого снаряду проводять наступні операції. Після наведення оператором марки прицілу на ціль та натискання кнопки «пуск» на пульті оператора проводять запуск турбогенератора і подають живлення до елементів бортової апаратури. Після цього виводять на робочий режим гіроскопічний розподільник та через деякий невеличкий час (1±0,2с) подають напругу на контакти електричного запалювача розгінного (стартового) двигуна. При спрацьовуванні електричного запалювача розгінного двигуна здійснюють загоряння заряду розгінного двигуна. Під дією тяги розгінного двигуна здійснюють початок руху керованого снаряда у пусковій трубі транспортно-пускового контейнера. Внаслідок цього відбувається загинання штифтів, що фіксують керований снаряд відносно пускової труби, а керована ракета стає повністю готовою до запуска. Далі розаретують (знімають з запобіжника) гіроскопічний розподільник, здійснюють спрацювання інерційного замикача та розчеплення бортового з'єднувача керованого снаряду і пускової труби транспортно-пускових контейнера, обривають запальні ланцюги розгінного двигуна, внаслідок чого забезпечують виліт керованого снаряду з пускової труби транспортно-пускового контейнера. Проте і спосіб пуску керованої ракети за способом пуску прототипу має ряд недоліків. Так, необхідність загинання штифтів, що фіксують керовану ракету відносно пускової труби транспортнопускового контейнера, при її старті внаслідок дії розгінного двигуна призводить до виникнення на пусковій трубі транспортно-пускового контейнера та зв'язаній з нею пусковій установці поперечних коливань, які особливо чутливі для легких за вагою переносних пускових установок. В результаті цього на керовану ракету, яка стартує, зі сторони пускової труби транспортнопускового контейнера діють поперечні збуджуючі впливи (негармонійні коливання), які призводять до наростання бовтання керованої ракети на початковому відрізку польоту. Це, у свою чергу, призводить до зниження надійності встрілювання керованої ракети у поле управління, і, як наслідок, до зниження вірогідності ураження цілі. Крім вищезазначених недоліків, спосіб пуску прототипу має підвищену небезпеку для обслуговуючого персоналу (стрілка). Це пов'язано з тим, що у разі відмови запальних ланцюгів розгінного двигуна (або самого розгінного двигуна) керована ракета не зможе вийти з пускової трубиконтейнера у той час, як усі бортові системи вже готові до спрацювання у зв'язку з наданням їм живлення. Тобто існує велика ймовірність спрацювання ракети і детонації заряду саме під час проведення пуску. В основу винаходу поставлена задача підвищення надійності встрілювання керованої ракети у поле керування та вірогідності ураження цілі з одночасним зменшенням небезпеки для обслуговуючого персоналу за рахунок введення до конструкції транспортно-пускового контейнера нових елементів, а також зміни послідовності виконання операцій способу. 87013 4 Вказана задача досягається тим, що у способі пуску керованої ракети з транспортно-пускового контейнера, який включає наведення керованої ракети зі стартовим двигуном, що розташована всередині пускової труби транспортно-пускового контейнера, і яка утримується відносно неї фіксаторами, на ціль, приведення елементів бортової апаратури керованої ракети у робочий стан, вивільнення керованої ракети від фіксаторів пускової труби транспортно-пускового контейнера і наступне проведення пуску керованої ракети, новим є те, що на транспортно-пусковому контейнері додатково розміщують електропірозамок, виконаний з можливістю механічного контакту з бічною поверхнею керованої ракети і електричного контакту з елементами бортової апаратури, а приведення бортової апаратури керованої ракети у робочий стан здійснюють після вивільнення керованої ракети від фіксаторів у пусковій трубі транспортнопускового контейнера. Корпус електропірозамка виконують пустотілим, у корпусі електропірозамка розміщують електрозапалювач з пороховою наважкою, а також поршень зі штоком з можливістю перпендикулярного переміщення відносно осі пускової труби транспортно-пускового контейнера і механічного контактування з мікроперемикачем, який встановлюють всередині пустотілого корпуса. Електропірозамок виконують з можливістю механічного і електричного контакту з елементом бортової апаратури у вигляді електрозапалювача термохімічної батареї. Перераховані ознаки способу складають сутність винаходу. Наявність причинно-наслідкового зв'язку між сукупністю істотних ознак винаходу і технічним результатом, що досягається, полягає в наступному. Вище було відзначено, у способі прототипа необхідність загинання штифтів, що фіксують керовану ракету відносно пускової труби транспортно-пускового контейнера, при її старті внаслідок дії розгінного двигуна призводить до виникнення на пусковій трубі транспортно-пускового контейнера та зв'язаній з нею пусковій установці поперечних коливань, які особливо чутливі для легких за вагою переносних пускових установок. Щоб запобігти цього, згідно пропонованого способу, на транспортно-пусковому контейнері додатково розміщують електропірозамок з корпусом з можливістю механічного контакту його елементів з бічною поверхнею керованої ракети і електричного контакту з елементами бортової апаратури. При цьому корпус електропірозамка виконують пустотілим, у корпусі електропірозамка розміщують електрозапалювач з пороховою наважкою, а всередині корпуса розташовують поршень зі штоком з можливістю перпендикулярного переміщення відносно осі пускової труби транспортнопускового контейнера і механічного контактування з мікроперемикачем, встановленим також всередині пустотілого корпуса. Таким чином, електропірозамок є одночасно і фіксатором, і елементом керування бортової апаратури, що дозволяє звільняти керовану ракету від 5 фіксації у пусковій трубі транспортно-пускового контейнера до початку приведення бортової апаратури керованої ракети у робочий стан, а не після, як у способах аналога [1] і прототипа [2]. У результаті цього на керовану ракету, яка стартує, зі сторони пускової труби транспортнопускового контейнера не діють поперечні збуджуючі впливи (негармонійні коливання), що зазвичай призводять до наростання бовтання керованої ракети на початковому відрізку польоту. Це, у свою чергу, приводить до підвищення надійності встрілювання керованої ракети у поле управління, і, як наслідок, до збільшення вірогідності ураження цілі. У свою чергу, за розробленим способом, приведення бортової апаратури керованої ракети у робочий стан здійснюють після вивільнення керованої ракети від фіксаторів у пусковій трубі транспортно-пускового контейнера. Це зовсім усуває небезпеку для обслуговуючого персоналу (стрілка), так як у разі відмови запальних ланцюгів розгінного двигуна (або самого розгінного двигуна) пуск керованої ракети можна надійно контролювати, тобто повністю виключити ситуацію, при якій можливо спрацювання ракети і детонації заряду саме під час проведення пуску. На Фіг.1-4 показані ілюстрації і схеми, що пояснюють реалізацію розробленого способу. На Фіг.1 показана схема керованої ракети, що розміщена всередині пускової труби транспортнопускового контейнера; на Фіг.2 показано вид А-А Фіг.1; на Фіг.3 показана блок схема запуска керованого снаряду за розробленим способом; на фіг.4 показано умовний перетин електропірозамка (у робочому стані). На Фіг.3 прийняті наступні позначення: ЕПЗ електропірозамок, ТПК - транспортно-пусковий контейнер, ТХБ - термохімічна батарея, ГК - гірокоординатор, БА - бортова апаратура, СД - стартовий (розгінний) двигун. Спосіб пуску керованої ракети з транспортнопускового контейнера полягає в наступному. Керовану ракету (1) зі стартовим двигуном (2) розміщують усередині пускової труби (на Фіг.1-4 не позначено) транспортно-пускового контейнера (3). При цьому для виключення поздовжніх переміщень керованої ракети (1) у транспортнопусковому контейнері (3) здійснюють її фіксацію відносно пускової труби (на Фіг.1-4 фіксатори не позначено) транспортно-пускового контейнера (3) за допомогою електропірозамка (4). Електропірозамкок (4) виконують у вигляді пустотілого корпуса, а також з можливістю механічного контакта з бічною поверхнею керованої ракети (1) - і електричного контакту з елементами бортової апаратури (див. Фіг.1-2, 4). На корпусі електропірозамка (4) розміщують піротехнічний електрозапалювач (7) з пороховою наважкою (8), а усередині корпуса розташовують поршень (6) зі штоком (5) з можливістю перпендикулярного переміщення відносно осі пускової труби транспортно-пускового контейнера (3) і механічного контактування з мікроперемикачем (9), встановленим також всередині пустотілого корпуса на його основі. 87013 6 Натисканням кнопки «пуск» (з пульта оператора чи з іншого зовнішнього джерела - див. Фіг.3) подають електричний імпульс на піротехнічний електрозапалювач (7), запалюючи порохову наважку (8), що знаходиться всередині нього (див. Фіг.4). Робочий газ високого тиску, що утворюється внаслідок запалення порохової наважки, подають у робочий об'єм корпуса електропірозамка (ЕПЗ) (4), внаслідок чого приводять у рух його поршень (6) зі штоком (5). За допомогою переміщення поршня (6) звільняють керовану ракету (1) від фіксації у пусковій трубі транспортно-пускового контейнера (ТПК) (3) до початку приведення бортової апаратури керованої ракети (1) у робочий стан, а не після, як у способах аналога [1] і прототипа [2]. Далі шляхом переміщення поршня (6) і штока (5) у крайнє положення (зліва на Фіг.4) замикають контакти мікроперемикача (9) електропірозамка (ЕПЗ) (4) і тим самим подають електричний імпульс на ініціювання (запалювання) електрозапалювача термохімічної батареї (ТХБ) бортового джерела живлення (на Фіг.1-4 не показано) керованої ракети (1). У процесі виходу термохімічної батареї (ТХБ) на робочий режим подають електричний імпульс на спрацьовування електрозапалювача (на Фіг.1-4 не позначено) аретира гірокоординатора (ГК) керованої ракети (1), здійснюють розаретування гірокоординатора (ГК) і його виведення на робочий режим. Таким чином, через 1±0,2 с від моменту подачі електричного живлення на електрозапалювач термохімічної батареї (ТХБ) бортового джерела живлення приводять усі елементи бортової апаратури (БА) керованої ракети (1) у робочий стан, внаслідок чого керована ракета (1) стає підготовленою до проведення безпечного і повністю контрольованого пуску. Від бортової апаратури (БА) подають електричний імпульс на електрозапалювач стартового двигуна (СД) (2), здійснюють запалення заряду (на Фіг.1-4 не позначено) стартового двигуна (СД) (2), забезпечуючи вихід керованої ракети (1) з транспортно-пускового контейнера (ТПК) (3). Подальший політ керованої ракети (1) здійснюють в автономному режимі у відповідності із заданим алгоритмом керування по програмі керованого польоту. Пропонований спосіб пуску керованої ракети з транспортно-пускового контейнера, що був апробований на макетних зразках при виконанні ДКР в державному підприємстві "ДержККБ "ЛУЧ" протягом 2005-2006 р., показав високу ефективність і надійність, а також цілковиту безпеку для обслуговуючого персоналу. Джерела інформації: 1. Управляемый реактивный снаряд 9М113. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат, 1974. - 96 с. 2. Управляемый снаряд 9М114. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 9М114. М.: Воениздат, 1982. - 104 с. 7 Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков 87013 8 Підписне Тираж 28 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601