Спосіб прицілювання космічної ракети-носія на морській стартовій платформі

Реферат: Спосіб передстартового прицілювання космічної ракети-носія на морській стартовій платформі, заснований на оптико-електронному (ОЕ) двопроменевому методі зв'язку бортового приладу прицілювання зі світовими марками прицільної бази на місцевості. З врахуванням орієнтації та місцеположення морської стартової платформи задають на поверхні моря координати точок положення світлових морок прицільної бази, що знаходяться на двох спеціальних кораблях, направляють ці кораблі в ці точки та утримують кораблі в них. Осі світлових конусів марок орієнтують за азимутом та кутом місця на приладовий відсік ракети в точку положення бортового прицільного приладу. UA 72929 U (54) СПОСІБ ПРИЦІЛЮВАННЯ КОСМІЧНОЇ РАКЕТИ-НОСІЯ НА МОРСЬКІЙ СТАРТОВІЙ ПЛАТФОРМІ UA 72929 U UA 72929 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Запропонований спосіб належить до області геодезії, зокрема до методів геодезичної азимутної прив'язки ракет. Відомі різні способи і системи прицілювання ракет: - автоколімаційний метод [1], - спосіб двопроменевої прив'язки прицільної бази з автономним визначенням бази гіротеодолітами [2, 3, 4], при цьому в сучасних системах прицілювання широко застосовується автоматичні оптико-електронні прилади [4] - гіростабілізаційні методи [3, 5]. Недоліком перерахованих способів прицілювання є обов'язкові вимоги стабільності прицільної бази, закріпленої на місцевості. Як аналог, що приймається за прототип, можна прийняти автоматизований спосіб двопроменевої прив'язки прицільної бази [4], в основу якого закладений спосіб вимірювання кутів теодолітом [6], при визначенні азимута гіротеодолітом [7]. Задачею корисної моделі є створення способу прицілювання космічної ракети-носія на морській стартовій платформі, що дозволяє одержувати високу точність при обліку поточного вимірювання координат прицільної бази на морській поверхні. Поставлена задача вирішується за рахунок створення способу передстартового прицілювання космічної ракети-носія на морській стартовій платформі, заснований на оптикоелектронному (ОЕ) двопроменевому методі зв'язку бортового приладу прицілювання зі світовими марками прицільної бази на місцевості, який відрізняється тим, що з врахуванням орієнтації та місцеположення морської стартової платформи задають на поверхні моря координати точок положення світлових морок прицільної бази, що знаходяться на двох спеціальних кораблях, направляють ці кораблі в ці точки та утримують кораблі в них, при цьому осі світлових конусів марок орієнтують за азимутом та кутом місця на приладовий відсік ракети в точку положення бортового прицільного приладу, при цьому вимірюють кут неузгодження між напрямом чутливої вісі бортового приладу прицілювання і напрямом прицільної бази, що створюється світловими марками на кораблях, місцеположення яких контролюють за допомогою GPS-приймачів на кораблях поточні координати марок, які дистанційно передають на центральний пост управління прицілювання, де за відомим фактичним азимутом та виміряному значенню кута неузгодження в приборі прицілювання вираховують кут азимутального повороту чутливого елементу (ЧЕ) гіроприладу ракети, як різницю між заданим в польотному завданні азимутом вісі ЧЕ та фактичним азимутом прицільної бази. Технічним результатом запропонованого рішення є підвищення точності передстартового прицілювання космічної ракети-носія в умовах відкритого моря, при цьому забезпечується високоточне відстежування азимутального положення чуттєвого елементу ракети. На фіг. 1 представлена блок-схема системи для реалізації запропонованого способу. І, ІІ - навігаційно-геодезичні системи (НГС) кораблів азимутальної прив'язки (далі КАП-1 і КАП-2); 1, 2 - блоки світлових модульованих сигналів марок КАП; 3,4 - блок управління НГС КАП; 5, 7 - прийомо-передавальні пристрої радіозв'язку КАП; 6-8 - приймачі супутникових сигналів GPS КАП; 9, 10 - блоки навігаційних приладів НГС КАП; III - морська стартова платформа (МСП); 11 - центральний пост управління прицілюванням ракети; 12 - блок обробки інформації; 13 - передавачі радіозв'язку МСП; 14 - гірокомпас МСП; 15 - оптико-електронний прилад прицілювання ракети; 16 - гіроприлад ракети; 17 - приймач супутникових сигналів GPS на МСП; 18, 20 - об'єктиви ОЕ каналів; 19, 21 - фотоприймальні матриці ОЕ каналів; 22 - блок порівняння азимутального положення сигналів. Система прицілювання працює таким чином: при включенні системи за командою блока 11 (центральний пост управління МСП на фіг. 1) блок 12 приймає інформацію від блоків 14, 17, 18 та обробляє її, визначаючи орієнтацію і місцеположення МСП (ракети-носія), а також визначаючи координати точок в які повинні ввійти кораблі азимутної прив'язки КАП-1 і КАП-2 і азимути осей світлових сигналів блоків 1 і 2. 1 UA 72929 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 З блоку 11 передають команду на КАП-1 і КАП-2 через блоки 13, 5 і 7 зайняти позиції в заданих точках з координатами, визначеними блоком 12. В процесі виходу КАП-1 і КАП-2 на задані позиції залежно від орієнтації МСП відповідно блок 12 коректує задані координати точок КАП-1 і КАП-2 і азимутальне положення осей світлових сигналів блоків 1 і 2. У момент виходу КАП-1 і КАП-2 на задані координати і заданого орієнтування осей світлових сигналів блоків 1 і 2 блоки 3 і 4 повідомляють про це в блок 11 через блоки 5, 7, 13. При цьому прилад 15 подає сигнал в блок 11 про наявність світлових сигналів блоків 1 і 2 в полі зору приладу 15. З блоку 11 подають команду в прилад 15 на проведення вимірювання величини світлових блоків 1 і 2. Прилад 15 передає виміряну величину азимутального узгодження в блок 12, який коректує сигнал, визначаючої положення чутливого елемента гіроприладу ракети-носія. На фіг. 2 показана блок-схема ОЕ приладу прицілювання ракети 15. Прилад виконано двоканальним аналогічно двохпроменевому приладу описаному в [2]. Кожний з двох ОЕ каналів містить об'єктив (18, 20) та фотоприймальну матрицю (19, 21) з передпідсилювачем сигналу. Також прилад 15 містить блок 22 - порівняння азимутального положення сигналів 1 та 2 та поточного значення азимута контрольно стикувальної площини гіроприладу ракети. Елементи каналів 18, 19, 20 та 21 жорстко установлені в єдиному корпусі. Стикувальні площини цього корпусу та візирні осі каналів 18-19 та 20-21 жорстко встановлені в паралельних площинах, при цьому візирні осі симетричні відносно вертикальної осі ракети. Відзначимо, що кожний КАП має автономну НГС і одержує від блоку 12 тільки задані координати і азимут осі світлового сигналу. При цьому НГС КАП самостійно визначає свій курс і обчислює пеленг вісі світлового сигналу. Наприклад, блок управління 3 в НГС КАП - 1 одержуючи дані про поточне місцеположення, курс, швидкості ходу та ін. від блоків 6 і 9, визначає необхідні сигнали для управління кораблем і поворотним механізмом блоку 1, щоб утримувати КАП-1 в зоні заданої блоком 12 точки з визначено допустимою точністю і утримувати вісь світлового променя блоку 1 в заданому азимуті. Аналогічно виконує роботу НГС КАП - 2. Таким чином, запропонована технологія забезпечує азимутальне прицілювання чутливого елементу ракети-носія на морській стартовій платформі з достатньо високою точністю, яка залежить в основному від віддаленості кораблів азимутної прив'язки платформи. При невеликому хвилюванні моря і дистанції між КАП-1 і КАП-2 приблизно 5 км можна досягти точності не гірше 30 кут. сек. Джерела інформації: 1. Ефимов М.Ф. Следящие системы с оптическими связями. - М.: Энергия, 1969.-184 с. - ст. 15. 2. Кашеваров Ю.Б., Гироскопическое ориентирование. - М.: Воениздат, 1964.-210 с. 3. Назаров Б.И. Гироскоп на ракете. - М: Воениздат, 1964.-170 с. 4. Ефимов М.В. Прицеливание баллистических ракет. - М: Воениздат, 1968.-120 с.-ст. 33-35. 5. Ягодкин В.В., Хлебников Г.А. Гироприборы баллистических ракет. - М.: Воениздат, 1967.191 с. - ст. 25, 26. 6. Островський А.Л., Мороз О.І., Тарнавський В.Л., Геодезія частина II: підручник для вузів. Львів. НУ "Львівська політехніка", 2007.-508 с -ст. 160-171. 7. Афанасьев В.Г., Муравьев А.В. Геодезия и маркшейдерское дело в транспортном строительстве. - М.: Недра, 1987.-440 с. - ст. 277-287. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 50 55 60 Спосіб передстартового прицілювання космічної ракети-носія на морській стартовій платформі, заснований на оптико-електронному двопроменевому методі зв'язку бортового приладу прицілювання зі світовими марками прицільної бази на місцевості, який відрізняється тим, що з врахуванням орієнтації та місцеположення морської стартової платформи задають на поверхні моря координати точок положення світлових марок прицільної бази, що знаходяться на двох спеціальних кораблях, направляють ці кораблі в ці точки та утримують кораблі в них, при цьому осі світлових конусів марок орієнтують за азимутом та кутом місця на приладовий відсік ракети в точку положення бортового прицільного приладу, при цьому вимірюють кут неузгодження між напрямом чутливої осі бортового приладу прицілювання і напрямом прицільної бази, що створюється світловими марками на кораблях, місцеположення яких контролюють за допомогою GPS-приймачів на кораблях поточні координати марок, які дистанційно передають на центральний пост управління прицілювання, де за відомим 2 UA 72929 U фактичним азимутом тавиміряному значенню кута неузгодження в приборі прицілювання вираховують кут азимутального повороту чутливого елементу гіроприладу ракети, як різницю між заданим в польотному завданні азимутом осі чутливого елементу та фактичним азимутом прицільної бази. Комп’ютерна верстка А. Крижанівський Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3