Изобретение относится к военной технике, в частности к средствам поражения воздушных целей.
Известно применение глобальных навигационных систем для определения координат объекта с использованием спутников специального назначения.
Если известно расстояние до одного спутника, то координаты приемника определить нельзя (он может находиться в любой точке сферы радиусом, описанной вокруг спутника). Пусть известна удаленность приемника от второго спутника.

В этом случае определение координат также не представляется возможным — объект находится на окружности, которая является пересечением двух сфер. Расстояние до третьего спутника сокращает неопределенность в координатах до двух точек. Этого уже достаточно для однозначного определения координат — дело в том, что из двух возможных точек расположения приемника лишь одна находится на поверхности Земли (или в непосредственной близости от нее), а вторая, ложная, оказывается либо глубоко внутри Земли, либо очень высоко над ее поверхностью. Таким образом, для трехмерной навигации теоретически достаточно знать расстояния от приемника до 3 спутников.
Глобальная Навигацио́нная Спу́тниковая Систе́ма (ГЛОНА́СС) — советская и российская спутниковая система навигации, разработана по заказу Министерства обороны СССР. Одна из двух функционирующих на сегодня систем глобальной спутниковой навигации. Основой системы должны являться 24 спутника, движущихся над поверхностью Земли в трёх орбитальных плоскостях с наклоном орбитальных плоскостей 64,8° и высо-той 19 100 км. Принцип измерения аналогичен американской системе навигации NAVSTAR GPS. В настоящее время развитием проекта ГЛОНАСС занимается Федеральное космическое агентство (Роскосмос) и ОАО «Российские космические системы»..
Российская глобальная навигационная спутниковая система (ГЛОНАСС) предназначена для оперативного навигационно-временного обеспечения неограниченного числа пользователей наземного, морского, воздушного и космического базирования. Доступ к гражданским сигналам ГЛОНАСС в любой точке земного шара на основании указа Президента РФ предоставляется российским и иностранным потребителям на безвозмездной основе и без ограничений.
Для обеспечения коммерциализации и массового внедрения технологий ГЛОНАСС в России и за рубежом Постановлением Правительства РФ в июле 2009 г. был создан «Федеральный сетевой оператор в сфере навигационной деятельности», функции которо-го были возложены на ОАО «Навигационно-информационные системы».
Основное отличие от системы GPS в том, что спутники ГЛОНАСС в своем орбитальном движении не имеют резонанса (синхронности) с вращением Земли, что обеспечивает им большую стабильность. Таким образом, группировка КА ГЛОНАСС не требует дополнительных корректировок в течение всего срока активного существования. Тем не менее, срок службы спутников ГЛОНАСС заметно короче.
Зенитная ракета (рис. 1…14) содержит разгонную и маршевую ступени 1 и 2, соответственно, и головную часть 3, в которой установлено взрывное устройство 4, система самонаведения 5 и контактный взрыватель 6. Кроме того, внутри головной части 3 установлен бортовой компьютер 7, который электрическими связями 8 соединен с бортовым источником энергии 9. Зенитная ракета имеет три группы стабилизаторов: нижние стабилизаторы 10, средние стабилизаторы 11 и верхние стабилизаторы 12. Применение верхних стабилизаторов 12 не обязательно.
Разгонная ступень 1 содержит корпус 13, осесимметричной формы. Внутри корпуса 13 выполнена тепловая изоляция 14 и установлен ракетный двигатель твердого топлива 15 (РДТТ). Ракетный двигатель твердого топлива 15 имеет заряд твердого топлива 16 и запальное устройство 17. Также внутри корпуса 13 установлен блок управления 18 разгонной ступени 1, соединенный электрической связью 8 с бортовым компьютером 7.

Маршевая ступень 2 содержит корпус 19 , внутри которого установлены баки окислителя и горючего 20 и 21, соответственно. Предпочтительно баки 20 и 21 выполнить торроидальной формы.
Также внутри корпуса 19, вдоль его оси в центральной части установлен ЖРД (жидкостный ракетный двигатель) — 22. Жидкостный ракетный двигатель 22 состоит из камеры сгорания 23 и ТНА 24. Камера сгорания 23 имеет головку 25, цилиндрическую часть 26 и сопло 27 (рис. 2).

Турбонасосный агрегат 24 (рис. 1 и 2) содержит основную турбину 28, насос окислителя 29, насос горючего 30, дополнительный насос горючего 31 и пусковую турбину 32, к которой присоединена выхлопная труба 33. Над ТНА 24 установлен газогенератор 34. Основная турбина 28 и головка 28 камеры сгорания 23соединены газоводом 35. Камера сгорания 23 выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внешнюю стенку 36, внутреннюю стенку 37 с зазором 38 между ними. В нижней части сопла 27 выполнен нижний коллектор 39, полость которого соединена с зазором 38 и к нему подсоединен трубопровод горючего 40, содержащий клапан горючего 41. Другой конец трубопровода горючего 40 соединен с выходом из насоса горючего 30 (рис. 2). ЖРД 22 оборудован системой продувки, которая содержит баллон инертного газа 42, трубопровод продувки 43 с клапаном продувки 44. Трубопровод продувки 33 присоединен к нижнему коллектору 39.

Зенитная ракета оборудована четырьмя управляющими соплами 45 (рис. 1, 2 и 13). управляющие сопла 45 работают сначала на сжатом воздухе, а потом — на «кислом» газе, т. е. продуктах сгорания в газогенераторе 34 с избытком окислителя, но имеющих относительно большую температуру от 500 до 700 0С. Для этого, к основной турбине 30 ( к входу или выходу) присоединены трубопроводы отбора газа 46, содержащие регуляторы расхода 47. Управляющие сопла 45 могут быть установлены внутри нижних стабилизаторов 3 (рис. 6) или в мотогондолах 36 обтекаемой формы (рис. 7 и 8).

Такая компоновка управляющих сопел 45 позволяет перенести их на большее расстояние от продольной оси зенитной ракеты и увеличить эффективность управления при меньшей силе тяги этих сопел.
Выход насос окислителя 30 трубопроводом окислителя 49, содержащим клапан окислителя 50 соединен с входом в газогенератор 34. Выход из дополнительного насоса горючего 31 трубопроводом 51, содержащим регулятор расхода 52 и клапан высокого давления 53 соединен со входом в газогенератор 34.

ЖРД 22 также оборудован системой запуска, которая содержит баллон сжатого воздуха 54, трубопровод высокого давления 55 с пусковым клапаном 56. Трубопровод 55 присоединен к входу в пусковую турбину 32 (рис. 2).
Бак окислителя 20 ракетным трубопроводом 57, содержащим ракетный клапан 58 соединен с ТНА 24, конкретно со входом в насос окислителя 30 аналогично бак горючего 21 ракетным трубопроводом 59, содержащим ракетный клапан 60 соединен с ТНА 24, конкретно со входом в насос горючего 30.
На камере сгорания 23 установлены запальные устройства 61, а на ТНА 24 – запальные устройства 62. ТНА 24 закреплен на камере сгорания 23 при помощи двух кронштейнов 63 и шарниров 64 и 65.

Баки окислителя и горючего 20 и 21 (рис. 1) оборудованы системами наддува, которые содержат баллон сжатого воздуха 66. Бак окислителя 20 трубопроводом наддува 67, содержащим клапан наддува 68 соединен с баллоном сжатого воздуха 66, аналогично бак горючего 21 трубопроводом надува 69, содержащим клапан наддува 70 соединен с баллоном сжатого воздуха 66.
Кроме того, зенитная ракета имеет систему управления, содержащую бортовой компьютер 7, соединенный электрической связью 8 с контроллером управления 71. В систему управления входят приемно-передающее устройство 72, к которому присоединена антенна 73 и приемное устройство системы дистанционного позиционирования 74, к которому электрической связью 8 присоединена антенна 75. В систему входят спутники 76, связь с которыми осуществляется по радиоканалу 77.
К контроллеру управления 71 присоединены датчики, в том числе акселерометр 78 и магнетометр 79. К контроллеру управления 72 присоединены взрывное устройство 4 и запальное устройство 17 (рис. 1 и 2). Акселерометр 78 и магнетометр 79, для измерения углов ориентации торпеды в движении (полете), которые соединены с контроллером управления 71 (рис. 1, 2 и 13).
На маршевой ступени 2 установлен дополнительный баллон сжатого воздуха 80, к которому присоединены трубопроводы 81, соединенные с соплами управления 45. В каж-дом трубопроводе 81 установлены регуляторы 82 (рис. 1, 2, 6…8).
Внутри камеры сгорания 23 (фиг. 13) выполнены наружная плита 83 и внутренняя плита 84 с зазором (полостью) между ними 85. Внутри головки 25 камеры сгорания 23 выполнена полость 86 и установлены форсунки окислителя 87 и форсунки горючего 88. Форсунки окислителя 87 сообщают полость 86 с внутренней полостью 89 камеры сгорания 23.
Газогенератор 24 имеет внешнюю и внутреннюю плиты соответственно 90 и 91 с полостью между ними 92 и форсунки окислители и горючего, соответственно – 93 и 94. На головке 25 камеры сгорания 23 установлены запальные устройства 61, а на газогенераторе 24 – запальные устройства 62 (рис. 2 и 13).
ТНА 9 (рис. 13) имеет установленный на валу 95 датчик частоты вращения 96. К датчику частоты вращения 96 подсоединена электрическая связь 8, которая соединена с бортовым компьютером 7. На валу 95 установлены рабочее колесо турбины 97, центробежное рабочее колесо 98 насоса окислителя 29, центробежное рабочее колесо 99 насоса горючего 30 и рабочее колесо 100 пусковой турбины 32. Центробежное рабочее колесо 101 дополнительного насоса горючего 31 соединено с валом 95 через мультипликатор 102.
К бортовому компьютеру 7 электрическими связями 8 подключены запальные устройства 61 и 62 предпочтительно пирозапальные, клапан горючего 41, клапан окислителя 50, регулятора расхода 52, клапан высокого давления 53.
В конической головной части 2 установлено взрывное устройство 4.
Для дистанционного управления (рис. 1, 2 и 13) используется пульт управления 103, который электрической связью 8 соединен с приемно-передающим устройством 104, к которому присоединена антенна 105.
Зенитная ракета может быть оборудована видеокамерой 106, подсоединенной при помощи электрической связи 8 к бортовому компьютеру 7.
Соединение разгонной ступени 1 с маршевой выполнено при помощи фермы 107 (фиг. «, которая содержит пироболты (на рис. 1… 8 не показано).
БОЕВОЕ ПРИМЕНЕНИЕ ЗЕНИТНОЙ РАКЕТЫ
При пуске зенитной ракеты в первую очередь (рис. 1) запускают РДТТ 15. Для это-го c бортового компьютера 7 по линиям связи 8 подают сигнал на блок управления 71, установленный на разгонной ступени 1, устройство зажигания 17. Воспламеняется заряд твердого топлива 16 и РДТ 15 запускается. Одновременно начинает работать система управления зенитной ракетой при помощи управляющих сопел 45, работающих в первом режиме (на сжатом воздухе). Для этого
Потом запускают ЖРД 22 (рис. 2, 3 и 14). Для этого с бортового компьютера 7 по электрическим связям 8 подается команда на контроллер управления 71 и далее по электрической связи 8 – на клапаны наддува 68 и 70, на ракетные клапаны 58 и 60, пусковой клапан 60, на клапан окислителя 50, клапан горючего 41 и клапан высокого давления 53. Одновременно подается электрический сигнал на запальные устройства 61 и 62.
Последовательность операций следующая: по команде с бортового компьютера 7, передаваемой по электрическим связям 8 сначала на контроллер управления 71. Открывают клапаны наддува 68 и 70 при этом баки окислителя 20 и горючего 21 наддуваются сжатым воздухом (или инертным газом. Потом открывают ракетные клапаны 57 , 59 и компоненты ракетного топлива поступают в ТНА 34 открывают пусковой клапан 56 и сжатый воздух из баллона сжатого воздуха по трубопроводу высокого давления 55 по-ступает в пусковую турбину 17. . После этого открывают клапаны 26, 35 и клапан высокого давления 37 и одновременно включают запальные устройства 46 и 47 (рис. 2 и 8). Компоненты топлива (окислитель и горючее) одновременно воспламеняются в газогенераторе 34 и камере сгорания 23. При сгорании компонентов ракетного топлива в газогенераторе 34 с избытком окислителя «кислый газ» имеет температуру 500… 700 0С, а в камере сгорания 23 сгорает при высокой температуре до 3500 град. С.. Управление скоростью движением ракеты осуществляет бортовой компьютер 7 при помощи регулятора расхода 52, а управление направлением полета при помощи регуляторов расхода 82 (рис. 2, 3 и 14).

Такая схема системы управления позволила значительно улучшить управляемость зенитной ракетой за счет применения двух систем питания «рабочим телом» управляющих сопел 45, а именно воздухом и «кислым газом». При этом эффективность работы системы управления на заключительном этапе полета резко (примерно в 10 раз) возрастает за счет более высокой температуры «кислого газа» и за счет снижения массы зенитной ракеты, вследствие отбрасывания разгонной ступени..
1-й вариант управления (автономное наведение).

При применении зенитной ракеты в автономном режиме (рис. 10) в оперативную память бортового компьютера 7 вводят исходные данные полета. Зенитная ракета запускается с земли или с корабля, для этого запускают ЖРД 22, при этом бортовой компьютер 7 подает команду на контроллер управления 71 далее на регуляторы расхода 47 и 52. Компоненты ракетного топливо подаются из топливных баков 20 и 21 в газогенератор 34 и в камеру сгорания 23 , где воспламеняется при помощи запальных устройств 61 и Продукты сгорания приводят в действие рабочее колесо 97 основной турбины 28, которое раскручивает вал 79 ТНА 24.
Применение жидкого топлива позволяет получить преимущество в дальности по-лета по сравнению с твердотопливными зенитными ракетами, т. к. теплотворная способ-ность жидкого топлива больше, чем у твердого в 3…4 раза. Контроль положения осуществляют акселерометр 78 и магнетометр 79. После подхода к цели на расстояние 300…500 м на зенитной ракете бортовой компьютер 7 переводит жидкостный ракетный двигатель 7 в режим максимальной тяги.
2 –й вариант управления. Управление по радио.
Управляющий сигнал подается с компьютера с суши (рис. 11) , с корабля или самолета с устройства управления 103. Сигнал с устройства управления 103 передается по электрической связи 8 на приемно-передающее устройство 104, далее на антенну 105 и по радиоканалу 64 на антенну 73 и далее на приемно-передающее устройство 72 и на бортовой компьютер 7 зенитной ракеты.
3 -й вариант управления. Управление с применением системы глобального позиционирования
При полете зенитной ракеты антенна 75 приемника системы глобального позицио-нирования 74 (системы ГЛОНАС или GPS) принимает сигнал с трех спутников 76 системы по радиоканалам 64 и определяет собственные координаты (рис.12). Используя заложенную программу посредством воздействия бортового компьютера 7 регулятор расхода 52, можно уменьшить или увеличить тягу жидкостного ракетного двигателя 22, и тем самым изменить скорость и направление полета зенитной ракеты.
Управление зенитной ракетой по углам тангажа и рыскания в движении осуществляется согласно рис. 1 посредством включения управляющих сопел 45 открытием соответствующего регулятора расхода газа 47 . Исходные данные об угловой ориентации торпеды авиационный постоянно контролируют акселерометр 78 и магнетометр 79 .Магнетометр 79 определяет азимут движения торпеды, а акселерометр 78. его отклонение от направления вектора тяжести. Стабилизаторы 10, 11 и 12 предотвращают вращение зенитной ракеты в полете. Управление по углу крена не предусмотрено.
Применение изобретения позволило:
— повысить скорость подлета зенитной ракеты цели до сверхзвуковой, за счет применения жидкостного ракетного двигателя,
— повысить точность попадания до 0,1…0,5 м ,
— значительно улучшить управляемость зенитной ракетой за счет применения двух систем питания «рабочим телом» управляющих сопел воздухом и «кислым газом». При этом эффективность работы системы управления на заключи-тельном этапе полета резко (примерно в 10 раз) возрастает за счет более высокой температуры «кислого газа» и за счет снижения массы зенитной ракеты, вследствие отбрасывания разгонной ступени.
— обеспечить хорошую стабилизацию зенитной ракеты в движении в полете за счет применения двух или трех групп стабилизаторов: верхних, средних и ниж-них,
— уменьшить нагрузки на приборы и датчики системы управления зенитной раке-ты, за счет их размещения в корпус снаряда,
— стабилизировать положение зенитной ракеты в полете.

Авторы статьи:

Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович

Нефедова Марина