КРЫЛАТАЯ РАКЕТА

Полезная модель относится к области ракетного вооружения, в частности к низколетящим самонаводящимся крылатым ракетам (КР), предназначенным для поражения надводных кораблей и транспортов из состава корабельных ударных группировок, десантных соединений, конвоев и одиночных кораблей.
Известна КР ЗМ-54Э, обеспечивающая увеличенную дальность стрельбы и принятая за прототип, состоящая из состыкованных последовательно устройствами стыковки и отделения стартовой ступени с твердотопливным двигателем, маршевой дозвуковой ступени, содержащей аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и сверхзвуковой боевой ступени, содержащей носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твердотопливный двигатель А.Б.Широкорад Оружие отечественного флота, Минск- Харвест, Москва-ACT, 2001 г. стр.539-542.
Совпадающими признаками с известной КР-прототипом являются: КР содержит состыкованные устройствами стыковки и отделения стартовый твердотопливный двигатель, маршевую дозвуковую ступень, содержащую аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и сверхзвуковую боевую ступень, содержащую носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твердотопливный двигатель.
Дозвуковая маршевая скорость КР-прототипа с турбореактивным двигателем позволяет на маршевом участке иметь минимальный расход топлива на один километр пути, и, соответственно, увеличивает максимальную дальность стрельбы, а сверхзвуковая боевая ступень обеспечивает малую уязвимость при полёте в зоне ближнего интенсивного противодействия на расстоянии до цели менее 20 км, однако совершенствование систем огневого и информационного противодействия противника приводит к постепенному уменьшению вероятности поражения цели известной КР и, соответственно, к увеличению наряда КР, необходимого для поражения цели, а также числа носителей КР (самолетов, кораблей), необходимых при ведении боевых действий.
Задачей, на решение которой направлены предлагаемое устройство, является увеличение вероятности поражения цели крылатой ракетой.
Для решения данной задачи в КР, состоящей из состыкованных устройствами стыковки и отделения стартового твердотопливного двигателя, маршевой дозвуковой ступени, содержащей аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и
сверхзвуковой боевой ступени, содержащей носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твердотопливный двигатель, сверхзвуковая боевая ступень размещена в полости маршевой ступени, которая содержит собственные носовой обтекатель, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и дополнительный твердотопливный двигатель. При этом турбореактивный двигатель может располагаться как внутри, так и снаружи корпуса маршевой ступени.
Кроме того, для уменьшения массы маршевой ступени в автономном полёте турбореактивный двигатель может быть состыкован с ней посредством устройства стыковки и отделения.
Отличительными признаками КР является то, что сверхзвуковая боевая ступень размещена в полости маршевой ступени, снабжённой собственными носовым обтекателем, системой управления полётом и наведения на цель, боевой частью и дополнительным твердотопливным двигателем.
Дополнительно турбореактивный двигатель может быть состыкован с маршевой ступенью посредством устройства стыковки и отделения.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, достигается следующий технический результат - значительно повышается вероятность преодоления крылатой ракетой противовоздушной обороны противника и поражения цели, а также после отделения турбореактивного двигателя от маршевой ступени в автономном полёте обеспечивается уменьшение её массы.
В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации, решений, содержащих аналогичные признаки, не обнаружено. Таким образом, можно сделать заключение о том, что предложенная КР не известна из уровня техники и, следовательно, соответствуют критерию охраноспособности - «новое.
Предложенное техническое решение может найти применение, в области ракетного вооружения, особенно для поражения морских целей низколетящими крылатыми ракетами, что, позволяет сделать вывод о соответствии критерию «промышленная применимость.
На фиг.1 представлена конструкция КР по п.1 и п.2 формулы.
Представленная на фиг.1 КР содержит стартовый твердотопливный двигатель 1, состыкованный устройством 2 стыковки и отделения с маршевой дозвуковой ступенью 3, состыкованной устройством стыковки и отделения 4 со сверхзвуковой боевой ступенью 5.
Сверхзвуковая боевая ступень 5 размещена в полости маршевой дозвуковой ступени 3 и содержит носовой обтекатель 6, аэродинамические поверхности управления положением 7 боевой ступени 5 в автономном полёте, систему управления полётом 8 боевой ступени 5 и наведения её на цель, боевую часть 9 и твердотопливный двигатель 10.
№&445УЦ
ступени 3 в полёте, систему управления полётом 13 маршевой ступени 3 и её наведения на цель, боевую часть 14, турбореактивный двигатель 15 с топливным баком 16 и системой подачи топлива 17 и твердотопливный двигатель 18. Турбореактивный двигатель 15 может располагаться снаружи маршевой ступени 3 (вариант А на фиг.1), выдвигаясь из транспортировочного положения в корпусе маршевой ступени 3 за её обводы во внешний поток воздуха при помощи устройства 19.
Дополнительно турбореактивный двигатель 15 маршевой ступени 3 может быть состыкован с маршевой ступенью 3 при помощи устройства стыковки и отделения 20.
КР по п.1 и п.2 формулы полезной модели работает следующим образом.
Система управления пуском ракет боевого корабля, оснащённого ракетами по любому из п.п.1-2, двигающегося произвольным курсом, получив данные о месте нахождения цели и её скорости, вводит в систему управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3 данные о координатах точки встречи с целью, необходимом угле срр разворота КР в автономном полёте для подлёта к точке встречи с целью, после чего осуществляется запуск твердотопливного двигателя 1. КР, изначально имеющая скорость корабля-носителя в точке старта, начинает автономное движение, выходя из стартовой пусковой установки, двигаясь под углом к горизонту 0, определяемым пусковой установкой. После разгона КР до скорости, обеспечивающей эффективность управления аэродинамическими поверхностями 12, система управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3 обеспечивает снижение КР и разворот на угол фр для движения к цели на маршевом участке. На стартовом участке после разгона КР до необходимой дозвуковой скорости, достаточной для запуска турбореактивного двигателя 15 маршевой ступени 3, задействуется устройство стыковки и отделения 2 и осуществляется отделение стартового твердотопливного двигателя 1 и запуск турбореактивного двигателя 15, в который подача топлива из бака 16 осуществляется при помощи системы подачи 17 топлива. На маршевом участке осуществляется полёт КР к цели на высоте Н 1(Ь-20 м, что обеспечивает скрытность КР от систем обнаружения цели. На расстоянии до цели 3(Ь-40 км, определяемом радиусом действия головки самонаведения системы управления полётом и наведения 13 на цель, производится включения головки самонаведения, которая осуществляет сканирование пространства лучом локатора в пределах угла гсн мс Для поиска цели. После захвата цели головкой самонаведения системы управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3, она обеспечивает подлёт КР к зоне интенсивного противодействия средствами ПВО цели на расстояние -10-20 км. Перед началом этой зоны задействуется устройство стыковки и отделения 4 и осуществляется разделение маршевой 3 и боевой 5 ступеней, после чего система управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени обеспечивает её управляемый полёт к цели, а система управления полётом и наведения 8
faoWWW
боевой ступени 5 на цель обеспечивает её управляемый полёт к цели. После разделения боевой 5 и маршевой 3 ступеней задействуются твердотопливные двигатели 10 и 18, которые обеспечивают доразгон боевой ступени 5 и маршевой ступени 3 до сверхзвуковых скоростей полёта и поддержание этих скоростей при их полёте к цели.
При варианте компоновки КР с расположением турбореактивного двигателя 15 внутри корпуса маршевой ступени 3 с устройством выдвижения 19, перед запуском маршевого турбореактивного двигателя 15 может осуществляться его выдвижение за обводы маршевой ступени 3 в рабочее положение, путём задействования устройства 19 (см. вариант А на фиг.1).
Дополнительно до запуска твердотопливного двигателя 18 маршевой ступени 3 может задействоваться устройство отделения 20 турбореактивного двигателя 15, при этом экономится масса твердотопливного двигателя 18, затрачиваемая на разгон в составе маршевой ступени 3 турбореактивного двигателя 15 до сверхзвуковой скорости полёта и поддержание сверхзвуковой скорости при полёте маршевой ступени 3 к цели.
Учитывая, что вероятность преодоления противовоздушной обороны маршевой ступенью 3 в результате её доразгона до сверхзвуковой скорости у цели, будет незначительно отличаться от вероятности преодоления противовоздушной обороны боевой ступенью 5, которая по проведенным расчётам может нести боевую часть 9 массой, сопоставимой с массой боевой части 14, размещаемой в маршевой ступени 3, суммарная вероятность поражения цели предложенной КР и способом её применения увеличивается не менее, чем в 1,5-К2 раза и, соответственно, потребный наряд КР и число их носителей (самолётов, кораблей), необходимых для ведения боевых действий, может быть сокращено не менее, чем в 1, раза.
JjooWWyj
Лоадед