КРЫЛАТАЯ РАКЕТА
CRUISE MISSILE

Изобретение относится к области ракетной техники, и может быть использовано при создании крылатых ракет, предназначенных для поражения наземных и надводных целей.
Известна гиперзвуковая крылатая ракета, состоящая из твердотопливной стартово-разгонной ступени и маршевой ступени, включающей в себя два модуля, первый из которых является боевым и выполнен в виде планера, а второй - в виде модуля силовой установки с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД), закрепленного под фюзеляжем боевого модуля по пакетной (параллельной) схеме с возможностью его отделения в полете (патент №2579409, МПК: F42B 15/00 - прототип).
Основным недостатком известной гиперзвуковой крылатой ракеты являются снижение скорости полета боевого модуля при планировании к цели.
Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и обеспечение надежного преодоления крылатой ракетой систем противовоздушной и противоракетной обороны противника и поражения цели.
Решение указанной задачи достигается тем, что предложенная крылатая ракета, содержит стартово-разгонную ступень (СРС) с ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ), маршевую ступень, состоящую из корпуса, выполненного в виде цилиндрической оболочки на наружной поверхности которой закреплены складывающиеся треугольное крыло и хвостовое оперение, расположенных внутри корпуса твердотопливного газогенератора, имеющего торовую форму и содержащего заряд торцевого горения, и стакана, образующего с газогенератором кольцевую камеру дожигания ракетно-прямоточного двигателя (РПД) и соединенного с ним с помощью пилонов, при этом с внутренней цилиндрической поверхностью стакана взаимодействует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, и боевой ступени, закрепленной на торце поршня и состоящей из управляемого боевого блока (УББ), приборного отсека и РДТТ, причем между днищем стакана и поршнем установлен пороховой аккумулятор давления (ПАД), а на открытом торце стакана закреплен конус в передней части которого располагается РДТТ.
Предлагаемая конструкция крылатой ракеты, за счет своих отличительных признаков, позволяет решить поставленные технические задачи.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид крылатой ракеты до начала работы, на фиг.2 - показан момент отделения СРС после окончания работы РДТТ; на фиг.3 - показан момент отделения конуса после окончания работы газогенератора РПД; на фиг.4 - показан момент после выхода боевой ступени и поршня с ПАД из стакана; на фиг.5 - показан момент отделения УББ.
Крылатая ракета содержит СРС 1, маршевую ступень 2 и боевую ступень 3.
СРС 1 соединена с маршевой ступенью 2 и содержит РДТТ 4.
Маршевая ступень 2, состоит из корпуса 5, выполненного в виде цилиндрической оболочки и внутри которого расположены твердотопливный газогенератор 6 и стакан 7, образующие между собой кольцевую камеру дожигания 8 РПД 9. С помощью пилонов 10 и 11 газогенератор 6 соединен со стаканом 7. На наружной поверхности корпуса 5 закреплены складывающиеся треугольное крыло 12 и хвостовое оперение 13. Газогенератор 6 имеет торовую форму и содержит заряд торцевого горения 14. Внутри стакана 7 установлен с возможностью продольного перемещения поршень 15. Между днищем 16 стакана 7 и поршнем 15 установлен ПАД 17.
На открытом торце стакана 7 закреплен конус 18, в передней части которого располагается РДТТ 19.
Боевая ступень 3, закрепленная на торце поршня 15 включает в себя УББ 20, приборный отсек 21 и РДТТ 22.
Предложенная крылатая ракета функционирует следующим образом.
После отделения от носителя производится запуск РДТТ 4 СРС 1, который обеспечивает вывод крылатой ракеты на маршевую скорость и высоту полета. По завершению работы РДТТ 4 производится отделение СРС 1 и одновременно с этим осуществляется воспламенение заряда торцевого горения 14, расположенного в газогенераторе 6. Образующиеся в газогенераторе 6 продукты первичного сгорания твердого топлива поступают в кольцевую камеру дожигания 8 РПД 9, где они догорают в воздухе, поступающем из окружающей среды, создавая при этом тягу. После выхода РПД 9 на номинальный режим работы начинается маршевый полет крылатой ракеты.
При приближении к цели производится выключение РПД 9 и происходит запуск РДТТ 19, который обеспечивает сброс конуса 18. Далее срабатывает ПАД 17 и истекающие из него продукты сгорания заполняют объем между днищем 16 стакана 7 и поршнем 15. Под давление газов поршень 15 перемещается в стакане 7 и выталкивает из него боевую ступень 3.
После отделения боевой ступени 3 от маршевой ступени 2 осуществляется запуск РДТТ 22. По окончании работы РДТТ 22 происходит отделение УББ 20, достигшего гиперзвуковой скорости полета. Далее УББ 20 пикирует на цель.
Использование предложенного технического решения позволит обеспечить надежное преодоление крылатой ракетой систем противовоздушной и противоракетной обороны противника и поражение цели.