МНОГОЦЕЛЕВАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА В ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ

Предложение относится к ракетостроению и предназначено для поражения целей различных типов.
Известен осколочно-пучковый снаряд, содержащий заряд взрывчатого вещества и донный взрыватель, смонтированные в корпусе с передним дном, на котором установлен блок с плотно уложенными готовыми поражающими элементами (ГПЭ) и легкосъемный головной колпак. Блок выполняется с возможностью его замены, в том числе и непосредственно перед выстрелом. Сменные блоки комплектуются готовыми поражающими элементами различной массы, см. описание к патенту РФ 2208759, МПК 7 F 42 В 12/32.
Известен многоцелевой снаряд, состоящий из скрепленных с помощью разъемного соединения и электрически связанных между собой головного и донного блоков, причем донный блок имеет корпус, заряд взрывчатого вещества, взрыватель, а головной блок кроме того содержит вкладные элементы и является сменным. После определения цели и выбора нужного типа головного блока (осколочно-фугасного, кумулятивного и т.д.) оба блока поступают на сборочный манипулятор, который производит соединение блоков в снаряди подает его в систему заряжания орудия, см. описание к патенту РФ 2080548, МПК 6 F 42 В 12/02.
Эффективность поражения удаленных (на 5 и более километров) целей с небольшими габаритами (танк, бронемашина) снарядами такого вида сравнительно невысока из-за значительного рассеивания их относительно линии прицеливания, присущего неуправляемым снарядом.
Ближайшим аналогом является ракета «Штурм» в пусковой трубе, см. «Управляемый снаряд 9М114. Техническое описание и инструкция по эксплуатации», Москва, Воениздат, 1982 г.
Боевое применение ракет обеспечивается в составе самоходного и вертолетного комплексов «Штурм-С» и «Штурм-В», размещаемых на боевой машине БМ 9П149 и на вертолете Ми-24.
Снаряд конструктивно состоит из трех частей: управляемой ракеты, разгонного двигателя и трубы-контейнера.
Управляемая ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка» и содержит боевую часть, рулевой отсек, маршевый двигатель и радиоаппаратурный блок. Для создания необходимой подъемной силы служат четыре дугообразных пера, а управляющая аэродинамическая сила создается при отклонении аэродинамических рулей. Для обеспечения запуска из трубы-контейнера ракета не имеет выступающих частей, рули и перья сложены и раскрываются после вылета ракеты из трубы-контейнера. Боевая часть размещена в передней части ракеты и представляет собой автономный блок, допускающий многократную стыковку с рулевым отсеком. В корпусе боевой части расположен кумулятивный заряд с предохранительно-исполнительным механизмом электромеханического действия.
Ракета электрически соединяется с трубой-контейнером колодкой, разъединяющейся в момент выстрела.
Для механической и электрической стыковки с носителем на трубе-контейнере имеются две цапфы в виде разнесенных по длине силовых фланцев. В передней цапфе размещен пиростопор для удержания ракеты, а в задней цапфе установлена коммутирующая плата с контактами для коммутации пусковых цепей ракеты с пусковыми цепями носителя (боевой машины, вертолета и т. д.).
В рулевом отсеке, расположенном за боевой частью, размещены блоки формирования и выполнения команд управления и обеспечения электропитанием бортовой аппаратуры - рулевой привод, гироскопический датчик и средства их газового и электрического питания, т.е. источники электро- и газовой
энергии (пороховой аккумулятор давления, пороховой двигатель, турбогенераторный источник питания).
Маршевый двигатель представляет собой однокамерный двухрежимный двигатель с двумя боковыми наклонными раструбами.
В маршевом двигателе размещены твердотопливный маршевый заряд и воспламенитель, пусковая цепь которого подключена к бортовому источнику питания через инерционный замыкатель, расположенный в рулевом отсеке.
За маршевым двигателем расположен радиоаппаратурный блок с блоком ответчика.
За радиоаппаратурным блоком установлен отделяющийся от ракеты после ее вылета из трубы-контейнера твердотопливный однорежимный разгонный двигатель с электровоспламенителем, пусковая цепь которого подключается к источнику питания на носителе через коммутирующую плату в задней цапфе на трубе-контейнере.
Ракета имеет сравнительно невысокую эффективность поражающего действия, так как конструктивно предусмотрено оснащение ее лишь моноблочной кумулятивной боевой частью с ограниченным бронепробитием.
Техническим результатом предложения является расширение боевых возможностей ракеты, ее поражающего действия по целям различного типа.
Это достигается тем, что в управляемой ракете, содержащей разгонный двигатель, блок радиоаппаратуры, с закрепленными на его корпусе складывающимися крыльями, маршевый двигатель, рулевой отсек со средствами газового и электрического питания рулевого привода, гироскопического датчика и блока радиоаппаратуры; с бортразъемом для электрического соединения пусковых цепей ракеты с контейнером через разъединяемую при выстреле колодку на контейнере, а также сменную боевую часть, контейнер имеет две разнесенные по его длине силовые цапфы для крепления к носителю, в передней из которых расположен пиростопор для удержания ракеты, а в задней цапфе смонтирована коммутирующая плата с двумя группами контактов для
последовательного подключения к источнику питания на носителе, первая группа которых подключена через разъединяемую колодку к пусковым цепям средств газового и электрического питания, а вторая группа контактов - к пусковым цепям пиростопора и разгонного двигателя, на пусковом контейнере установлена согласующая плата, смонтированная в общем корпусе с разъединяемой колодкой и электрически соединенная входом со второй группой контактов коммутирующей платы на задней цапфе, а выходом - с контактами пусковой цепи пиростопора на разъединяемой колодке, при этом в передней цапфе под пиростопором смонтирована замыкаемая при его срабатывании клемма коммутации пускового, тока от носителя на пусковую цепь разгонного двигателя.
Управляемая ракета может быть оснащена в качестве боевой части кумулятивной тандемной боевой частью, включающей основной кумулятивный заряд с донным взрывателем, заряд-лидер, выдвигаемый при старте с помощью порохового газогенератора, пусковая цепь которого подключена через промежуточную колодку, смонтированную на пусковом контейнере, ко второй группе контактов коммутирующей платы, при этом пусковая цепь пиростопора подключается к этим же контактам через формирователь электронной задержки, установленный в согласующей плате.
На ракете может быть установлена осколочно-фугасная боевая часть, включающая размещенный в каркасе боевой заряд взрывчатого вещества, предохранительно-исполнительный механизм, соединенный с ним неконтактно-контактный датчик цели для лазерного сканирования окружающего пространства и взводимую батарею источника тока, электровоспламенитель которой подключен через промежуточную колодку пускового контейнера ко второй группе контактов коммутирующей платы, при этом пусковая цепь пиростопора подключена к этим же контактам через формирователь электронной задержки, установленный в согласующей плате.
В качестве боевой части на ракете может быть использована фугасная боевая часть с объемно -детонирующим и диспергирующе - инициирующим зарядами, при этом пусковая цепь пиростопора подключается ко второй группе контактов коммутирующей платы вместе с пусковой цепью разгонного двигателя через короткозамыкающую перемычку, устанавливаемую в согласующей плате.
Сущность предложения представлена на чертежах, где на фиг.1 - общий вид ракеты с разгонным двигателем в пусковом контейнере (ПК), на фиг.2 - рулевой отсек и его связь с контейнером, на фиг.3 - элементы рулевого отсека, на фиг.4 - высоковольтный разъем ракеты, на фиг.5 - пиростопор с контактами, на фиг.6 - приборный отсек и ПК, на фиг.7 - узел стопорения ракеты в ПК, на фиг.8 - ракета с кумулятивной тандемной боевой частью, на фиг.9 - крепление боевой части с рулевым отсеком, на фиг.10 - ракета с осколочно-фугасной боевой частью, на фиг.11 - ракета с фугасной боевой частью, на фиг.12 - схема расположения электрических связей и их функционирование при пуске ракеты.
Многоцелевая управляемая ракета в пусковом контейнере представлена на фиг.1. В пусковом контейнере 1 размещены: боевая часть (БЧ) 2, рулевой отсек 3, маршевая двигательная установка (МДУ) 4, приборный отсек 5, разгонный двигатель 6. На наружной поверхности контейнера 1 имеются колодка задняя 7, цапфа задняя 8, цапфа передняя 9, промежуточная колодка 10. Торцы контейнера закрыты крышкой передней 11 и крышкой задней 12.
На фиг.2 представлены элементы рулевого отсека 3 и его стыковка с пусковым контейнером 1. На фиг.2 показан корпус 13, в котором расположена разъединяемая колодка 14 разъема пускового контейнера, которая стыкуется с колодкой 15 бортразъема ракеты, согласующая плата 16, формирователь электронной задержки 17. В рулевом отсеке (РО) расположен гироскоп 18, инерционный замыкатель 19, стабилизатор-выпрямитель 20, на наружной
поверхности РО имеется крышка 21 контрольного разъема, которая закреплена винтом 22.
Рулевой отсек стыкуется с днищем 23 маршевой двигательной установки 4, в передней части которой расположен электровоспламенитель замедленного действия 24, воспламенитель 25 заряда 26 МДУ. При эксплуатации ракеты стопорится внутри пускового контейнера с помощью фиксатора пиростопора 27.
На фиг.3 показаны элементы рулевого отсека: пусковой двигатель 28 для разгона ротора гироскопа 18, пороховой аккумулятор давления (ЛАД) 29, фильтр ПАДа 30, турбогенераторный источник питания 31, газовая рулевая машинка 32, розетка 33.
На фиг.4 показаны элементы высоковольтного разъема: высоковольтная колодка 34, контакты 35, разъем 36, крышка 37, штырь 38, ось 39.
На фиг.5 показаны элементы замыкания цепи разгонного двигателя 6 с помощью пиростопора 27: ножевой контакт 40, изолятор 41, клемма коммутации пускового тока 42.
На фиг.6 показаны элементы приборного отсека (ПО) 5, задней цапфы 8 и пускового контейнера. В задней цапфе размещена коммутирующая плата 43.
В приборном отсеке размещены: блок аппаратуры 44 с приемной антенной 45, блок ответчика 46 с лампой 47. На корпусе пускового контейнера 1 имеется крышка 48, которая закрывает доступ к крышке ПО 49 контрольного волновода радиоблока и крышке 50 переключателя кодов радиолинии.
Задняя крышка 12 пускового контейнера 1 стопорится с помощью пружины 51. Для закрепления ракет в барабане на самоходном носителе используются 2 бугеля 52 (с посадочными местами), размещенные в плоскости передней 9 и задней 8 цапф пускового контейнера и смещены относительно цапф на 90°.
На воздушном носителе (вертолете) для крепления ракеты используются цапфы 8 и 9.
На фиг.7 показаны элементы стопорения ракеты в ПК с помощью кольца 53, гайки 54 и стопорных винтов 55.
На фиг.8 показана ракета с тандемной кумулятивной боевой частью 56, состоящей из лидера 57 и основной ступени 58. На корпусе рулевого отсека 3 установлены складывающиеся аэродинамические рули 59, на корпусе ПО 5 закреплены: крыло нижнее 60, крыло верхнее 61. С помощью контактов 62, которые подключаются к промежуточной колодке 10, подается питание на БЧ 56.
На фиг.9 показаны элементы крепления боевой части 2 с рулевым отсеком 3 с помощью потайных винтов 63 и разрезных втулок 64.
На фиг.10 показана ракета 65 с осколочно-фугасной БЧ 66. На корпусе БЧ 66 имеются выходные окна 67 лазерного датчика излучения и входные окна 68 лазерного приемника отраженного сигнала от цели. С помощью контактов 69, которые подключаются к промежуточной колодке 10, подается питание на БЧ 66.
На фиг.11 показана ракета 70 с фугасной боевой частью 71.
На фиг.12 показана схема расположения элементов ракеты в пусковом контейнере с электрическими связями, поясняющая последовательность взаимодействия (функционирования) элементов ракеты при пуске, связь ракеты с носителем (воздушным, наземным), источником питания и пультом управления.
На фиг.12 представлены: электровоспламенитель 72 пиротехнического механизма выдвижения лидера 57 БЧ, электровоспламенитель 73 источника питания 74 неконтактного датчика цеди осколочно-фугасной БЧ 66, электровоспламенитель 75 пускового двигателя гироскопа, электровоспламенитель 76 порохового аккумулятора давления, электровоспламенитель 77 пиростопора, электровоспламенитель 78 разгонного двигателя, источник питания 79,
пульт оператора 80, бортразъем 81 носителя, 1-ая группа контактов 82, II-ая группа контактов 83.
Электрическая связь ракеты с носителем (воздушным:, наземным:), его источником питания 79, пультом оператора 80 осуществляется с помощью бортразъема 81 через коммутирующую плату 43 задней цапфы пускового контейнера. Напряжение подается на 1-ую и 2-ую группу контактов 82 и 83 соответственно.
Многоцелевая управляемая ракета в пусковом контейнере эксплуатируется в виде выстрела. Ракета опирается центрирующими поясками маршевой ДУ на внутренние стенки пускового контейнера, изготовленного из стеклопластика.
Ракета электрически соединяется с пусковым контейнером разъединяемой колодкой 14 разъема пускового контейнера 1. Пусковой контейнер с носителем соединен коммутирующей платой 43 задней цапфы ПК с ботрразъемом 81 носителя.
После обнаружения, наведения марки прицела на цель оператор нажимает кнопку «Пуск».
Напряжение с источника питания 79 носителя подается на 1-ую группу контактов 82 бортразъема 81 и поступает на коммутирующую плату 43 задней цапфы ПК. Далее напряжение через разъединяющую колодку 14 разъема ПК поступает на колодку 15 бортразъема ракеты и через нее подается питание на электровоспламенитель 75 пускового двигателя гироскопа, электровоспламенитель 76 порохового аккумулятора давления, происходит их запуск и выход на режим турбогенераторного источника питания, происходит запитка бортовой аппаратуры ракеты.
Через время задержки с пульта оператора от источника питания 79 носителя подается питание на 2-ую группу контактов 83 бортразъема 81 и поступает на контакты коммутирующей платы 43 задней цапфы ПК. Далее напряжение поступает на промежуточную колодку 10 и через нее на электровоспламенитель
72 пиротехнического механизма выдвижения лидера, согласующую плату 16, формирователь электронной задержки 17. Лидер выдвигается вперед, разрушая крышку 11 и стопорится.
Через 0,095 с формирователь электронной задержки подает напряжение на электровоспламенитель 77 пиростопора.
Пиростопор срабатывает, ракета отсоединяется от пускового контейнера.
В ракете с осколочно-фугасной БЧ напряжение поступает на электровоспламенитель 73 источника питания неконтактного датчика цели (НКДЦ) и на формирователь электронной задержки 17.
Батарея выходит на режим и питание подается на взрывательное устройство. Через 0,095 с формирователь электронной задержки подает напряжение на электровоспламенитель 77 пиростопора. Пиростопор срабатывает, ракета отсоединяется от пускового контейнера.
В ракете с фугасной БЧ вместо формирователя электронной задержки в согласующей плате стоит короткозамыкающая перемычка и напряжение сразу поступает на электровоспламенитель 77 пиростопора.
Далее процесс запуска для всех ракет происходит одинаково.
Срабатывает механизм расстопорения. Ракета освобождается от транспортного стопорения.
При срабатывании механизма расстопорения, находящегося в передней цапфе, с помощью пиростопора 27 ножевой контакт 40 пробивает изолятор 41 и замыкает клемму коммутации пускового тока 42 и напряжение поступает на колодку заднюю7 и через нее на электровоспламенитель 78 разгонного двигателя 6.
Под действием тяги РД происходит продвижение ракеты в ПК, смятие штифтов, разъединение колодки 15 бортразъема ракеты с разъединяемой колодкой 14 ПК и подключение цепи запуска МДУ к контактам инерционного замыкателя 19.
Под действием тяги РД ракета вылетает из ПК, получив начальную скорость и угловую закрутку до 12-18 об/с, при этом под действием перегрузок срабатывает инерционный замыкатель 19 и напряжение со стабилизатора-выпрямителя 20 поступает на электровоспламенитель замедленного действия 24 МДУ.
После вылета ракеты из ПК под действием центробежных сил раскрываются рули 59 и дугообразные крылья 60, 61, которые стопорятся в раскрытом положении.
На расстоянии 3-5 м от пусковой установки включается МДУ, которая разгоняет ракету до сверхзвуковой скорости.
Из-за разности скоростей РД и ракеты происходит отделение РД от ракеты и его падение на землю.
Управление ракетой производится аппаратурой управления носителя с передачей команд по радиолинии, в процессе которого оператор удерживает марку прицела на цели, а система управления автоматически удерживает ракету на линии прицеливания.
Отклонение ракеты от линии прицеливания измеряется пеленгатором прибора управления, воспринимающим импульсное инфракрасное (ИК) излучение лампы 47 установленной на ракете.
Конструктивно прицел и пеленгатор объединены в прибор управления и имеют общую оптическую ось.
Сигналы пеленгатора, в виде напряжений пропорциональных угловым отклонениям ракеты от линии прицеливания в горизонтальной плоскости (курс) и в вертикальной плоскости (тангаж), поступают в блок выработки команд, где они, с учетом изменения динамических характеристик ракеты по времени полета, преобразуются в команды управления в виде напряжений, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от линии прицеливания по курсу и тангажу. Кроме того, в состав команд управления в блоке выработки команд добавляются сигналы для компенсации веса ракеты и динамической
ошибки наведения при наличии угловой скорости линии прицеливания.
Команды управления по курсу и тангажу с блока выработки команд поступают в радиоаппаратуру передачи команд, размещенную на носителе, и в зашифрованном виде передаются по радиолинии на ракету.
Принятые антенной 45 радиоблока 44 команды управления бортовой аппаратурой ракеты расшифровываются и преобразуются в одноканальный сигнал управления, поступающий на электромагниты рулевой машинки 32, приводящей в движение аэродинамические рули 59.
При встрече с целью (танком) тандемной БЧ ракеты происходит подрыв лидера, срабатывание динамической защиты, через время задержки последующий подрыв основного заряда БЧ, пробитие основной брони и поражение цели (танка).
Поражение цели ракетой с осколочно-фугасной БЧ происходит при подлете ракеты к цели. На заданном расстоянии от подстилающей поверхности местности или цели происходит срабатывание неконтактного датчика цели, который выдает электрический импульс на ПИМ, вызывая его срабатывание и подрыв боевого заряда БЧ.
В случае несрабатывания НКДЦ срабатывание ПИМ происходит от контактных датчиков. При подрыве боевого заряда образующиеся поражающие элементы обеспечивают поражение цели.
Поражение цели ракеты с фугасной БЧ происходит при ее попадании в цель.
Сравнение заявленного технического решения с прототипом позволило установить соответствие его критерию «новизны».
Использование предлагаемого технического решения позволяет повысить боевую эффективность комплексов управляемого вооружения за счет оснащения ракеты боевыми частями различного функционального назначения при сохранении унифицированной ракетной части и пускового контейнеpa,
что существенно сокращает стоимость образца и затраты при его производстве и эксплуатации в войсках.
Проведенные испытания подтвердили высокую эффективность комплексов управляемого вооружения при использовании многоцелевой ракеты, оснащенной боевыми частями различного назначения.