НЕУПРАВЛЯЕМАЯ АВИАЦИОННАЯ РАКЕТА ОБРАТНОГО СТАРТА, ОСНАЩЕННАЯ ВЗРЫВОФОРМИРУЕМЫМИ ПОРАЖАЮЩИМИ ЭЛЕМЕНТАМИ

Полезная модель относится к авиационному вооружению, а конкретно, к неуправляемым авиационным ракетам.
Известны неуправляемые авиационные ракеты, состоящие из боевой части, взрывательного устройства, ракетного двигателя и раскрывающегося аэродинамического стабилизатора. Такие ракеты подвешиваются под самолет или заряжаются в специальные трубчатые пусковые устройства. После пуска ракеты взрывательное устройство (в зависимости от его типа) производит подрыв боевой части либо на определенной высоте над целью, либо при непосредственном попадании ракеты в цель. С целью уменьшения рассеивания ракет им придается угловая скорость вращения по крену с помощью перьев аэродинамического стабилизатора (Боевая авиационная техника: Авиационное вооружение /Под ред. Гладкова Д.И. - М.: Воениздат, 1987. Стр.49-52).
Недостатком таких ракет является то, что пуск ракет по наземным целям в направлении полета самолета может происходить только при пикировании с достаточно большой высоты, чтобы обеспечить безопасность от попадания осколков взорвавшихся ракет и возможность выхода самолета в горизонтальный полет. Это повышает вероятность его поражения средствами противовоздушной обороны. Кроме того, для обеспечения необходимой дальности полета ракеты, необходимо применение ракетного двигателя с большим импульсом силы тяги, что приводит к тому, что его относительная длина составляет от 60% до 80% длины всей ракеты. Это, соответственно, приводит к снижению соотношения массы полезной нагрузки (боевой части) к общей массе ракеты до 30...40%, что ограничивает боевую эффективность действия ракеты по цели.
Известны неуправляемые авиационные ракеты обратного старта, состоящие из боевой части, взрывательного устройства, ракетного двигателя и раскрывающегося аэродинамического стабилизатора. Такие ракеты также подвешиваются под самолет или заряжаются в специальные трубчатые пусковые устройства. Пуск ракет производится в сторону, противоположную направлению полета самолета-носителя. Это исключает необходимость пикирования самолета с
большой высоты и обеспечивает возможность горизонтального полета самолета при пуске ракет вплоть до предельно малых высот (50...100 м), что значительно снижает вероятность его поражения средствами противовоздушной обороны. Придание ракетам угловой скорости вращения по крену начинается в пусковой трубе газодинамическим способом, а дальнейшее увеличение угловой скорости крена - после выхода ракеты из пусковой трубы за счет перьев аэродинамического стабилизатора (А.с. №247441 от 04.01.87, МКИ F 42 B 13/32).
Недостатком таких ракет является то, что после пуска значительная часть энергии ракетного двигателя расходуется на торможение ракеты до нулевой поступательной скорости относительно земли и только после этого происходит ее разгон в сторону, противоположную направлению полета самолета-носителя. Величина относительной длины ракетного двигателя к общей длине ракеты также лежит в диапазоне от 60% до 80%, а соотношение массы боевой части к общей массе ракеты также не превышает величины от 30% до 40%.
Задачами предлагаемой полезной модели является повышение боевой эффективности ракеты за счет увеличения соотношения между массой полезной нагрузки (боевой части) и массой ракеты до 60...70%, благодаря уменьшению относительной длины ракетного двигателя до 10...15% от полной длины ракеты.
Неуправляемая авиационная ракета обратного старта, оснащенная взрывоформируемыми поражающими элементами (далее ракета) состоит из закручивающей насадки 1, ракетного двигателя твердого топлива 2, неконтактного взрывательного устройства 3, боевой части 4, содержащей набор отдельных взрывоформируемых зарядов 5, раскрывающегося аэродинамического стабилизатора 6.
Перед пуском ракета находится в трубчатой направляющей пускового устройства, размещенного на самолете, носовой частью вперед по направлению полета самолета, а стабилизатором назад. При этом перья аэродинамического стабилизатора сложены и не выходят за пределы наружного диаметра корпуса ракеты. После включения ракетного двигателя пороховые газы, выходя через сопло, проходят через закручивающую насадку. Расположенные в насадке лопатки, установленные под углом к продольной оси ракеты, создают вращающий момент относительно продольной оси ракеты и придают ей угловую
скорость крена. Одновременно ракета приобретает поступательную скорость относительно пускового устройства в направлении к хвостовой части самолета. После выхода ракеты из трубчатой направляющей происходит раскрытие перьев аэродинамического стабилизатора. Импульс и время работы ракетного двигателя, выбираются такой величины, чтобы двигатель заканчивал работу к моменту полного выхода ракеты из направляющей и обеспечивал дульную скорость ракеты в пределах от 5 до 50 м/с, а угловую скорость крена в пределах от 10 до 30 оборотов в секунду. После выхода ракеты из пускового устройства, расположенного на самолете, летящего со скоростью не менее 100...150 м/с, абсолютная скорость ракеты относительно земли сохранит свое первоначальное направление в сторону полета самолета, но с меньшей величиной.
Неконтактное взрывательное устройство имеет приемо-передающую систему в оптическом или радиодиапазоне с максимумом диаграммы направленности, ориентированным вниз, перпендикулярно продольной оси ракеты и лежащим в плоскости симметрии ракеты. В полете, благодаря вращению ракеты относительно продольной оси, происходит сканирование лучом приемо-передающего устройства пространства вокруг ракеты в поперечной плоскости и определение текущей высоты полета. После снижения ракеты до высоты от 20 до 3 метров над поверхностью и в момент нахождения угла крена в диапазоне от минус 10° до плюс 10°, неконтактное взрывательное производит подрыв боевой части.
Боевая часть ракеты состоит из корпуса и расположенных в плоскости симметрии в один ряд снарядоформирующих зарядов в количестве от 5 до 15 штук, ориентированных облицовками к нижней поверхности корпуса. Заряды могут быть установлены с отклонением относительно вертикальной оси на угол от -30° до +30°. При одновременном подрыве всех зарядов из их металлических облицовок формируются высокоскоростные поражающие элементы, летящие вниз, в сторону наземной цели и поражающие ее ударным действием.
Ракета предложенной конструкции благодаря значительно меньшим размерам ракетного двигателя обладает увеличенным (от 60% до 70%), соотношением массы боевой части к общей массе ракеты, что существенно повышает боевую эффективность по сравнению с аналогами.