МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ ЗЕНИТНАЯ РАКЕТА И СПОСОБ ЕЕ БОЕВОГО ПРИМЕНЕНИЯ
MULTISTAGE ANTI-AIRCRAFT MISSILE AND METHOD OF ITS TACTICAL EMPLOYMENT

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к зенитным ракетам с ракетными двигателями твердого топлива (РДТТ).
В качестве маршевых двигателей для ракет часто применяют жидкостные ракетные двигатели, они легче регулируются по сравнению с твердотопливными. Но твердотопливные ракетные двигатели имеют ряд преимуществ: для их запуска требуется меньше времени, они проще по конструкции и дешевле.
Известна крылатая ракета по патенту РФ на изобретение №2225975, боевая ступень которой размещена в полости маршевой ступени, которая содержит собственные носовой обтекатель, систему управления полетом и наведения на цель, боевую часть и дополнительный твердотопливный двигатель. Маршевая ступень может быть состыкована с турбореактивным двигателем посредством устройства стыковки и отделения. Согласно способу применения ракеты до разделения маршевой и боевой ступеней включают систему управления полетом и наведения на цель маршевой ступени. После разделения ступеней запускают твердотопливный двигатель маршевой ступени.
Известна зенитная ракета по патенту РФ №2235281, прототип, которая содержит маршевую степень и боевую ступень с твердотопливными двигателями. Недостаток: такие ракеты применимы в качестве зенитных управляемых ракет ближнего радиуса действия из-за недостаточной энерговооруженности маршевой (нижней ступени).
Недостатки: небольшая дальность полета, низкая скорость полета. Кроме того, управление ракетой и ее наведение на цель весьма затруднено, т.к. боевая часть содержит только твердотопливный двигатель, регулирование которого затруднено. Систему управления включают до разделения маршевой и боевой ступеней. Маневрирование на сверхзвуковых скоростях технически трудно осуществимо.
Задача создания изобретения: улучшение технических характеристик ракеты, скорости полета и увеличение дальности и высоты полета.
Указанная задача достигается тем, что в многоступенчатой зенитной ракете, содержащей разгонную ступень с ракетным двигателем твердого топлива и маршевую ступень, согласно изобретению маршевая ступень снабжена, по меньшей мере, одним ракетным двигателем твердого топлива с управляемыми аэродинамическими рулями и крыльями, к разгонной ступени параллельно ее оси подсоединены твердотопливные ускорители с ракетными двигателями твердого топлива, а ракетный двигатель разгонной ступени снабжен выдвижной сопловой насадкой. Аэродинамические рули размещены каждый против соответствующего твердотопливного ускорителя, а их число соответствует числу твердотопливных ускорителей. Твердотопливные ускорители выполнены с возможностью отстыковки в полете, например, за счет их соединения с разгонной ступенью при помощи пироболтов.
Решение указанной задачи в способе боевого применения многоступенчатой зенитной ракеты, включающем запуск твердотопливных ускорителей и, по меньшей мере, одного ракетного двигателя твердого топлива разгонной ступени, последовательную отстыковку твердотопливных ускорителей и ракетного двигателя разгонной ступени и запуск ракетного двигателя твердого топлива маршевой ступени, достигнуто тем, что после отстыковки твердотопливных ускорителей выдвигают сопловую насадку в ракетном двигателе разгонной ступени ракеты.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…2, где:
на фиг.1 приведена схема зенитной ракеты,
на фиг.2 приведен разрез по А-А.
Многоступенчатая зенитная ракета (фиг.1) может содержать не менее двух ракетных ступеней. В дальнейшем описание выполнено на примере двухступенчатой ракеты, но может быть применено три или четыре ракетных ступени, например, для сбивания целей в космосе.
Многоступенчатая зенитная ракета (фиг.1 и 2) содержит две ракетные ступени, разгонную ступень 1 и маршевую ступень 2, соединенные соединительной фермой 3, головную часть 4 ракеты, в которой установлено взрывное устройство 5 с взрывателем 6. К разгонной ступени 1 параллельно ее оси прикреплены твердотопливные ускорители 7 с ракетными двигателями твердого топлива 8, на маршевой ступени 2 установлены поворотные аэродинамические рули 9 с приводами 10 (фиг.2) и два или четыре крыла 11. Предпочтительно применить четыре поворотных аэродинамических руля 9 и разместить их над твердотопливными ускорителями 7. Это увеличит эффективность управления на начальном участке траектории полета зенитной ракеты и уменьшит ее аэродинамическое сопротивление в плотных слоях атмосферы. Внутри разгонной ступени 1 установлен, по меньшей мере, один ракетный двигатель твердого топлива 12, содержащий камеру сгорания 13 с зарядом топлива и реактивное сопло 14 и сопловую насадку 15, имеющую силовое кольцо 16. К силовому кольцу 16 присоединены приводы 17. Другие концы приводов 17 соединены с верхнем силовым кольцом 18. Внутри маршевой ступени 2 установлен ракетный двигатель твердого топлива 19, содержащий камеру сгорания 20 и реактивное сопло 21. Ракетные двигатели твердого топлива 8 также содержат камеры сгорания 22 и реактивное сопло 23.
Твердотопливные ускорители 7 соединены с ракетным блоком разгонной ступени 1 с возможностью отстыковки в полете, например, при помощи пироболтов 24. На маршевой ступени 2 установлены четыре управляющих сопла 25, к которым от камер сгорания 20 подведены газоводы 26 с регуляторами расхода 27, установленными в них.
Ракета имеет блок управления и датчики курса: магнетометр  и акселерометр, установленный в маршевой ступени 2. Блок управления  соединен электрическими связями с приводами 17, ракетными двигателями твердого топлива 8 и 12 и 19 регуляторами расхода 27, а также со взрывателем 6 и с датчиками курса.
При запуске двигательной установки с блока управления сигнал подается одновременно на ракетные двигатели твердого топлива 8 и 12. Твердое топливо в ракетных двигателях твердого топлива 8 и 12 воспламеняется и зенитная ракета практически мгновенно стартует.
После выработки твердого топлива подается сигнал на пироболты 24 и твердотопливные ускорители 7 отбрасываются. Кроме того, что полетный вес ракеты уменьшается, возникают четыре ложных цели, которые вводят в заблуждение атакуемого противника.
Потом приводами 17 сопловая насадка 15 переводится в нижнее положение (фиг.1) и степень расширения сопла 19 увеличивается. Одновременно улучшаются и удельные характеристики этого двигателя (расход топлива на ед. тяги и вес на ед. тяги).
Потом запускается ракетный двигатель твердого топлива (двигатели) 15 маршевой ступени 2. Управление при полете на начальном участке траектории и на конечном осуществляется блоком управления в зависимости от показания датчиков: магнетометра и акселерометра поворотными аэродинамическими рулями 9 при помощи приводов 10. Крылья 11 обеспечивают стабилизацию полета зенитной ракете в атмосфере на высоте до 10000 м. При полете на большей высоте для управления ракетой открывают соответствующий регулятор расхода 27 и часть продуктов сгорания из камеры сгорания 19 подается в соответствующее сопло 25 или в два сопла 25 одновременно. Зенитная ракета отклоняется в сторону, противоположную расположению задействованных сопел 25.
Размещение блока управления в маршевой ступени 2 позволило управлять при помощи одного блока управления ракетными двигателями твердого топлива всех ракетных ступеней, в том числе и твердотопливных ускорителей.
Применение изобретения позволило:
1) значительно увеличить дальность полета зенитной ракеты при ее одинаковом стартовом весе за счет применения ракетных двигателей твердого топлива для всех ракетных ступеней, в том числе для твердотопливных ускорителей и применения соловой насадки на разгонной ступени;
2) оптимизировать стартовый вес зенитной ракеты за счет применения системы управления, установленной только на маршевой ступени;
3) обеспечить хорошую управляемость ракеты как на начальном участке траектории, так и на конечном, за счет установки поворотных аэродинамических рулей на маршевой ступени зенитной ракеты и управляющих сопел на маршевой ступени.