РАКЕТА
MISSILE

Предлагаемое изобретение относится преимущественно к авиационному вооружению, а именно к управляемым ракетам класса «воздух-воздух» средней и большой дальности, и может быть использовано в создании многофункциональных ракет для перехвата объектов в атмосфере и ближнем космосе. Оно может быть также использовано при создании зенитных высотных ракет.
Известна (см. патент РФ №2327949 от 25.12.2006 г. по кл. F42B15/00) ракета, содержащая корпус, систему наведения с инерциальной системой управления, приемным блоком линии радиокоррекции и головкой самонаведения, боевое снаряжение и двухимпульсную двигательную установку, включающую двигатель первого импульса и двигатель второго импульса.
Камера сгорания двигателя второго импульса расположена последовательно с камерой сгорания двигателя первого импульса, при этом двухимпульсная двигательная установка выполнена с единым выходным соплом, расположенным на задней крышке камеры сгорания первого импульса, а система наведения дополнительно снабжена блоком определения момента запуска второго импульса из условий обеспечения встречи ракеты с целью примерно за 1…2 сек до окончания работы второго импульса и блоком поправок, определяющим прирост скорости от данного импульса.
Такое выполнение ракеты обеспечивает увеличение ее располагаемых перегрузок в районе цели на больших высотах (30…40 км) за счет проекции тяги двигателя ракеты на нормаль к ее вектору скорости и повышения скоростного напора вследствие увеличения скорости полета ракеты в районе цели.
Недостатком известного технического решения, принятого в качестве ближайшего аналога, является то, что на этих высотах эффективность аэродинамических рулей резко снижается, что приводит к замедленному выходу ракеты на требуемые углы атаки и, соответственно, к снижению вероятности поражения цели. При атаке заатмосферных целей, естественно, аэродинамические рули абсолютно неэффективны.
Настоящее изобретение направлено на решение технической задачи по созданию управляемой авиационной ракеты, обладающей возможностью перехвата воздушных высотных (до 30…40 км) и заатмосферных целей.
Техническим результатом изобретения является эффективное поражение высотных целей.
Решение поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата достигается тем, что в ракете, содержащей корпус с аэродинамическими рулями и крыльями, головку самонаведения, инерциальную систему управления, боевое снаряжение и двухимпульсную твердотопливную двигательную установку, корпус выполнен в виде соединенных разделяемых стыковочным узлом последовательно расположенных головного и двигательного отсеков, первый из которых выполнен герметичным и содержит головку самонаведения, инерциальную систему управления, боевое снаряжение, систему активной теплозащиты и автономную двигательную установку, содержащую топливо с окислителем и набором ЖРД, а во втором отсеке размещены аэродинамические рули, рулевые приводы, двухимпульсная твердотопливная двигательная установка, блок определения момента запуска второго импульса, блок поправок, а разделяемый стыковочный узел содержит по меньшей мере одно разрывное пиротехническое крепление, обеспечивающее разделение отсеков при подаче сигнала от системы управления.
При этом набор ЖРД автономной двигательной установки включает ЖРД с продольным соплом, четыре ЖРД с поперечными соплами для создания поперечных импульсов и четыре ЖРД для создания моментов вращения головного отсека относительно его центра масс, а автономная двигательная установка головного отсека выполнена жидкостной или на пастообразном топливе, в состав которого входит окислитель.
При атаке целей в воздушном пространстве в диапазоне высот до 30…40 км предложенное техническое решение позволяет увеличить быстродействие управления ракеты по углам атаки/скольжения по сравнению с прототипом, поскольку к аэродинамическому управлению ракетой с помощью рулей (расположенных на хвостовой части двигательного отсека) добавляется газодинамическое управление, реализуемое путем использования поперечных сопел автономной двигательной установки головного отсека.
Предлагаемое техническое решение дает возможность перехватывать также и заатмосферные цели, для чего после полной отработки двухимпульсной двигательной установки второго отсека последний отделяется и на головном отсеке включается автономная двигательная установка, обеспечивающая дополнительный разгон головного блока путем использования его ЖРД с продольным соплом и газодинамическое управление в процессе наведения на цель путем использования ЖРД с поперечными соплами и ЖРД ориентации, служащих для создания моментов вращения вокруг центра масс головного отсека.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлена компоновочная схема ракеты, а на фиг. 2, 3, 4 изображены схемы создания управляющих сил при полете ракеты в атмосфере и за ее пределами соответственно. На фиг. 2, 3, 4 приняты следующие обозначения:
V - скорость ракеты;
1
P - тяга поперечного сопла автономной двигательной установки головного отсека;
1
Y - подъемная аэродинамическая сила ракеты (корпуса и крыльев);
2
Y - подъемная аэродинамическая сила рулей ракеты;
г
Т - тяга продольного сопла автономной двигательной установки головного отсека;
2
Р - тяга сопел стабилизации, создающих моменты вращения головного отсека вокруг его центра масс.
Головной отсек управления авиационной ракеты (см. фиг. 1) содержит головку самонаведения 1, боевую часть 2, инерциальную систему управления (ИСУ) 3, топливный бак с горючим 4, систему подачи топлива 5, топливный бак с окислителем 6, отрывной электроразъем 7, блок электропитания 8, систему автономной теплозащиты защиты (CAT) 9, двигатели стабилизации ракеты вокруг центра масс 10, двигатель разгонный второй ступени 11, неконтактный датчик цели (НДЦ) 22, блок линии радиокоррекции 23, сопла двигателя поперечного управления 24.
Двигательный отсек ракеты содержит устройство разделения головного и двигательного отсеков 12, блок определения момента запуска второго импульса двигателя 13, дополнительный баллон с хладагентом CAT 14, камеру сгорания второго импульса двигателя 15, камеру сгорания первого импульса двигателя 16, крыло 17, приводы рулей 18, рули 19, блок электропитания приводов 20, блок поправок 21.
Функционирование ракеты с использованием 2-импульсного двигателя при атаке цели в воздушном пространстве осуществляется следующим образом. После старта с носителя за счет работы первого импульса двигателя ракета приобретает необходимую скорость и летит к цели в соответствии с законом пропорциональной навигации - n=k*ω, где n - перегрузка ракеты, k - коэффициент пропорциональности, ω - угловая скорость линии визирования «ракета-цель».
<mrow><mrow><mo>(</mo><mover accent="true"><mi>D</mi><mo>˙</mo></mover><mo>)</mo></mrow></mrow>
p
p
Система наведения ракеты, получая по линии радиокоррекции от самолета-носителя информацию о взаимном расположении ракеты и цели, формирует в ИСУ текущие данные по величинам дальности ракеты до цели, относительной скорости ракеты и цели, а также определяет высоту и скорость полета ракеты. Вычислитель 13 получает указанные текущие данные из ИСУ 3 по величине дальности ракеты от цели (D) и относительной скорости
ракеты и цели. Блок поправок 21, получая из ИСУ текущие данные (H,V), с учетом температуры заряда второго импульса определяет расчетный прирост скорости ракеты от второго импульса и направляет полученную величину вычислителю 13. Вычислитель 13 на основании полученных данных и аппроксимации движения цели определяет время запуска твердотопливного двигателя второго импульса 15 из условия обеспечения встречи ракеты с целью примерно за 1…2 сек до полного окончания работы указанного двигателя и при подлете к цели в расчетный момент времени подает сигнал на воспламенитель 25 второго импульса, который запускает твердотопливный двигатель второго импульса 15. При этом поворот ракеты в требуемое пространственное положение (выход на требуемые углы атаки и скольжения) (см. фиг. 2) обеспечивается одновременно за счет отклонения аэродинамических рулей 19 с помощью приводов 18 и срабатывания автономного жидкостного двигателя головного блока с истечением газовой струи через систему поперечных сопел 24 управления (коррекции). Таким образом, быстродействие и, следовательно, эффективность системы управления ракеты по сравнению с прототипом повышается. При подлете к цели по команде НДЦ (поз.22) осуществляется подрыв боевой части 2.
При атаке заатмосферной цели начальный разгон ракеты осуществляется за счет 1-го импульса 16 двигателя с последующим разгоном на 2-м импульсе 15, после чего по команде ИСУ (поз. 3) производится разделение головного и двигательного отсеков с помощью разделительного устройства 12, например с помощью удлиненного детонирующего шнура, разрывающего обечайку, соединяющую головной и двигательный отсеки.
Дальнейший разгон головного блока осуществляется с помощью автономного жидкостного двигателя головного блока с истечением газовой струи через продольное сопло 11. При этом наведение на цель производится газодинамическим способом с помощью системы поперечных сопел 24. Управление пространственным положением головного блока осуществляется с помощью системы сопел стабилизации 10 (см фиг. 3, 4а, 4б).
Срабатывание боевой части 2 при подлете к цели осуществляется по команде НДЦ, как и при атаке цели в воздушном пространстве.
Предложенные схемы управления ракетой обеспечивают необходимое быстродействие и требуемый уровень перегрузок для эффективной реализации наведения на цель и ее поражение как в атмосфере, так и за ее пределами.
Дополнительным преимуществом предлагаемого изобретения является также то, что вследствие возможности аэрогазодинамической стабилизации и управления ракеты пуск ее можно осуществлять с авиационных носителей даже при предельно малых скоростях, когда чисто аэродинамическое управление невозможно.