Ракета со стабилизированной по крену головной частью для ведения воздушной разведки

Полезная модель относится к области ракетной техники, а именно к средствам ведения оперативной воздушной разведки в сложных горных условиях с использованием переносных неуправляемых ракет малого калибра.
В настоящее время для визуализации различных военных и гражданских объектов на контролируемой территории, как за рубежом, так и у нас в стране, широко используются беспилотные летательные аппараты (БПЛА), оснащенные средствами переднего обзора и телепередачи видеоинформации на мобильный командный пункт [1]. Однако данные системы являются довольно сложными и дорогостоящими. Кроме того БПЛА не пригодны для ведения воздушной разведки в сложных горных условиях, когда в кратчайший промежуток времени в течение 2-3 минут необходимо оценить визуально ситуацию в труднодоступных горных районах со сложным рельефом, куда доступ людей ограничен, либо вовсе невозможен. Решение подобных задач возможно с помощью переносных ракет малого калибра и разового применения, оснащенных системой видеонаблюдения и передачи видеоинформации по каналу связи на мобильный командный пункт. Однако создание таких ракет требует разработки специальных систем, обеспечивающих стабилизацию в полете головных частей ракет оснащенных приборами видеонаблюдения. По имеющимся открытым источникам известны только две ракеты малого калибра, в которых частично решены задачи стабилизации отдельных его элементов.
Так, например, известна противоградовая ракета содержащая корпус с твердотопливным двигателем и сопловым блоком, коаксиальную обечайку, размещенную в хвостовой части корпуса с возможностью свободного вращения относительно продольной оси, и размещенные на обечайке аэродинамические поверхности, расположенные во взаимно перпендикулярных плоскостях, при этом одна пара диаметрально противоположных аэродинамических поверхностей снабжена стабилизаторами крена (роллеронами), а в другой перпендикулярной им паре образованы каналы для размещения вышибных зарядов и активных элементов для воздействия на облачные процессы [2].
Перед запуском ракеты роллероны предварительно раскручиваются до скорости порядка 50-10 об/мин. При этом в полете ракеты обечайка с аэродинамическими поверхностями не вращается вокруг продольной оси, а роллероны обеспечивают их стабилизированное состояние по углу крена. При входе ракеты в зону воздействия на облака, пиросостав, выгорая, перемещается вдоль трубки и, при совпадении запальных отверстий с отверстиями вышибных зарядов, осуществляется их поджиг, и последовательный отстрел активных элементов строго в бок от летящей ракеты вправо и влево. Горящие активные элементы оставляют за собой шлейфы активного дыма, который, взаимодействуя с облачной средой, формирует эффект осадкообразования.
Данная конструкция ракеты обеспечивает направленный отстрел активных элементов в бок от вращающейся в полете ракеты, что позволяет осуществить широкозахватное воздействие на облачную среду. Однако, в силу конструктивных особенностей ракеты, применяемая в ней система стабилизации по крену не может быть использована для стабилизации головных частей ракет, оснащенных приборами воздушной разведки.
Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому объекту является головная часть противоградовой ракеты, содержащая корпус, ячейки для активных элементов с запальными отверстиями и вышибными зарядоми, размещенную по оси трубку с отверстиями на боковой поверхности, заполненную пиротехническим составом, в которой между корпусом и центральной трубкой образован зазор, куда установлен экран, выполненный в виде трубки с возможностью вращения вокруг продольной оси, который снабжен стабилизатором крена, при этом на боковой поверхности экрана выполнены отверстия соосно запальным отверстиям ячеек, причем отверстия расположены в одной плоскости [3].
В известном техническом решении экран, выполнен в виде трубки, содержащей на конце силовой гироскоп, представляющий собой вращающегося вокруг горизонтальной оси ротор, обеспечивающий стабилизацию трубчатого экрана с запальными отверстиями по углу крена. Это обеспечивает направленный отстрел активных элементов в бок от вращающейся в полете головной части ракеты при совпадении запальных отверстий трубки с запальными отверстиями ячеек вышибных зарядов. Данная система стабилизации по крену также не может быть использована для стабилизации головных частей ракет, оснащенных приборами воздушной разведки. Применяемые для ведения воздушной разведки БПЛА, являются довольно сложными и дорогостоящими. Кроме того аппараты подобного типа имеют низкую скорость полета в сравнении с ракетой, и являются уязвимыми. Поэтому они не пригодны для ведения воздушной разведки в сложных горных условиях, когда в кратчайший промежуток времени в течение 2-3 минут.
Техническим результатом заявленного технического решения является повышение надежности и оперативности ведения оперативной воздушной разведки в сложных горных условиях с помощью переносных ракет малого калибра.
Технический результат достигается тем, что в известной ракете, содержащей корпус, твердотопливный двигатель, сопловой блок с хвостовым оперением, головную часть (ГЧ) с прозрачным в носовой части обтекателем, аппаратуру видеонаблюдения и передачи данных, а также систему стабилизации ГЧ по крену, состоящую из двухстепенного силового гироскопа, снабженного электрическим приводом, ГЧ прикреплена к корпусу ракеты с возможностью свободного вращения вокруг продольной ее оси, при этом ГЧ содержит два отсека, разделенные между собой поперечной перегородкой, где в первом отсеке, под прозрачной носовой частью обтекателя, размещена аппаратура видеонаблюдения и передачи данных, а во втором отсеке размещен горизонтально астатический силовой гироскоп с электрическим приводом, в качестве которого используется двухосный скоростной электрический двигатель с двумя вращающимися роторами на концах, которые выполнены в виде шарового сегмента, при этом электрический привод с роторами прикреплен изнутри к корпусу ГЧ с помощью вертикальной несущей перегородки.
На рисунке (Фиг. 1) представлена схематично ракета со стабилизированной по крену головной частью для ведения воздушной разведки; на Фиг. 2 - поперечное сечение ГЧ ракеты (вид по А-А.).
Ракета содержит корпус 1, двигатель 2, оснащенный твердотопливным зарядом 3, сопловой блок 4, хвостовое оперение 5, а также головную часть (ГЧ) 6, снабженную прозрачным в носовой части обтекателем 7. ГЧ прикреплена к корпусу ракеты 1 с возможностью свободного вращения вокруг продольной ее оси с помощью подшипников качения 8.
ГЧ ракеты содержит два отсека 9 и 10, разделенные между собой поперечной перегородкой 11, где в первом отсеке 9, под прозрачным в носовой части обтекателем 7, размещена аппаратура видеонаблюдения 12 и аппаратура передачи данных 13 по каналу видеосвязи, а во втором отсеке 10 размещена система стабилизации ГЧ по крену, включающая астатический силовой гироскоп 14 (Фиг. 2) с двумя вращающимися роторами 15 и электрическим приводом. В качестве последнего используется двухосный скоростной электрический двигатель 16, на выступающих валах которого с двух сторон прикреплены роторы силового гироскопа 15. В свою очередь электрический двигатель 16 с роторами 15 прикреплен изнутри к корпусу ГЧ с помощью вертикальной несущей перегородки 17. С целью повышения кинетического момента силового гироскопа, роторы 15 выполнены в виде шарового сегмента.
Ракета работает следующим образом.
Перед запуском ракеты она устанавливается в направляющую пусковой установки (на рисунке не показана). При этом роторы силового гироскопа 15 выставлены горизонтально. Затем роторы силового гироскопа 15 с помощью электрического привода 16, раскручивается до скорости порядка 50-10 об/мин. После этого к электрозапалу ракетного двигателя (на рисунках электрозапал не показан) подается электрический импульс, от которого воспламеняется топливный заряд ракетного двигателя 3, при горении которого создается необходимая тяга и ракета сходит с направляющей пусковой установки в заданном направлении. При малейшем крене ГЧ ракеты в полете, роторы силового гироскопа 15, обладающие значительным кинетическим моментом, возвращают ГЧ в исходное положение, независимо от вращения самой ракеты в полете. Таким образом обеспечивается необходимая стабилизация ГЧ ракеты по крену на всем участке траектории полета ракеты. При входе ракеты в зону ведения воздушной разведки по нисходящей траектории, видеоинформация в панорамном формате и в режиме «онлайн» через спутниковую систему связи, либо ретранслятор, передается на мобильный командный пункт для анализа.
Ракета в полете стабилизируется не только вращением ракеты вокруг продольной оси, но и хвостовым оперением 5, обдуваемым в полете встречным воздушным потоком.
Предложенное техническое решение в сравнении с известными [1-3], обеспечивает высокую надежность и оперативность ведения воздушной разведки с использованием переносных ракет малого калибра.
Предложенное техническое решение может быть использовано при создании мобильных специализированных комплексов, позволяющих получать в режиме реального масштаба времени видеоинформацию с мест катастроф в труднодоступных горных районах со сложным рельефом, куда доступ людей и разведка с помощью БПЛА не представляется возможным.
Подобные комплексы могут быть использованы как в гражданской, так и в военной области для ведения оперативной разведки в труднодоступных горных районах. Они могут быть использованы также для визуально контролируемой доставки в заданную точку зоны на поверхности земли специальных грузов, например, снаряжения, боеприпасов и т.д.
При разработке таких комплексов в качестве базового варианта могут быть использованы дешевые малогабаритные противоградовые ракеты типа «Алазань» калибра 60 мм, с дальностью полета порядка 12-15 км и временем в полете 1,5-2,0 минут.
Источники информации:
1. Кириллов Α., Шаповалов В. Боевые роботы - в воздухе и на земле. - ТМ, №8, 2000 г, с. 12-17.
2. Патент РФ на полезная модель №2034230. МПК F42B 10/06, 1995 г. «Противоградовая ракета» / Байсиев Х.-М.Х.
3. Патент РФ на полезная модель №1793785. МПК F42B 15/08, 1995 г. «Головная часть противоградовой ракеты» // Байсиев Х.-М.Х., Болгов Ю.В. Прототип.