ЗЕНИТНАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 9М96
ANTI-AIRCRAFT GUIDED MISSILE 9M96

Область техники, к которой относится изобретение.
Изобретение относится к области военной техники, а именно ракетам с газодинамической системой управления, и может быть использовано при разработке управляемых ракет, противоракет и баллистических ракет.
Уровень техники.
Известны конструкции систем управления и стабилизации ракет:
- Карпенко А.В. Российское ракетное оружие 1943-1993 г., справочник, издание второе, СПБ, "ПИКА", 1993, стр. 135, 145, 146;
- Авиация ПВО России и научно-технический прогресс: Боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра / под ред. Е.А. Федосова, М., Дрофа, 2001, стр. 214, 215, 282, 286-290;
- Патент РФ RU 2327949 Cl, F42B 15/00, дата публикации 27.06.2008;
- Патент РФ RU 2380651 Cl, F42B 15/00, дата публикации 27.01.2010;
- Патент США US 20040084564 Al, F42B 15/00, дата публикации 06.05.2004;
- Патент США US 20050011989 Al, F42B 15/00, дата публикации 20.01.2005;
- Патент № RU 2548957 Cl, F42B 15/00, дата публикации 20.04.2015.
Общим недостатком этих изобретений, по-нашему мнению, является необходимость применения доразгона ракеты на участке наведения. Такое выполнение ракеты обеспечивает увеличение располагаемых перегрузок в районе цели на больших высотах от 30 до 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.
Однако, на больших высотах эффективность
аэродинамических рулей неизбежно снижается, что приводит к замедленному выходу ракеты на требуемые углы атаки и, соответственно, к снижению вероятности поражения цели. При атаке заатмосферных целей аэродинамические рули становятся полностью неэффективны.
В качестве близкого аналога изобретения может быть рассмотрено техническое решение, предложенное в патенте РФ - «Устройство для управления высокоманевренной ракетой», патент № RU 2146353 Cl, дата публикации 10.03.2000. Положительный эффект данного технического решения по сравнению с аналогами достигается тем, что в ракете, содержащей головку самонаведения, блок управления, маршевый двигатель, аэродинамические рули-элероны, установленные в носовой части ракеты вне зоны воздействия истекающей струи двигателя поперечного управления, аэродинамические поверхности, установленные в хвостовой части ракеты, используется двигатель поперечного управления с по меньшей мере двумя газогенераторами и радиальными соплами, установленный на подшипниках и вращающийся относительно продольной оси ракеты специальным приводом отличающийся тем, что радиальный угол между соседними соплами двигателя поперечного управления, умноженный на целое число, составляет 90°, к каждой заглушке подведен пиропатрон, соединенный линией связи с выходом блока управления, а аэродинамические поверхности скреплены с внешним кольцом подшипника, внутреннее кольцо которого закреплено на газоводе маршевого двигателя.
Недостатками близкого аналога изобретения являются:
- отработка промаха ракеты относительно цели осуществляется двигателем поперечного управления в виде отдельного отсека ракеты, продольная ось которого установлена на подшипнике с обеспечением вращения отсека двигателя поперечного управления относительно продольной оси ракеты по сигналам блока управления, что существенно усложняет конструкцию ракеты и трудозатраты на ее изготовление. Вращение отсека двигателя поперечного управления осуществляется относительно других отсеков ракеты, которые вращаются в противоположную сторону и фиксация которых в пространстве в описании изобретения не предусмотрена;
- управление вектором направления поперечного движения ракеты осуществляется путем вращения отсека двигателя поперечного управления относительно других отсеков ракеты специальным приводом, дополнительно увеличивающей постоянную времени реакции ракеты на управляющее воздействие за счет увеличения момента инерции и массы поворотных частей ракеты;
- выполнения двигателя поперечного управления в составе, по меньшей мере, двух автономных газогенераторов, причем каждый газогенератор содержит свой венец радиальных сопел, размещенных вблизи центра масс ракеты и, при необходимости, соединенных с камерой сгорания газоводом, что не только усложняет конструкцию двигателя поперечного управления, но и выводит сопла двигателя поперечного управления как первого, так и второго венца из точного размещения по центру масс ракеты, что вызывает эксцентриситет прилагаемых сил поперечного управления, однако специальных устройств компенсации эксцентриситета, препятствующих развороту ракеты по углам курса и тангажа в изобретении не предусмотрено.
Указанные недостатки снижают динамику ракеты на время разворота ракеты в направлении цели и вызывают, вследствие этого, повышенные промахи ракеты относительно цели и повышенный расход топлива (рабочего тела).
В качестве прототипа изобретения могут быть рассмотрены технические решения, изложенное в статье «Попасть в боеголовку: Триумф», https://www.popmech.ru/weapon/8210-popast-v-boegolovku-triumf/, дата выкладки на сайт 04.06.2016. Положительный эффект данного технического решения по сравнению с аналогами достигается тем, что в ракете, содержащей корпус, систему управления, боевое снаряжение и автономную двигательную установку, реализован газодинамический способ управления ракетой с использованием автономной двигательной установки поперечного управления. Она применяется на конечной фазе наведения, когда имеется достоверная информация о положении цели. Газодинамическая система управления представляет собой двигательную установку, сопла которой расположены по окружности ЗУР в районе центра масс.
Недостатками прототипа изобретения являются:
1) в случае применении множества ракетных двигателей традиционной конструкции (пример: ракета ERINT - 180 радиально расположенных импульсных ракетных двигателей - 10 колец по 18 двигателей) - это невозможность управления тягой двигателей поперечного управления в зависимости от реализуемого промаха и температуры заряда твердого топлива, разброс тяги отдельных двигателей вследствие естественных причин индивидуального изготовления;
2) при использовании двигателей с регулируемой подачей газа (пример: ракета Aster - двигательная установка поперечного управления выполнена в виде твердотопливного газогенератора с четырьмя щелевыми соплами, оборудованными регулирующими клапанами):
- применение специальных клапанных механизмов, выполненных из тугоплавких материалов, традиционно дорогих и сложных в получении и обработке;
- ограничение удельного импульса двигателя вследствие невозможности использования топлива с температурой горения, превышающей термостойкость существующих конструкционных материалов.
Раскрытие сущности изобретения.
Ракета содержит корпус, размещенные в нем боевое снаряжение, аппаратуру системы управления и двигательную установку поперечного управления, состоящую из газогенератора, и большого количества сопел, соединенных с газогенератором, закрытые крышками, которые имеют независимое открытие, причем сопла двигательной установки поперечного управления размещаются в центре массы ракеты и обеспечивают изменение траектории движения только центра масс ракеты без изменения углового положения ее строительной оси по тангажу и курсу и использования для наведения на цель аэродинамических сил или тяги маршевой двигательной установкой с продольным соплом.
Система управления обеспечивает управление тягой двигательной установки за счет открытия сопел двигательной установки поперечного управления по командам системы управления ракетой.
Система управления обеспечивает поперечное тяговое воздействие на ракету расчетной величины для компенсации реализуемого в конкретных условиях промаха за счет открытия одновременно двух сопел двигательной установки поперечного управления, суммарная тяга которых направлена по биссектрисе угла между осями включенных сопел и пропорциональна удвоенному косинусу половины угла между осями включенных сопел.
При достижении заданного поперечного смещения ракеты для компенсации промаха ракеты относительно цели система управления обеспечивает создание противоположной тяги двигательной установки за счет одновременного открытия сопел двигательной установки поперечного управления оппозитных ранее открытым, суммарная тяга которых компенсирует тягу ранее открытых сопел.
Положительный эффект предлагаемого технического решения заключается в улучшении динамики ракеты за счет исключения из обобщенной постоянной времени реакции ракеты на управляющее воздействие составляющей времени, необходимой для разворота ракеты по углу места или курсу, отсутствии необходимости постоянной работы двигательных установок ракеты (продольных и поперечных), снижении вследствие этого общего расхода топлива (рабочего тела), равенства тяги каждого из открываемых сопел вследствие их питания от одного газогенератора, управления величиной и направлением действия боковой силы двигательной установки поперечного управления без использования клапанной системы, действующей в горячем газе, вследствие этого возможности использования в двигательной установке поперечного управления ракетного топлива с предельным значением удельного импульса.
Осуществление изобретения.
Пример осуществления изобретения приведен на фиг. 1 где:
1. Корпус ракеты.
2. Центр масс ракеты.
3. Двигательная установка поперечного управления.
4. Сопла двигательной установки поперечного управления.
5. Вектор тяги первого сопла.
6. Вектор тяги второго сопла.
7. Результирующий вектор тяги двигательной установки поперечного управления.