Управляемая ракета с направленной осколочной боевой частью "алконост"

Изобретение относится к области вооружения. Управляемая ракета с радиально-направленной осколочной боевой частью содержит отсек управления, включающий системы наведения, стабилизации по крену и систему неконтактного подрыва, рули и крылья, заряд взрывчатого вещества и реактивный твердотопливный двигатель с зарядом твердого топлива. Заряд реактивного двигателя выполнен из детонационноспособного твердого топлива и расположен в корпусе параллельно заряду взрывчатого вещества с плотным контактом с ним по боковой поверхности через взрывопроводящую продольную перегородку. При использовании изобретения более рационально используется энергия заряда твердого топлива. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к средствам поражения, а более конкретно к управляемым ракетам с радиально-направленными осколочными боевыми частями. Отечественная зенитная управляемая ракета 9М83 войскового зенитного комплекса С-300В («Техника и вооружение», №5-6, 1999, стр.24) содержит стартовую и маршевую ступени.

Маршевая ступень содержит отсек управления, включающий системы наведения, стабилизации по крену и неконтактного подрыва, боевую часть радиально-направленного действия и реактивный твердотопливный двигатель.

Основным недостатком ракеты является нерациональное использование запаса химической энергии основного энергоносителя ракеты - заряда твердого топлива. Начальная масса твердого топлива может составлять до 50% массы маршевой ступени, а несгоревшая масса топлива на момент подрыва боевой части - до 10% на больших дальностях и до 30-40% - на малых дальностях. В то же время масса заряда ВВ боевой части обычно не превышает 5% от массы ракеты. Другим недостатком является малая площадь контакта ВВ с набором готовых поражающих элементов (ГПЭ), что ухудшает передачу энергии заряда ВВ набору ГПЭ.

Настоящее решение направлено на устранение указанных недостатков. Техническое решение состоит в том, что заряд реактивного двигателя расположен в корпусе параллельно заряду взрывчатого вещества с плотным контактом с ним по боковой поверхности через взрывопроводящую продольную перегородку и выполнен из детонационноспособного твердого топлива, в двигателе используется боковое горение заряда со стороны, противоположной расположению боевой части, перегородка выполнена с толщиной, обеспечивающей передачу детонации от заряда взрывчатого вещества к заряду твердого топлива.

При этом согласно изобретению в заряде твердого топлива со стороны, противоположной его контактной поверхности с зарядом взрывчатого вещества, выполнена продольная выемка, а осколочная боевая часть выполнена с поперечным сечением сегментной или близкой к нему формы и содержит заряд взрывчатого вещества и слой готовых поражающих элементов, уложенных на поверхности заряда.

Также согласно изобретению готовые поражающие элементы выполнены из стали или тяжелых сплавов на основе вольфрама и в виде компактных тел с формой, обеспечивающей их плотную укладку на поверхности заряда взрывчатого вещества. Готовые поражающие элементы выполнены в форме стержней, уложенных на поверхность заряда взрывчатого вещества.

Кроме того, согласно изобретению стержни на поверхности заряда уложены параллельно оси снаряда и соединены переменно концами и могут быть уложены на поверхности заряда под углом 2...5 градусов к образующей, а на поверхности заряда твердого топлива уложена металлическая пластина с выдавленными на ней полусферическими выемками, причем вершины выемок обращены в сторону заряда.

Система неконтактного подрыва выполнена с возможностью автоматического учета уменьшения скорости метания готовых поражающих элементов с увеличением дальности полета.

Изобретение поясняется чертежами, на которых изображены:

на фиг.1 представлен продольный разрез маршевой ступени ракеты,

на фиг.2 - поперечное сечение ракеты по двигателю,

на фиг.3 - конфигурация сечения после выгорания части топлива,

на фиг.4 - конфигурация после подрыва,

на фиг.5, 6 - схема поражения целей направленным полем ГПЭ,

и на фиг.7 - схема поражения воздушной цели «ударной плетью».

Изображенная на фиг.1 ракета, выполненная по аэродинамической схеме «утка», содержит в передней части отсек управления 1 с рулями 2, имеющий выход на остальную часть ракеты через воспламенитель 3 и детонатор 4. Отсек управления соединен с корпусом 5 двигателя, выполненным из композитного материала, например стеклоткани, и разделенного продольной перегородкой 6 по всей длине. На внутренней поверхности корпуса расположен слой термозащитного покрытия 7. В верхней части корпуса размещен заряд детонационноспособного твердого топлива 8, представляющего, например, смесь на основе гексогена. По всей длине боковой поверхности заряда расположена продольная выемка 9, а в нижней части корпуса размещена боевая часть 10, состоящая из заряда ВВ 11 и слоя готовых поражающих элементов (ГПЭ) 12, выполненных из стали или тяжелых сплавов, например, на основе вольфрама, в форме, допускающей их плотную укладку, например, в виде куба, шестигранной призмы (на фиг.1-4 условно показаны ГПЭ сферической формы). Укладка ГПЭ 12 может быть выполнена однослойной или многослойной.

Укладка ГПЭ может быть заменена другими видами металлических поражающих элементов, в том числе осколочной пластиной заданного дробления, пластиной с выдавленными на ней полусферическими выемками, предназначенными для образования взрывоформируемых ударников («ударных ядер»), набором стержней с длиной, равной длине боевой части, уложенных по образующим заряда, предназначенных для формирования так называемых «ударных плетей» и др.

В задней части корпуса установлены решетчатая диафрагма 13 и сопло 14. На поверхности корпуса установлены крылья 15.

Для обеспечения постоянной поверхности горения твердого топлива на поверхности продольной выемки 9 могут быть размещены продольные пазы 16 (фиг.2).

Действие ракеты осуществляется следующим образом. После пуска и отделения стартовой ступени происходит с помощью воспламенителя 3 воспламенение заряда твердого топлива на поверхности продольной выемки 9. Горение заряда продолжается в течение всего времени полета к цели (фиг.3). При подлете к цели система управления определяет сторону промаха и производит нацеливание боевой части путем поворота ракеты вокруг продольной оси (по крену). Подрыв боевой части производится детонатором 4. При этом происходит передача детонации через перегородку 6 несгоревшей части заряда твердого топлива, что усиливает общее осколочное и компрессионное действие. Принудительное ведение детонационного фронта по всей длине заряда твердого топлива обеспечивает полноту детонации составов твердого топлива с достаточно низким содержанием дорогостоящего бризантного ВВ, например гексогена или октогена.

В результате взрыва зарядов ВВ и твердого топлива формируется поток ГПЭ, направленный в сторону цели (фиг.4, 5, 6).

Ввиду того что по ходу полета толщина слоя твердого топлива непрерывно уменьшается и, как следствие, расчетная скорость метания ГПЭ падает, определение момента подрыва, осуществляемое по условию накрытия цели потоком ГПЭ с построением векторного треугольника скоростей, производится с автоматическим учетом уменьшения скорости метания ГПЭ с увеличением дальности полета.

Более эффективное поражение воздушной цели может быть достигнуто при использовании стержневой боевой части. На фиг.7 показано действие стержневой боевой части, имеющей продольную укладку стержней, попеременно сваренных передними и задними концами. После взрыва из-за наличия векторной разницы скоростей на концах укладки стержни расходятся, образуя так называемую «ударную плеть», способную наносить сплошные разрезы планерам воздушных целей с последующим их разрушением. Укладка стержней на большей части длины ракеты позволяет получить ударные плети большой длины (до 10...20 м), что обеспечит поражение целей при значительных промахах. «Ударные плети» могут быть также использованы для поражения наземных объектов, представляющих пространственную композицию линейных элементов (фермы мостов, линии электропередачи, антенные поля, мачты радиорелейной связи, мачты радиолокационных станций и др.).

1. Управляемая ракета с радиальнонаправленной осколочной боевой частью, содержащая отсек управления, включающий системы наведения, стабилизации по крену и систему неконтактного подрыва, рули и крылья, заряд взрывчатого вещества и реактивный твердотопливный двигатель с зарядом твердого топлива, отличающаяся тем, что заряд реактивного двигателя выполнен из детонационноспособного твердого топлива, при этом указанный заряд расположен в корпусе параллельно заряду взрывчатого вещества с плотным контактом с ним по боковой поверхности через взрывопроводящую продольную перегородку.

2. Управляемая ракета по п.1, отличающаяся тем, что в заряде твердого топлива со стороны, противоположной его контактной поверхности с зарядом взрывчатого вещества, выполнена продольная выемка.

3. Управляемая ракета по п.1, отличающаяся тем, что осколочная боевая часть выполнена с поперечным сечением сегментной или близкой к нему формы и содержит заряд взрывчатого вещества и слой готовых поражающих элементов, уложенных на поверхности заряда.

4. Управляемая ракета по п.3, отличающаяся тем, что готовые поражающие элементы выполнены из стали или тяжелых сплавов на основе вольфрама.

5. Управляемая ракета по п.3, отличающаяся тем, что готовые поражающие элементы выполнены в виде компактных тел с формой, обеспечивающей их плотную укладку на поверхности заряда взрывчатого вещества.

6. Управляемая ракета по п.3, отличающаяся тем, что готовые поражающие элементы выполнены в форме стержней, уложенных на поверхность заряда взрывчатого вещества.

7. Управляемая ракета по п.6, отличающаяся тем, что стержни на поверхности заряда уложены параллельно оси снаряда и соединены переменно концами.

8. Управляемая ракета по п.6, отличающаяся тем, что стержни уложены на поверхности заряда под углом 2-5° к образующей.

9. Управляемая ракета по п.3, отличающаяся тем, что на поверхности заряда твердого топлива уложена металлическая пластина с выдавленными на ней полусферическими выемками, причем вершины выемок обращены в сторону заряда.

10. Управляемая ракета по п.1, отличающаяся тем, что система неконтактного подрыва выполнена с возможностью автоматического учета уменьшения скорости метания готовых поражающих элементов с увеличением дальности полета.