Ракета

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах класса «воздух-воздух». Ракета содержит корпус в виде соединенных разделяемых стыковочным узлом с разрывным пиротехническим креплением последовательно расположенных герметичного головного отсека с головкой самонаведения, инерциальной системой управления, боевым снаряжением, системой активной теплозащиты и автономной жидкостной или на пастообразном топливе двигательной установкой, содержащей топливо с окислителем и набором ЖРД с продольным соплом, четырьмя ЖРД с поперечными соплами и четырьмя ЖРД для создания моментов вращения головного отсека, и двигательного отсека с аэродинамическими рулями, рулевыми приводами, двухимпульсной твердотопливной двигательной установкой, блоком определения момента запуска второго импульса, блока поправок. Изобретение позволяет эффективно поражать высотные цели. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

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;

P1 - тяга поперечного сопла автономной двигательной установки головного отсека;

Y1 - подъемная аэродинамическая сила ракеты (корпуса и крыльев);

Y2 - подъемная аэродинамическая сила рулей ракеты;

Тг - тяга продольного сопла автономной двигательной установки головного отсека;

Р2 - 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».

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 ( D ˙ ) ракеты и цели. Блок поправок 21, получая из ИСУ текущие данные (Hp,Vp), 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.

1. Ракета, содержащая корпус с аэродинамическими рулями и крыльями, головку самонаведения, инерциальную систему управления, боевое снаряжение и двухимпульсную твердотопливную двигательную установку, отличающаяся тем, что 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.

2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что 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.

3. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что автономная двигательная установка головного отсека выполнена жидкостной или на пастообразном топливе, в состав которого входит окислитель.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета содержит корпус, аэродинамические крылья и рули, гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Вращающаяся двухступенчатая крылатая ракета (КР) с пятью степенями свободы пространственного движения содержит корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, в виде фигуры вращения с крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, одноканальную систему управления, рулевой привод, отделяемый стартовый ускоритель с аксиальным турбореактивным двигателем с газодинамической насадкой, маршевую ступень с n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения и малогабаритным одноразовым турбореактивным двигателем со складывающимся воздухозаборником, головку самонаведения.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета (УР) содержит последовательно телескопически соединенные радиальными винтами с гайками и коническими головками отсеки из цилиндрических тонкостенных оболочек, маршевый двигатель, боевую часть.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной части.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Управляемая ракета содержит головной отсек, присоединенный к другому отсеку винтами и элементом крепления в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами с внутренней цилиндрической поверхности и выступами на торцевой поверхности.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным частям со стабилизатором реактивных снарядов. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда содержит корпус с многосопловым блоком и раскрывающийся стабилизатор с лопастями.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для применения в ракетах, запускаемых из транспортно-пускового контейнера. Конструкция узла механизма удержания представляет собой кронштейн, на котором смонтированы упор, флажок, тандер и зацеп, размещенный на оси вращения в передней части кронштейна механизма удержания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.

Группа изобретений относится к военной технике. При способе испытания летательных аппаратов (ЛА) перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны наземного приемного пункта (НПП). В процессе полета ЛА определяют его текущие координаты. Включают их в информационные пакеты телеметрической информации, которую считывают с функциональных блоков ЛА и преобразуют в двоичный код. Сформированные информационные пакеты излучают в направлении наземного приемного пункта (НПП). Осуществляют прием и обработку переданной информации в НПП в режиме реального времени. По полученным координатам ЛА рассчитывают направление на ЛА, с которым совмещают ось диаграммы направленности антенны НПП. Система испытаний ЛА с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на ЛА функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ), аппаратуру спутниковой навигации. Наземная аппаратура телеметрической системы регистрации содержит НПП с антенной, пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках. Ракета (1) расположена в ТПК (2), имеющем цилиндрическую (3) и коническую (4) части направляющей поверхности. Опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с углом конуса, обеспечивающим максимальной длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью передней части ТПК. Достигается снижение нагрузок на ракету и ТПК при старте, уменьшение аэродинамического сопротивления маршевой ступени ракеты в полете и увеличение миделя ракеты в пределах ограничения внутреннего диаметра ТПК. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоступенчатых ракетах. Многоступенчатая ракета содержит верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом, нижние ступени в виде пары поршень-цилиндр, кольцевой шпангоут с кольцевым пиротехническим элементом, бортовую кабельную сеть в виде свободно деформируемого кабельного жгута. Цилиндр, выполненный в виде силовой оболочки, выполненной в виде вафельной конструкции, заполнен монотопливом и содержит пиротехнические элементы и поршень, выполненный в виде негерметичной оболочки, сопряженной с герметичным днищем с четырехкамерным ЖРД в виде двух пар камер, из армированного углепластика или углерод-углеродного композиционного материала, со степенями расширения, и содержит два пояса-уплотнения в виде эластичного кольца с магнитным кольцом в виде набора постоянных магнитов. Четырехкамерный ЖРД содержит рулевые приводы, сдвижные телескопические сопловые насадки, клапаны отключения подачи монотоплива. Осуществляют расход активной массы в виде монотоплива и пассивной массы ракеты в виде оболочки цилиндра, после включения ЖРД по команде от СУ задействуют кольцевой пиротехнический элемент на шпангоуте для обеспечения возможности перемещения поршня относительно цилиндра, подают команды на пиротехнические элементы, отделяют освободившиеся кольцевые элементы цилиндра, отделяют от ракеты пару камер ЖРД в момент времени, зависящий от дальности полёта ракеты, тяги ЖРД, массоцентровочной характеристики ракеты, текущего времени полёта ракеты, времени отделения пары камер сгорания в зависимости от степени расширения, подают команду и включают систему наддува цилиндра для полной выработки монотоплива. Изобретение позволяет повысить тактико-технические характеристики ракеты. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на летательном аппарате (ЛА) функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной и наземный приемный пункт с антенной. На наземном приемном пункте установлена аппаратура телеметрической системы регистрации, которая содержит пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА при больших дальностях полета и сложных профилях его траектории. 1 ил.

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль. Инерциальный измерительный модуль содержит три микромеханических гироскопа (ММГ) и двухосный датчик линейных ускорений (ДЛУ), размещенные на общей плате, установленной перпендикулярно продольной оси X вращения ракеты. Электронная аппаратура управления содержит микроконтроллер предварительной обработки и пересчета сигналов трех ММГ и двухосного ДЛУ в сигналы, соответствующие поперечным осям Y и Z, и энергонезависимое перепрограммируемое запоминающее устройство для хранения калибровочных коэффициентов. Техническим результатом изобретения является повышение точности наведения и увеличение дальности стрельбы управляемой ракетой. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут. Изобретение позволяет упростить конструкцию верхнего стыковочного шпангоута. 3 ил.

Изобретение относится к вооружению. Корректируемая минометная мина содержит корпус, выполненный с обтекателем в передней части и со стабилизатором в хвостовой части, заряд со взрывателем и систему наведения на цель с источником питания. При этом мина снабжена датчиком обнаружения и распознавания танкоопасной живой силы, расположенным в обтекателе корпуса и выполненным с возможностью работы на длине волны 3-5 мкм, причем выход датчика соединен со входом системы наведения на цель, и выдвижной штангой с приводом, установленной в обтекателе корпуса и выполненной с возможностью механического воздействия на взрыватель для приведения его в действие при соприкосновении штанги с целью или поверхностью земли. Обеспечивается повышение эффективности поражения танкоопасной живой силы противника. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения. Изобретение позволяет сократить цикл сборки космической головной части. 2 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля в пусковом контейнере содержит маршевую ступень, соединенную электрическим жгутом с пусковым контейнером, отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель. Между переходным обтекателем и пусковым контейнером размещены отделяемые сухари, центрирующие управляемую пулю в контейнере. Маршевая ступень вдвинута в центральную трубку, расположенную в отделяемом стартовом двигателе. В переходном обтекателе выполнена центрирующая трубка с пазами, базирующая маршевую ступень в осевом, радиальном и угловом направлениях. Электрический жгут выведен из маршевой ступени за центрирующей трубкой через переходный обтекатель и сухарь и соединен с электрическим разъемом, размещенным на пусковом контейнере. В управляемой пуле выполнен жгут электрической стыковки ступеней, выведенный из маршевой ступени вместе с электрическим жгутом. Центрирующая трубка переходного обтекателя имеет острую кромку, расположенную перед местом вывода электрического жгута и жгута электрической стыковки ступеней по направлению движения, а в сухаре размещена полая втулка, в которой выполнена внутренняя острая кромка. Достигается повышение эффективности управляемой пули. 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в бикалиберных управляемых ракетах. Бикалиберная управляемая ракета содержит маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель. Двигатель телескопически соединен с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда. Двигатель снабжен кольцевым насадком с конической наружной поверхностью. Насадок установлен на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя. Насадок выполнен в виде подпружиненных, с помощью пружинных толкателей, сегментных вкладышей. Вкладыши установлены с возможностью удержания от раскрытия передним фланцем стартового двигателя, а также сегментным разрезным кольцом. Достигается уменьшение возмущений маршевой ступени ракеты при разделении. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах класса «воздух-воздух». Ракета содержит корпус в виде соединенных разделяемых стыковочным узлом с разрывным пиротехническим креплением последовательно расположенных герметичного головного отсека с головкой самонаведения, инерциальной системой управления, боевым снаряжением, системой активной теплозащиты и автономной жидкостной или на пастообразном топливе двигательной установкой, содержащей топливо с окислителем и набором ЖРД с продольным соплом, четырьмя ЖРД с поперечными соплами и четырьмя ЖРД для создания моментов вращения головного отсека, и двигательного отсека с аэродинамическими рулями, рулевыми приводами, двухимпульсной твердотопливной двигательной установкой, блоком определения момента запуска второго импульса, блока поправок. Изобретение позволяет эффективно поражать высотные цели. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх