Автономный блок управления реактивного снаряда



Владельцы патента RU 2627334:

Акционерное общество "Московское конструкторское бюро "Компас" (RU)

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Технический результат - расширение боевых возможностей реактивной артиллерии при стрельбе по малоразмерным целям. Автономный блок управления реактивного снаряда включает цилиндрический шарнир на двух подшипниках качения с осью вращения, совпадающей с продольной осью реактивного снаряда, источник питания, бортовую аппаратуру дистанционного приема полетного задания, взрыватель и аппаратуру управления. Аппаратура управления содержит бортовой вычислитель, блок инерциальных датчиков и аппаратуру спутниковой навигации. Кроме того, устройство содержит электрический рулевой привод. Он включает четыре электродвигателя постоянного тока и четыре аэродинамических руля, скрытых внутри корпуса в исходном положении. Каждый электродвигатель постоянного тока имеет возможность отклонения независимо друг от друга своего аэродинамического руля на угол ±20°. Рулевой привод обеспечивает способность одновременно создавать управляющие силы и моменты по курсу, тангажу и крену. Бортовой вычислитель имеет возможность формирования команд по стабилизации крена и демпфирования продольных и поперечных колебаний снаряда. Устройство может быть установлено на неуправляемые реактивные снаряды непосредственно перед применением. 2 ил.

 

Изобретение относится к военной технике, в частности к управляемым реактивным снарядам.

Известны реактивные снаряды, например 9М22У и 9М521 (см. например Карпенко А. Современные реактивные системы залпового огня. Издательство «Бастион», 2003 г.).

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известных реактивных снарядов, относится то, что в известных реактивных снарядах полет до цели осуществляется по баллистической траектории без компенсации отклонений от требуемой для поражения цели траектории, в результате чего они обладают низкой точностью стрельбы, что увеличивает расход боеприпасов и время выполнения боевой задачи.

Наиболее близким устройством того же назначения к заявленному изобретению по совокупности признаков является управляемый реактивный снаряд, включающий цилиндрический шарнир на подшипниках с осью вращения, совпадающей с продольной осью реактивного снаряда, источник питания, блок загрузки полетной информации, блок управления полетом, блок системы навигации и ориентации (см. патент RU №2502042 С1, МПК F42B 15/00, F42B 15/01 от. 22.05.2012 г.), принятый за прототип.

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства, принятого за прототип, относится то, что в известном устройстве управление полетом реактивного снаряда обеспечивается одной парой аэродинамических рулей, зафиксированных под определенным углом к продольной оси ракеты на внешней поверхности носового модуля управляющего блока и разворачиваемых в требуемое положение вместе с носовым модулем в фиксированное положение относительно плоскости, в которой осуществляется управление при помощи моментного двигателя, статор которого жестко связан с корпусом носового модуля управляющего блока, а ротор расположен на оси цилиндрического шарнира, связанного с разгонным блоком.

В результате недостатками прототипа являются ограниченные диапазоны одновременно выбираемых боковых отклонений и отклонений по дальности из-за возможности мгновенного управления только в одной плоскости, ограничения по маневренным возможностям снаряда и неоптимальной траектории полета из-за установки руля в фиксированном положении, отсутствует возможность демпфировать продольные и поперечные колебания снаряда в полете, что увеличивает лобовое сопротивление и уменьшает дальность, невозможность применения в штатном неуправляемом снаряде без доработки последнего.

Техническим задачей настоящего решения является устранение указанных выше недостатков, а именно повышение точности стрельбы за счет увеличения диапазона одновременно выбираемых боковых промахов и промахов по дальности, снижение лобового сопротивления управляемого реактивного снаряда и обеспечение установки блока управления на серийно-выпускаемые снаряды без доработки последних непосредственно перед применением.

Технический результат - расширение боевых возможностей реактивной артиллерии при стрельбе по малоразмерным целям.

Указанный технический результат достигается тем, что автономный блок управления реактивного снаряда, включающий цилиндрический шарнир на двух подшипниках качения с осью вращения, совпадающей с продольной осью реактивного снаряда, источник питания, бортовую аппаратуру дистанционного приема полетного задания, взрыватель, аппаратуру управления, которая содержит бортовой вычислитель, блок инерциальных датчиков и аппаратуру спутниковой навигации, дополнительно содержит электрический рулевой привод, включающий четыре электродвигателя постоянного тока, четыре аэродинамических руля, скрытых внутри корпуса в исходном положении, каждый электродвигатель постоянного тока отклоняет независимо друг от друга свой аэродинамический руль на угол ±20°, особенностью автономного блока управления реактивного снаряда является то, что он устанавливается на серийно-выпускаемые неуправляемые реактивные снаряды непосредственно перед применением на посадочное место взрывателя в носу боевой части. При этом передняя часть отсека управления с аэродинамическими рулями свободно вращается относительно задней части, связанной с реактивным снарядом.

На фиг. 1 представлена конструкция автономного блока управления реактивного снаряда; на фиг. 2 - траектория полета реактивного снаряда, оснащенного автономным блоком управления.

Автономный блок управления содержит несущую конструкцию (1), внутри которой установлены аппаратура (2) спутниковой навигации, аппаратура (3) приема полетного задания, бортовой вычислитель (4), блок (5) инерциальных датчиков, источник (6) питания, электрический рулевой привод (7) с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями (8) и электродвигателями (9) постоянного тока, передача крутящего момента от электродвигателя на вал руля осуществляется через редуктор (10), цилиндрический шарнир выполнен на двух подшипниках (11) качения, при этом внутренняя обойма шарнира (12) фиксируется в реактивном снаряде (13) на резьбовом посадочном месте (14) взрывателя (используемого при стрельбе серийным неуправляемым снарядом), внешней обоймой является несущая конструкция (1), аэродинамическая юбка (15) механически связана с внутренней обоймой и предназначена для плавного сопряжения отсека управления с оживалом боевой части снаряда, взрыватель (16) установлен во внутренней полости узла стыковки.

Работа автономного блока управления осуществляется следующим образом: на огневой позиции расчет устанавливает автономный блок управления на реактивный снаряд и производит заряжание снаряда в направляющую боевой машины, после этого в отсек управления посредством бортовой аппаратуры полетного задания вводятся координаты цели и циклограмма работы отсека в полете. После старта бортовой вычислитель запускает выполнение циклограммы, спутниковая навигационная аппаратура определяет текущие координаты снаряда. Первоначальный участок полета осуществляется по баллистической траектории. В зависимости от дальности стрельбы и в соответствии с циклограммой пуска в назначенное время открываются аэродинамические рули и начинается управляемый полет. По сигналам от датчиков угловых скоростей, размещенных в блоке инерциальных датчиков, бортовой вычислитель формирует команды по стабилизации крена и демпфирования продольных и поперечных колебаний снаряда, а по данным о положении снаряда в пространстве, определяемым спутниковой навигационной системой и заданным при пуске координатам цели в соответствии с выбранным законом управления, формирует команды наведения снаряда на цель. Рулевой привод отрабатывает команды, отклоняя каждый из четырех аэродинамических рулей на потребные углы независимо друг от друга в заданном направлении, создавая одновременно управляющие силы и моменты по курсу, тангажу и крену. Поражение цели осуществляется с пикирования для уменьшения ошибки по дальности и повышения эффективности боевой части.

Все элементы, используемые при создании предлагаемого изобретения, известны из уровня техники и не являются неизвестными для специалистов в данной области техники.

Таким образом, вышеизложенные сведения свидетельствуют о выполнении при использовании заявленного изобретения следующей совокупности условий:

- средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в военной технике, а именно в реактивных снарядах;

- для заявленного устройства в том виде, как оно охарактеризовано в независимом пункте изложенной формулы изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных в заявке или известных до даты приоритета средств и методов;

- устройство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, способно обеспечить достижение усматриваемого заявителем технического результата, а именно расширяет возможности боевого применения реактивной артиллерии, особенно при стрельбе по малоразмерным целям, за счет значительного повышения точности стрельбы.

Следовательно заявленное изобретение соответствует условию «промышленная применимость».

Источники информации

1. Патент RU 2502042 С1, МПК F42B 15/00, F42B 15/01, опубликован 20.12.2013 г.

2. Карпенко А. Современные реактивные системы залпового огня. Издательство «Бастион», 2003 г.

Автономный блок управления реактивного снаряда, включающий цилиндрический шарнир на двух подшипниках качения с осью вращения, совпадающей с продольной осью реактивного снаряда, источник питания, бортовую аппаратуру дистанционного приема полетного задания, взрыватель, аппаратуру управления, которая содержит бортовой вычислитель, блок инерциальных датчиков и аппаратуру спутниковой навигации, отличающийся тем, что он дополнительно содержит электрический рулевой привод, включающий четыре электродвигателя постоянного тока, четыре аэродинамических руля, скрытых внутри корпуса в исходном положении, каждый электродвигатель постоянного тока имеет возможность отклонения независимо друг от друга своего аэродинамического руля на угол ±20°, рулевой привод обеспечивает способность одновременно создавать управляющие силы и моменты по курсу, тангажу и крену, бортовой вычислитель имеет возможность формирования команд по стабилизации крена и демпфирования продольных и поперечных колебаний снаряда, причем устройство может быть установлено на неуправляемые реактивные снаряды непосредственно перед применением.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В способе минимизации зон отчуждения для отделяемых частей (ОЧ) ракеты-носителя (РН) на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю.
Изобретение относится к области ракетной техники. Способ парного пуска противосамолетных ракет включает запуск первой противорадиолокационной ракеты, нацеленной на радиолокатор самолета противника или на его сигнатуру от постороннего радиолокатора, летящей по упреждающей пересекающейся траектории, а затем с перерывом вслед ей запуск второй ракеты с инфракрасной головкой самонаведения, нацеленной на сопло противорадиолокационной ракеты.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к артиллерийским снарядам. Снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество, при этом корпус выполнен из керамики, на которую намотаны концентричные слои растянутых параллельно лежащих волокон, ориентированных послойно под углом 0º, +45º, -45º к продольной оси снаряда, скрепленных между собой посредством полимерного связующего, волокна выполнены с поперечным сечением в виде равностороннего треугольника, при этом площадь поперечного сечения волокон уменьшается послойно в направлении от оси снаряда, а соседние волокна контактируют между собой взаимообращенными гранями.

Группа изобретений относится к вариантам выполнения крылатой ракеты для поражения преимущественно наземных целей. Технический результат – повышение эффективности поражения целей крылатой ракетой.

Группа изобретений относится к газодинамическому управлению ракетой или снарядом. Система гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом включает по меньшей мере один исполнительно-приводной элемент, соединенный прямо или косвенно по меньшей мере с одним общим исполнительно-приводным механизмом для обеспечения создания усилия для приведения в действие, передаваемого через общий исполнительно-приводной механизм.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения.

Группа изобретений относится к управляемому стратегическому вооружению, в частности к сверхзвуковым летательным аппаратам и способам реализации их полета. Сверхзвуковой летательный аппарат содержит стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с планером и с функциональными блоками.

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в малогабаритных зенитных и противотанковых ракетах. Бикалиберная ракета (вариант 1) содержит разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени.

Ракета // 2613391
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Технический результат - упрощение конструкции ракеты при повышении надежности ее работы.

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах систем залпового огня. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов. Перед блоком стабилизаторов на расстоянии 0,025-0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса размещена втулка из эластичного материала с низкой температурой абляции в кольцевой проточке. В месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой теплозащитное покрытие выполнено с внутренним кольцевым уступом, прилегающим к втулке. Торцевая поверхность втулки, обращенная к блоку стабилизаторов, выполнена с внутренним кольцевым уступом с внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру втулки, и наружным диаметром, не превышающим внутренний диаметр блока стабилизаторов. В резьбовом соединении между корпусом снаряда и корпусом блока стабилизаторов установлено кольцо из материала с низкой теплопроводностью. Достигается повышение надежности функционирования ракетной части за счет снижения нагрева в области резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов и демпфирования акустических колебаний. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах систем залпового огня. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов. Перед блоком стабилизаторов на расстоянии 0,025-0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса размещена втулка из эластичного материала с низкой температурой абляции в кольцевой проточке. В месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой теплозащитное покрытие выполнено с внутренним кольцевым уступом, прилегающим к втулке. Торцевая поверхность втулки, обращенная к блоку стабилизаторов, выполнена с внутренним кольцевым уступом длиной не менее длины резьбового соединения между блоком стабилизаторов, внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру втулки, и наружным диаметром, не превышающим внутренний диаметр блока стабилизаторов. Достигается повышение надежности функционирования ракетной части за счет снижения нагрева в области резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов и демпфирования акустических колебаний, при этом в резьбовом соединении между корпусом снаряда и корпусом блока стабилизаторов установлено кольцо из композиционного материала с низкой теплопроводностью. 1 ил.

Реактивный двигатель включает корпус, консольный стержень, полое центральное тело, средство регулирования перемещения полого центрального тела при открытии сопла и средство перемещения полого центрального тела для закрытия сопла в заданный момент времени путем обеспечения заданной равнодействующей сил давления газообразных продуктов горения метательного вещества на центральное тело. Корпус имеет переднюю часть, камеру сгорания, приспособленную для размещения в ней заряда метательного вещества, и сопло. Консольный стержень со свободной концевой частью закреплен в передней части корпуса и выступает наружу из сопла. Полое центральное тело выполнено с возможностью перемещения вдоль консольного стержня по направлению истекающего потока газообразных продуктов горения метательного вещества для открытия сопла и перемещения в направлении, обратном указанному, для закрытия сопла. Полое центральное тело охватывает консольный стержень по его боковой поверхности. Средство регулирования перемещения полого центрального тела при открытии сопла размещено на консольном стержне внутри полого центрального тела. Другое изобретение группы относится к реактивному боеприпасу, включающему головную часть, указанный выше реактивный двигатель, соединенный с головной частью со стороны передней части своего корпуса, и стабилизатор. При стрельбе реактивным боеприпасом, включающим указанный реактивный двигатель, из мобильной пусковой установки с пусковой трубой, воздействуют газообразными продуктами горения метательного вещества на полое центральное тело для открытия сопла в пусковой трубе с обеспечением истечения указанных продуктов из открытого сопла для создания движущей силы, действующей на реактивный боеприпас. Регулируют положение полого центрального тела в открытом сопле в зависимости от температуры заряда метательного вещества. Обеспечивают одновременную подачу газообразных продуктов горения метательного вещества внутрь полого центрального тела. Закрывают сопло посредством полого центрального тела в заданный момент времени путем обеспечения заданной равнодействующей сил давления газообразных продуктов горения метательного вещества на полое центральное тело. Группа изобретений позволяет повысить кучность стрельбы, а также предотвратить воздействие струи пороховых газов на стрелка и его баротравму при повышении начальной скорости реактивного боеприпаса. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым снарядам. Cнаряд содержит корпус с кольцевым упором внутри его передней части и поджимной гайкой в задней части, между которыми последовательно установлены боевая часть и блоки аппаратуры управления. На упоре выполнены продольно расположенные сквозные резьбовые отверстия, в которые ввернуты установочные винты. На торце упора со стороны боевой части выполнены радиальные пазы, в которых размещены выступы, выполненные на переднем торце боевой части. Боевая часть и блоки аппаратуры управления зафиксированы от продольного перемещения поджатием гайкой к установочным винтам. Изобретение позволяет исключить возможность проворота боевой части относительно блоков аппаратуры при вращении снаряда по крену, а также обеспечить точное совмещение выходов электрических связей блоков аппаратуры при выводе их через отверстия в боковой поверхности корпуса. 2ил.

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в ракетной технике. Радиоуправляемый снаряд содержит разгонный двигатель, отделяемый поддон, установленный на кормовую часть корпуса снаряда, радиоаппаратуру с антенной системой, выполненной в виде антенны с коническим диэлектрическим наконечником, размещенным на заднем торце корпуса, и наружной антенны, размещенной за стабилизатором и выполненной в виде волновода с наконечником, соединенной с торцевой антенной посредством соединительного фланца, установленного на диэлектрический наконечник и механически связанного с поддоном. Волновод и соединительный фланец размещены внутри корпуса вдоль его боковой поверхности, при этом волновод выведен из корпуса через отверстие, выполненное в его стенке перед поддоном, на заднем торце корпуса выполнена круговая проточка с обеспечением зазора между поверхностью диэлектрического наконечника и стенкой корпуса, причем вершина наконечника выполнена не выступающей за торец корпуса, а передний торец поддона снабжен юбкой, установленной в проточку. Изобретение позволяет повысить надежность работы линии связи за счет исключения механических и высокотемпературных воздействий на антенную систему при разгоне снаряда, отделении поддона и в полете. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к боевым элементам реактивных снарядов. Технический результат - повышение надежности работы устройства за счет возможности корректирования траектории его движения для сближения с целью. Боевой элемент с координатором цели содержит корпус с боевой частью. Предусмотрен парашют, обеспеченный возможностью вращения. Внутри корпуса перпендикулярно его продольной оси установлены выдвижные подпружиненные тормозные щитки. Устройство содержит систему автономного наведения. Она включает как минимум соединенные между собой контроллер управления перемещением и координатор цели боевого элемента. В нижней части корпуса установлены с возможностью качания два ракетных двигателя твердого топлива. Каждый из этих двигателей содержит как минимум две камеры. Сопла двигателей в выходной части состыкованы между собой по плоскости, с образованием смежных площадок. Органы управления двигателей связаны с системой автономного наведения через контроллер управления перемещением. Продольная ось одного из упомянутых двигателей параллельна продольной оси боевого элемента. Продольная ось другого двигателя перпендикулярна продольной оси боевого элемента. Парашют установлен с возможностью отстыковки от корпуса по команде контроллера управления перемещением. 3 ил.

Изобретение относится к способу имитации беспилотного летательного аппарата (БЛА) для отработки системы наведения при проведении летных испытаний. Для этого задают полетное задание с помощью модуля программатора беспилотному летательному аппарату, проводят предстартовый контроль, включают систему наведения, выставляют инерциальную систему управления, размещают имитатор БЛА на авиационном носителе, подключают бортовой разъем имитатора к аппаратуре носителя, подают питание на бортовой разъем имитатора, осуществляют полет авиационного носителя по траектории, приближенной к заданной для БЛА, производят имитацию пуска, функционирования и токопотребления БЛА, записывают информационный обмен на внутреннее запоминающее устройство, регистрируют телеметрическую информацию, производят ее обработку и анализ после полета. Обеспечивается отработка и проверка системы самонаведения при проведении летных испытаний. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА). Целью изобретения является создание надежного фиксатора разделяемых объектов ЛА для соединения без люфта сложных разделяемых объектов большой массы, обеспечивающего контроль несанкционированного перемещения штока фиксатора при монтаже на объекте, с исключением условий демпфирования штока фиксатора и удержания его в крайнем положении при разделении объектов. Осуществление поставленной цели достигается тем, что корпусе фиксатора расположены шток, закрепленный с помощью срезаемой чеки, втулка-ловитель штока, прижатая к корпусу гайкой. Шток в крайнем положении соединяется с втулкой посредством развальцовки юбки втулки по конической проточке штока. В гайке и втулке выполнены соосные отверстия, сообщающиеся с полостью между втулкой и штоком. При подаче давления от пиропатрона 6 происходит перемещение штока 2 и срезание чеки 3. Дальнейшее движение штока 2 сопровождается соединением штока 2 с втулкой 4, развальцовкой юбки 9 втулки 4 по конической проточке 8 штока 2, за счет чего исключается реверс штока 2 от удара о втулку 4 в крайнем положении, чем обеспечивается гарантированное положение штока 2 для разделения объектов, а вследствие дренажа полости 12 через отверстия 10, 11 исключаются условия демпфирования штока; освобождается взаимное крепление объектов, обеспечивая состояние для их разделения. Далее от команды на разделение происходит разделение объектов 14, 15 по поверхности 16 в направлении оси Х. Предлагаемый фиксатор разделяемых объектов ЛА обеспечивает их надежную стыковку и разделение. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. В сверхзвуковом реактивном снаряде рули размещены на заостренной носовой части корпуса на расстоянии от переднего торца снаряда, выбираемом в пределах значений, рассчитываемых по формуле: , при этом каждый из них снабжен аэродинамическим обтекателем, выполненным в виде тела вращения, выступающего за переднюю кромку руля на величину (0,10-0,25)ар. Продольная ось обтекателя смещена от корневой хорды на расстояние (0,15-0,35)bp. Дугообразные лопасти стабилизатора смещены от донного среза реактивного двигателя в сторону носовой части корпуса на (0,3…0,6)d и закреплены на осях, параллельных продольной оси корпуса снаряда, при этом дугообразные лопасти стабилизатора ориентированы выпуклыми поверхностями в направлении по часовой стрелке на виде сзади, где Lp - расстояние от носовой части до середины корневой хорды рулей; Lц.м - расстояние от носовой части снаряда до его центра масс после выгорания топлива реактивного двигателя; L - длина снаряда; Lстаб - расстояние от носовой части снаряда до середины корневой хорды лопастей стабилизатора; - относительная площадь проекций 2-х лопастей стабилизатора; Sстаб - площадь проекций 2-х лопастей стабилизатора; - площадь миделевого сечения реактивного снаряда; d - калибр снаряда; к=(8-16)[1+0,1(n-3)] - коэффициент, учитывающий количество лопастей стабилизатора; nлоп=3-6 - количество лопастей стабилизатора; - относительная площадь 2-х рулей; Sp - площадь проекций 2-х противоположных рулей; bp - размах одного руля; ар - длина корневой хорды руля. Изобретение позволяет создать сверхзвуковой реактивный снаряд с увеличенной дальностью стрельбы за счет рационального выбора соотношений геометрических параметров планера и обеспечения максимального аэродинамического качества, повышенной боевой эффективностью за счет снижения разброса аэробаллистических характеристик, повышенной точностью стрельбы. 1 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике, а именно к сверхзвуковым крылатым ракетам, предназначенным для поражения наземных целей, включая легкоуязвимые площадные наземные объекты, в том числе критичные по времени мобильные цели. Способ включает введение в бортовую аппаратуру системы управления предварительно сформированное полетное задание, содержащее траекторию полета ракеты и точку прицеливания, информацию о типе поражаемой цели, пуск и полет ракеты в точку с заданными координатами при поддержании ее сверхзвуковой скорости. Полетное задание формируют по исходным данным о параметрах цели. При достижении ракетой точки с заданными координатами определяют скорость и высоту полета относительно цели с последующим определением координат точки отделения элементов дополнительного боевого снаряжения, производят отделение элементов дополнительного боевого снаряжения в этой точке, восстанавливают аэродинамический контур крылатой ракеты, производят стабилизацию крылатой ракеты, обеспечивают полет ракеты до поражения основной цели. Хранение элементов дополнительного боевого снаряжения осуществляют в отдельных контейнерах, из которых осуществляют отделение указанных элементов. Ракета содержит планер, в приборном отсеке которого размещены блоки бортовой аппаратуры системы управления, боевое снаряжение. В передней части ракеты установлено дополнительное боевое снаряжение, состоящее из отдельных элементов, выполненных в виде статически устойчивых модулей, размещенных в отдельных контейнерах, с возможностью отделения элементов от ракеты в расчетный момент времени. В задней части контейнеров размещены заглушки с возможностью их продольного перемещения вдоль контейнера под действием пороховых газов и фиксации на корпусе ракеты. Передняя часть заглушки выполнена с профилем, аналогичным профилю соответствующей части аэродинамического контура ракеты. Увеличиваются боевые возможности и эффективность в поражении рассредоточенных целей, сохраняется управляемость ракеты вплоть до достижения цели. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 12 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-08-24 2017-08-16T11:58:47
Наверх