Сверхзвуковая ракета

Изобретение относится к крылатым и аэробаллистическим ракетам с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД). Сверхзвуковая ракета (СР) включает фюзеляж в составе головного, центральных и хвостового отсеков, ПВРД и нерегулируемый воздухозаборник, бортовую аппаратуру системы управления в составе системы инерциальной навигации, системы конечного наведения, высотомера и обеспечивающих систем, аэродинамические рули, утопленную в камере сгорания ПВРД твердотопливную стартово-разгонную ступень. Передняя панель головного отсека фюзеляжа выполнена в виде клина с углом развала плоскостей 60°…170° в тангажной плоскости и с аэродинамической иглой по продольной оси CP. В плоскостях клина заподлицо с внешней поверхностью выполнено не менее двух плоских иллюминаторов СКН, которая выполнена комбинированной в виде радиолокационных и оптико-электронных каналов. Воздухозаборник выполнен подфюзеляжным с полуконусом сверхзвукового диффузора, складным в калибр CP. CP снабжена бугелями под направляющие торпедного аппарата либо обтюраторами под транспортно-пусковой контейнер, сгруппированными не менее чем в два пояса. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности селекции целей в сложной помеховой обстановке. 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к управляемому ракетному оружию (УРО), а более конкретно - к крылатым и аэробаллистическим ракетам с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД).

Известны изделия УРО, оснащенные ПВРД, а также твердотопливными стартово-разгонными ступенями (СРС) для предварительного набора скорости и запуска ПВРД - см., например, С.М. Ганин, А.В. Карпенко, В.В. Колногоров, Г.Ф. Петров «Беспилотные летательные аппараты», СПб., сборник «Невский бастион», изд-во «ГАНГУТ», 1999 г., стр. 22-25 (изделия «Буря», «Буран», П-20С), стр. 115 (изделие зенитного ракетного комплекса 2К11 «Круг»).

Известны также реактивные снаряды, оснащенные вкладными (интегрированными) в камеру сгорания ГТВРД стартово-разгонными ступенями - см., например, А.В. Карпенко «Отечественные тактические ракетные комплексы», СПб., сборник «Невский бастион», изд-во «ГАНГУТ», 1999 г., стр. 10-12 (изделия «034», «036», «036А» ракетного комплекса «Вихрь»),

Известно сверхзвуковое противокорабельное изделие УРО «Яхонт» с ПВРД и интегрированной СРС, обеспечивающее минометный старт из транспортно-пускового контейнера (ТПК) с наземных, надводных и подводных носителей, а также бесконтейнерный старт с авиационных носителей, программный с возможностью разворотов полет на малой либо большой/малой высоте в зону цели по данным системы инерциальной навигации (СИН) и радиовысотомера (РВ), поиск и селекцию цели типа «надводный корабль» (НК) посредством системы конечного наведения (СКН) - см., например, Л.Е. Макаров, В.А. Поляченко, М.А. Хомяков, А.В. Благов и др. «60 лет самоотверженного труда во имя мира» (Федеральное государственное унитарное предприятие «НПО машиностроения»), М., изд. дом «Оружие и технологии», 2004 г., стр. 87-90, 231-236 (ближайший аналог).

Однако принятая конструктивно-компоновочная схема сверхзвуковой ракеты (CP) - ближайшего аналога с лобовым воздухозаборником (ВЗ) приводит к невозможности использования всей площади миделя CP для размещения антенных устройств (АУ) и визиров каналов СКН; кроме того, при маршевом сверхзвуковом полете CP только по маловысотным траекториям крыло является избыточным; кроме того, не предусмотрен старт изделия из торпедных аппаратов (ТА) подводных лодок (ПЛ).

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности селекции НК в сложной помеховой обстановке за счет увеличения поперечного сечения головного отсека CP для размещения не менее двух каналов СКН при одновременном увеличении апертуры антенных и визирных устройств каналов, а также соответствующая оптимизация аэродинамической схемы CP с учетом старта из ТА ПЛ и реализуемых траекторий полета, дополнительно: снижение демаскирующих признаков изделия на траектории маршевого полета и участка самонаведения (СН).

Указанная техническая задача решается для CP, включающей цилиндрический фюзеляж (в составе головного, центральных и хвостового отсеков), ПВРД и нерегулируемый ВЗ, бортовую аппаратуру системы управления в составе СИН, СКН, высотомера и обеспечивающих систем (электропитания, терморегулирования, силовых коммутаций рулевых приводов и т.п.), аэродинамические рули, утопленную в камере сгорания ПВРД твердотопливную СРС, следующим образом: передняя панель головного отсека фюзеляжа выполнена в виде клина с углом развала плоскостей 60°…170° в тангажной плоскости и с аэродинамической иглой (АИ) по продольной оси CP, в плоскостях клина заподлицо с внешней поверхностью выполнено не менее двух плоских иллюминаторов СКН, которая выполнена комбинированной в виде радиолокационных и оптико-электронных каналов, воздухозаборник выполнен подфюзеляжным с полуконусом сверхзвукового диффузора, складным в калибр CP, с возможностью его выдвижения в полете. CP выполнена в калибре 500…700 мм и снабжена бугелями под направляющие торпедного аппарата либо обтюраторами под транспортно-пусковой контейнер, сгруппированными не менее чем в два пояса. При этом головной отсек фюзеляжа может быть выполнен в конфигурации клин-конус с углом наклона образующей конуса к плоскости шпангоута, стыковочного со смежным отсеком фюзеляжа, до 60°. Кроме того, аэродинамические рули CP могут выполняться складными с их установкой по схеме X на головном отсеке. При этом перед камерой сгорания ПВРД на хвостовом отсеке могут быть установлены складные аэродинамические стабилизаторы, для чего в фюзеляже CP выполняется подсечка в соответствии с правилом площадей. Для реализации высотных траекторий полета в зоне центра масс CP в маршевой конфигурации установлены две либо четыре консоли крыла, при этом в фюзеляже выполнена подсечка в соответствии с правилом площадей. Также на головной отсек изделия может устанавливаться (с герметизацией замкнутого объема) сбрасываемый головной обтекатель, выполненный в калибре CP, а АИ может быть выполнена складной. В свою очередь, полуконус сверхзвукового диффузора ВЗ может быть выполнен одно- либо двухскачковым. Кроме того, высотомер CP может выполняться лазерным (ЛВ). Антенное устройство сантиметрового диапазона длин волн СКН может быть выполнено в виде фазированной антенной решетки (ФАР) и размещено в нижней части верхней плоскости радиопрозрачной клиновой панели головного отсека. При этом АУ миллиметрового диапазона длин волн СКН также может выполняться в виде ФАР и размещаться в верхней части верхней плоскости радиопрозрачной клиновой панели головного отсека. В свою очередь, иллюминатор и визирное устройство телевизионного канала СКН могут быть размещены в нижней плоскости клиновой панели головного отсека. Аналогично, иллюминатор и визирное устройство тепловизионного канала СКН также могут быть размещены в нижней плоскости клиновой панели головного отсека. Кроме того, один или два иллюминатора и визирное устройство активного лазерного канала СКН могут быть размещены в нижней плоскости клиновой панели головного отсека.

На фиг. 1 показан вариант CP в маршевой конфигурации для полета по маловысотным траекториям. На фиг. 2 представлен вариант размещения в головном отсеке данной CP антенных и визирных устройств каналов СКН. На фиг. 3, 4 показаны маршевые конфигурации крылатых вариантов CP (соответственно, аэродинамических схем «утка» и нормальной). На фиг. 5 приведена стартовая конфигурация маловысотной CP при ее размещении в ТА ПЛ.

Приняты обозначения:

1 - головной отсек фюзеляжа CP;

2 - блок центральных отсеков фюзеляжа CP;

3 - хвостовой отсек фюзеляжа CP;

4 - камера сгорания ПВРД;

5 - воздухозаборник ПВРД в маршевой конфигурации CP;

6 - аэродинамическая игла в маршевой конфигурации CP;

7 - аэродинамический руль (консоль в маршевой конфигурации CP);

8 - аэродинамический стабилизатор;

9 - стартово-разгонная ступень;

10 - сбрасываемый головной обтекатель;

11 - консоль крыла;

12 - АУ сенсора сантиметрового диапазона длин волн (вариант);

13 - АУ сенсора миллиметрового диапазона длин волн (вариант);

14 - визирное устройство телевизионного канала (вариант);

15 - визирное устройство тепловизионного канала (вариант);

16 - визирное устройство активного лазерного канала (вариант);

17 - иллюминатор ЛВ (вариант).

На фиг. 1 (вариант маршевой конфигурации CP для полета по маловысотным траекториям) показаны следующие характерные элементы предлагаемого технического решения:

- головной отсек поз. 1, блок центральных отсеков поз.2 и хвостовой отсек поз. 3 фюзеляжа CP; при этом головной отсек поз.1 типа клин-конус снабжен аэродинамической иглой поз.6 и аэродинамическими рулями поз.7, блок центральных отсеков поз.2 включает размещение складного сверхзвукового (с одно- либо двухскачковым полуконусом диффузора) нерегулируемого воздухозаборника поз. 5 ПВРД, хвостовой отсек поз. 3 включает размещение аэродинамических стабилизаторов поз. 8 перед механически «нежесткой» камерой сгорания ПВРД поз. 4 (отсек поз. 3 и стабилизаторы поз. 8 выполнены с учетом правила площадей, когда для минимизации аэродинамического сопротивления значения площадей поперечного сечения трансзвукового/сверхзвукового летательного аппарата с учетом всех элементов конструкции выполняются по возможности одинаковыми);

- камера сгорания поз. 4 ПВРД, которая в стартовой конфигурации служит для размещения стартово-разгонной ступени поз. 9 (фиг. 5);

- иллюминатор поз.17 ЛВ, который на высотах до ~400 м заменяет традиционный РВ, обеспечивая (при соответствующей мощности излучения и чувствительности приемника ЛВ) более точное всепогодное измерение высоты и, самое главное, качественное снижение демаскирующих признаков работы радиоэлектронных устройств СР.

Высота 400 м обеспечивает дальность радиогоризонта (с учетом высоты радиоотражения целей типа НК) ~100 км, что для характерной ширины диаграммы направленности АУ поз. 12 представляется рациональным, в том числе в обозримой перспективе.

Следует отметить, что конструктив плоских клиновых панелей (поверхностей) носовой части головного отсека поз. 1 с установленными заподлицо (для снижения аэродинамического сопротивления) плоскими иллюминаторами (окнами прозрачности) позволяет параллельно разместить (в т.ч. с заменой при модернизации) несколько каналов СКН (поз. 12-16), работающих в различных спектральных диапазонах длин волн. При этом наличие АИ поз. 6 вдоль продольной оси изделия обеспечивает снижение аэродинамического сопротивления CP до уровня, допускающего сверхзвуковой маршевый полет с приемлемым уровнем расхода топлива ПВРД.

Подфюзеляжный (в маршевой конфигурации) воздухозаборник поз.5 при маловысотном профиле полета CP обладает самым низким уровнем демаскирующих признаков в сравнении с другими конфигурациями выступающих в поток ВЗ. В стартовой конфигурации ВЗ поз. 5 сложен в калибр CP 500…700 мм, который определяется, с одной стороны, миделем камеры сгорания поз. 4 ПВРД, допускающим его устойчивую работу, с другой стороны, калибром штатных ТА ПЛ (533 мм, 650 мм) для «тяжелых» торпед.

Следует также отметить, что в зависимости от типа старта - из торпедного аппарата или транспортно-пускового контейнера (капсулы) - CP снабжается бугелями под направляющие ТА либо обтюраторами под калибр ТПК, сгруппированными не менее чем в два пояса с целью безударного выхода изделия строго по оси пускового устройства.

Для увеличения подъемной силы носовой части и оптимизации аэродинамических моментов CP допускается выполнение головного отсека поз. 1 в конфигурации клин-конус (с боковой обечайкой конической формы) с углом наклона образующей конуса к плоскости шпангоута, стыковочного со смежным (т.е. следующим после головного) отсеком фюзеляжа, до 60°. В этом случае на головном отсеке поз. 1 могут быть размещены складные аэродинамические рули поз. 7 (аэродинамическая схема CP «утка»). При этом с целью увеличения рабочих углов аэродинамического (без срыва воздушного потока) управления CP по каналам курса и тангажа - аэродинамические рули поз. 7 устанавливаются по схеме X (фиг. 1-3).

Увеличение дальности применения CP (в случае, когда скрытные маловысотные траектории полета не являются приоритетными) может быть достигнуто путем оснащения изделия крылом поз. 11 соответствующей размерности и конфигурации, позволяющим реализовать маршевый полет на большой высоте. Вариант крылатой CP аэродинамической схемы «утка» показан на фиг. 3, вариант CP нормальной аэродинамической схемы - на фиг. 4. При этом соответствующие отсеки фюзеляжа (поз. 2, поз. 3) выполняются с подсечкой (уменьшением площади поперечного сечения) по правилу площадей, одновременно данный конструктивный прием позволяет сложить несущие и/или стабилизирующие аэродинамические поверхности (поз. 7, поз. 11) в калибр (мидель) CP, например, для размещения в ТА ПЛ. Следует отметить, что подсечка может иметь различную конфигурацию своего поперечного сечения.

Следует также отметить, что, при отсутствии на головном отсеке поз. 1 аэродинамических рулей поз. 7, - коническая обечайка отсека поз. 1 может быть заменена цилиндрической (типа клин-цилиндр) с соответствующим увеличением апертуры антенных и визирных устройств СКН (фиг. 4).

В стартовой конфигурации CP на головной отсек поз.1 может устанавливаться головной обтекатель поз. 10 (выполненный в калибре CP), который сбрасывается на участке малых скоростных напоров. При этом АИ поз. 6 выполняется складной (например, телескопически в корпус головного отсека поз. 1).

Представленный на фиг. 2 вариант размещения в головном отсеке поз. 1 антенных и визирных устройств каналов СКН включает:

- размещение АУ типа фазированной антенной решетки сенсора см-диапазона СКН поз.12 в нижней части (зона максимально возможного раскрыва апертуры АУ) верхней плоскости радиопрозрачной клиновой поверхности (панели);

- размещение АУ (типа ФАР) сенсора мм-диапазона СКН поз. 13 над АУ сенсора см-диапазона поз.12 в верхней плоскости радиопрозрачной клиновой поверхности;

- размещение визирных устройств оптико-электронных каналов СКН (пассивных телевизионного поз. 14 и/или тепловизионного поз. 15, активного лазерного поз. 16) за специализированными по диапазону пропускания иллюминаторами нижней плоскости клиновой поверхности.

Наличие подобной комбинированной СКН позволяет CP штатно функционировать в самой сложной помеховой обстановке. При этом допускается изменение комплектации каналов, а также последовательная модернизация СКН при сохранении неизменной конфигурации головного отсека поз. 1, что позволит поддерживать заданную эффективность CP на протяжении всего периода жизненного цикла изделия.

На фиг. 5 приведен вариант стартовой конфигурации маловысотной CP при ее размещении в ТА ПЛ. Показаны следующие характерные элементы предлагаемого технического решения:

- головной отсек поз. 1 закрыт (с герметизацией замкнутого объема) сбрасываемым головным обтекателем поз. 10, который отделяется, например, после выхода CP из-под воды;

- аэродинамические поверхности (например, стабилизаторы поз. 8) сложены в калибр CP;

- СРС поз. 9 размещается как внутри камеры сгорания поз. 4 ПВРД, так и за хвостовым срезом CP с учетом располагаемой длины ТА ПЛ (например, для ТА ПЛ калибром 533 мм общая стартовая конфигурация CP может достигать ~8200 мм для отечественных и ~6200 мм для зарубежных ТА).

Применение предложенного технического решения представляется целесообразным для комплексов УРО различных видов базирования (включая ТА ПЛ) при поражении приоритетных целей типа НК в сложной помеховой и огневой обстановке, с возможностью сохранения модернизационного потенциала и конкурентоспособных значений критерия «эффективность-стоимость» на обозримую перспективу.

1. Сверхзвуковая ракета (CP), включающая фюзеляж в составе головного, центральных и хвостового отсеков, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) с нерегулируемым воздухозаборником, бортовую аппаратуру системы управления в составе системы инерциальной навигации, системы конечного наведения (СКН), высотомера и обеспечивающих систем, аэродинамические рули, утопленную в камере сгорания ПВРД твердотопливную стартово-разгонную ступень, отличающаяся тем, что передняя панель головного отсека фюзеляжа выполнена в виде клина с углом развала плоскостей 60°…170° в тангажной плоскости и аэродинамической иглой, закрепленной по продольной оси CP, в плоскостях клина заподлицо с внешней поверхностью выполнено не менее двух плоских иллюминаторов СКН, при этом СКН выполнена комбинированной в виде радиолокационных и оптико-электронных каналов, воздухозаборник выполнен складным подфюзеляжным с полуконусом сверхзвукового диффузора, с возможностью его выдвижения в полете, CP выполнена калибром 500…700 мм и снабжена бугелями под направляющие торпедного аппарата либо обтюраторами под калибр транспортно-пускового контейнера, сгруппированными не менее чем в два пояса.

2. CP по п. 1, отличающаяся тем, что головной отсек фюзеляжа выполнен в виде клина-конуса с углом наклона образующей конуса к плоскости шпангоута, стыковочного со смежным отсеком фюзеляжа, до 60°.

3. CP по п. 2, отличающаяся тем, что аэродинамические рули выполнены складными и установлены по схеме X на головном отсеке.

4. CP по п. 3, отличающаяся тем, что перед камерой сгорания ПВРД на хвостовом отсеке фюзеляжа установлены складные аэродинамические стабилизаторы, при этом в фюзеляже CP выполнена подсечка в соответствии с правилом площадей.

5. CP по п. 1, отличающаяся тем, что в зоне центра масс CP в маршевой конфигурации установлены две либо четыре консоли крыла, при этом в фюзеляже выполнена подсечка в соответствии с правилом площадей.

6. CP по п. 1, отличающаяся тем, что на головной отсек герметично установлен сбрасываемый головной обтекатель, выполненный в калибре CP, а аэродинамическая игла выполнена складной.

7. CP по п. 1, отличающаяся тем, что полуконус сверхзвукового диффузора воздухозаборника выполнен односкачковым либо двухскачковым.

8. CP по п. 1, отличающаяся тем, что высотомер выполнен лазерным.

9. CP по п. 1, отличающаяся тем, что антенное устройство (АУ) сантиметрового диапазона длин волн СКН выполнено в виде фазированной антенной решетки (ФАР) и размещено в нижней части верхней плоскости радиопрозрачной клиновой панели головного отсека.

10. CP по п. 9, отличающаяся тем, что АУ миллиметрового диапазона длин волн СКН выполнено в виде ФАР и размещено в верхней части верхней плоскости радиопрозрачной клиновой панели головного отсека.

11. CP по п. 9, отличающаяся тем, что иллюминатор и визирное устройство телевизионного канала СКН размещены в нижней плоскости клиновой панели головного отсека.

12. CP по п. 9, отличающаяся тем, что иллюминатор и визирное устройство тепловизионного канала СКН размещены в нижней плоскости клиновой панели головного отсека.

13. CP по п. 9, отличающаяся тем, что один или два иллюминатора и визирное устройство активного лазерного канала СКН размещены в нижней плоскости клиновой панели головного отсека.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам противоздушной обороны и конкретно к способу перехвата летательных аппаратов - ЛА самонаводящейся электроракетой - ЭР. Технический результат - повышение вероятности поражения ЛА за счет возможности повторной атаки ЭР.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к баллистическим ракетам. Технический результат – повышение точности стрельбы.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам с воздушно-реактивным двигателем - ВРД. Технический результат - увеличение скорости и дальности полета ракеты, расширение тягово-аэродинамических характеристик ВРД.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам и способам стрельбы ими, и может найти применение в реактивных системах залпового огня. Объект изобретения представляет собой способ стрельбы ракетой, снабженной ракетным двигателем на твердом топливе.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к аэродинамическим поверхностям для авиационных средств поражения и может быть использовано в различных типах и классах управляемых авиационных средств поражения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке ракет с воздушно-реактивным двигателем. Технический результат - увеличение дальности полета ракеты.

Изобретение относится к боеприпасам, а именно к устройствам ствольного сверхзвукового разгона реактивных снарядов кинетического действия. Технический результат - обеспечение разгона снаряда кинетического действия в стволе реактивного метательного устройства за счет полного сгорания заряда реактивного двигателя Устройство содержит цилиндрический ствол.

Изобретение относится к средствам активного воздействия на атмосферные явления и, в частности, к реактивным снарядам. Технический результат – повышение эффективности действия.

Изобретение относится к боеприпасам и, в частности, к артиллерийским снарядам. Технический результат - увеличение дальности полета артиллерийского снаряда.

Изобретение относится к боеприпасам и, в частности, к артиллерийскому снаряду. Технический результат – повышение дальности полета артиллерийского снаряда.

Изобретение относится к крылатым и аэробаллистическим ракетам с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Сверхзвуковая ракета включает фюзеляж в составе головного, центральных и хвостового отсеков, ПВРД и нерегулируемый воздухозаборник, бортовую аппаратуру системы управления в составе системы инерциальной навигации, системы конечного наведения, высотомера и обеспечивающих систем, аэродинамические рули, утопленную в камере сгорания ПВРД твердотопливную стартово-разгонную ступень. Передняя панель головного отсека фюзеляжа выполнена в виде клина с углом развала плоскостей 60°…170° в тангажной плоскости и с аэродинамической иглой по продольной оси CP. В плоскостях клина заподлицо с внешней поверхностью выполнено не менее двух плоских иллюминаторов СКН, которая выполнена комбинированной в виде радиолокационных и оптико-электронных каналов. Воздухозаборник выполнен подфюзеляжным с полуконусом сверхзвукового диффузора, складным в калибр CP. CP снабжена бугелями под направляющие торпедного аппарата либо обтюраторами под транспортно-пусковой контейнер, сгруппированными не менее чем в два пояса. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности селекции целей в сложной помеховой обстановке. 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх