EA018694B1

EA018694B1 - Antiaircraft guided missile

Info

Publication number: EA018694B1
Application number: EA201100058A
Authority: EA
Inventors: Александр Александрович ЗВОНОВ; Владимир Анатольевич МАТВЕЕВ
Original assignee: Александр Александрович ЗВОНОВ; Владимир Анатольевич МАТВЕЕВ
Priority date: 2009-12-15
Filing date: 2011-01-18
Publication date: 2013-09-30
Also published as: EA201100058A1

Abstract

An antiaircraft guided missile (AAGM) comprise a missile body 1 incorporating a main propulsive jet 2, fuel source 3 for the get propulsion motor, a warhead 4 for air assault weapon destruction, an autopilot system 5, internal electric power supply 6, and an on-board computer 7 for airborne equipment and the missile flight control. In this case, the main propulsive jet is equipped with a jet nozzle 8 and is connected, through a supply inlet, with the rocket fuel source 3 and, through a combustion products outlet, with the missile jet nozzle. The main propulsive jet 2 is made as a plasma-jet burst-type motor. The plasma-jet motor comprises an electric detonation chamber 11 for fuel combustion which is of a material, transparent or non-transparent for electromagnetic waves. The chamber 11 is equipped with a rocket fuel pre-ionizer 12 and an ionizer 13. A magneto hydrodynamic (MHD) generator installed at the missile jet nozzle 8 serves as the internal electric power supply 6, and the fuel source 3 is made as a tank 9 with compressed air and an impulse gas supply dozer 10 or as a tank 9 with liquefied fuel. AAGM features decreased weight and dimensional characteristics and increased operational range due to reduction of consumed fuel.

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в зенитных комплексах с радиокомандной и/или автономной системой наведения ракет для перехвата средств воздушного нападения (СВН).The invention relates to the field of rocket technology and can be used in anti-aircraft complexes with a radio command and / or autonomous missile guidance system to intercept air attack weapons (EAS).

Известны зенитные управляемые ракеты - ЗУР (ВИ 2189003, Р42В 15/00, 2002; Журнал 8о1ба1 ииб Теейшк, 1970, 10, 5. 562-563, Вбб 5; Современная военная техника. Под ред. К Бишопа, Пер. с англ., М.: Изд-тво Астель-АСТ, с. 179-190), содержащие стартовую и/или маршевую ступень с неотделяемым стартовым ракетным двигателем со стабилизаторами и антенными устройствами на них, при этом маршевая ступень содержит неконтактный взрыватель, преобразователь, блок управления по тангажу и рысканью, механизм взведения взрывателя, автопилот, боеголовку, передатчик, приемник радиокоманд и/или ИК-головку самонаведения, механизм управления, а также источник электропитания бортовой аппаратуры ракеты.Known anti-aircraft guided missiles - missiles (VI 2189003, P42V 15/00, 2002; Journal 8-1ba1 iib Teyushk, 1970, 10, 5. 562-563, Wbb 5; Modern military technology. Ed. By Bishop, Trans. From English. , M .: Astel-AST Publishing House, pp. 179-190), containing a starting and / or marching stage with non-detachable starting rocket engine with stabilizers and antenna devices on them, while the marching stage contains a proximity fuse, converter, control unit pitch and yaw, fuse cocking mechanism, autopilot, warhead, transmitter, radio command receiver and / or Infrared homing head, control device, and a power supply onboard the missile equipment.

Общими недостатками указанных ЗУР являются относительно большой вес и недостаточная дальность их управляемого полета.The common disadvantages of these missiles are relatively large weight and insufficient range of their controlled flight.

Наиболее близкой по назначению и технической сущности из указанных ЗУР к заявляемому техническому решению является зенитная управляемая ракета (ЗУР) Великобритании Бландхаунд (Современная военная техника. Под ред. К Бишопа, Пер. с англ., М.: Изд-во Астель-АСТ, с. 181-182). Указанная ЗУР содержит корпус, внутри которого установлен маршевый реактивный двигатель, источник топлива для реактивного двигателя, боевая часть для поражения средств воздушного нападения, автопилот, бортовой источник электропитания и бортовая ЭВМ для управления бортовой аппаратурой и полетом ракеты, причем маршевый реактивный двигатель снабжен реактивным соплом и соединен по питающему входу с источником ракетного топлива, а по выходу продуктов сгорания ракетного топлива - с соплом ракеты. При этом на корпусе ракеты дополнительно установлены четыре твердотопливных ускорителя, маршевый реактивный двигатель, установленный в корпусе ракеты, выполнен в виде двух прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Стартовая масса ЗУР 2,3 т, дальность полета 80 км, масса ракетного топлива с окислителем и баками для них составляет 80% от массы ракеты.The closest in purpose and technical nature of these missiles to the claimed technical solution is the anti-aircraft guided missile (SAM) of the UK Blandhound (Modern military equipment. Ed. By Bishop, Trans. From English., M .: Astel-Ast, Izd. pp. 181-182). Said missile system includes a housing inside which a sustained jet engine is installed, a fuel source for a jet engine, a warhead for attacking air attack equipment, an autopilot, an onboard power source and an onboard computer to control the onboard equipment and the missile flight, and the sustainer jet engine is equipped with a jet nozzle and connected to the power input with a source of rocket fuel, and the output of the products of combustion of rocket fuel - with the rocket nozzle. At the same time, four solid-fuel boosters are additionally installed on the rocket body; The launch mass of the SAM is 2.3 tons, the flight range is 80 km, the mass of rocket fuel with an oxidizer and tanks for them is 80% of the mass of the rocket.

Недостатком известной ЗУР являются увеличенные массогабаритные характеристики ЗУР, связанные с необходимостью хранения на борту ракеты большого запаса ракетного топлива для обеспечения требуемой дальности перехвата СВН. Это (масса ракетного топлива составляет 80% от массы ЗУР Бландхаунд) связано с относительно низкой удельной энергией горения ракетного топлива, не превышающей 3 кДж/см³ (Енохович А.С. Физика. Техника. Производство. Краткий справочник. М.: Госиздат, 1962, с. 159), применяемого для создания реактивной тяги ЗУР. В свою очередь, увеличенные массогабаритные характеристики ЗУР увеличивают ее инерционность и, как следствие, снижают ее управляемость и точность ее наведения на маневрирующий объект СВН.The disadvantage of the known missile defense systems are increased mass and size characteristics of missiles associated with the need to store on board the rocket a large stock of rocket fuel to ensure the required range of interception of air-weapons. This (the mass of rocket fuel is 80% of the mass of the Blandhound SAM) is associated with a relatively low specific energy of rocket burning, not exceeding 3 kJ / cm ³ (Enokhovich AS Physics. Technique. Production. Quick reference. M .: Gosizdat, 1962, pp. 159), used to create thrust rocket missiles. In turn, the increased mass and size characteristics of a missile defense system increase its inertia and, as a result, reduce its controllability and accuracy of its guidance to a maneuvering object of a EXT.

Задачей изобретения является устранение недостатков известной ЗУР, а именно снижение ее массогабаритных характеристик.The objective of the invention is to eliminate the disadvantages of the known missile defense, namely the reduction of its weight and size characteristics.

Техническим результатом, обеспечивающим решение этой технической задачи, является применение ракетного топлива с повышенной ионизационной способностью и увеличение глубины его переработки путем электроразрядной предварительной ионизации и резонансной детонационной ионизации с использованием электромагнитных волн (ЭМВ).The technical result that provides a solution to this technical problem is the use of rocket fuel with high ionization capacity and an increase in the depth of its processing by electric discharge pre-ionization and resonant detonation ionization using electromagnetic waves (EMW).

Достижение заявленного технического результата и, как следствие, решение поставленной задачи достигается тем, что в управляемой зенитной ракете, содержащей корпус, внутри которого установлен маршевый реактивный двигатель, источник топлива для реактивного двигателя, боевая часть для поражения средств воздушного нападения, автопилот, бортовой источник электропитания и бортовая ЭВМ для управления бортовой аппаратурой и полетом ракеты, причем маршевый реактивный двигатель снабжен реактивным соплом и соединен по питающему входу с источником ракетного топлива, а по выходу продуктов сгорания ракетного топлива - с соплом ракеты, согласно изобретению маршевый реактивный двигатель выполнен в виде плазменно-реактивного двигателя импульсного действия, в качестве бортового источника электропитания использован МГД-генератор, установленный на реактивном сопле ракеты, а источник топлива выполнен в виде бака со сжатым газом и импульсным дозатором подачи газа в двигатель или в виде бака со сжиженным топливом и распылителем жидкости.The achievement of the stated technical result and, as a consequence, the solution of the task is achieved by the fact that in a controlled anti-aircraft missile, comprising a housing, inside which is installed a cruising jet engine, a fuel source for a jet engine, a warhead for hitting air attack weapons, an autopilot, an on-board power supply and an onboard computer to control the onboard equipment and the flight of the rocket, the main propulsion jet engine being equipped with a jet nozzle and connected at the power input to the source According to the invention, the propulsion jet engine is designed as a plasma-jet impulse engine, the MHD generator mounted on the jet nozzle of the rocket and the fuel source made in the form of a tank with compressed gas and a pulse metering unit for supplying gas to the engine or in the form of a tank with liquefied fuel and a liquid spray.

При этом плазменно-реактивный двигатель импульсного действия содержит электродетонационную камеру сжигания топлива, выполненную из прозрачного или непрозрачного для электромагнитных волн материала и снабженную предионизатором и ионизатором ракетного топлива. Электродетонационная камера сжигания топлива, выполненная из непрозрачного для электромагнитных волн материала, установлена вне ионизатора и соосно с ним, а выполненная из прозрачного для электромагнитных волн материала - внутри ионизатора. Предионизатор ракетного топлива выполнен в виде электромеханического или электрического генератора высоковольтного напряжения, а ионизатор ракетного топлива в виде высоковольтного электрического разрядника или генератора электромагнитных волн с длиной волны, соответствующей Фраунгоферовым линиям резонансного поглощения электромагнитных волн ракетным топливом. Электромеханический генератор высоковольтного напряжения выполнен в виде электростатической машины со встречно вращающимися диэлектрическими дисками или в виде электростатического генератора Ван де Граафа. Электрический генератор высоковольтного напряжения выполнен в виAt the same time, a plasma-jet engine of pulsed action contains an electric-detonation fuel combustion chamber made of a material that is transparent or opaque to electromagnetic waves and is equipped with a preionizer and a rocket ionizer. An electrical detonation fuel combustion chamber, made of a material that is opaque to electromagnetic waves, is installed outside the ionizer and coaxially with it, and the material made of a material that is transparent to electromagnetic waves is inside the ionizer. The rocket fuel preionizer is made in the form of an electromechanical or electric high voltage voltage generator, and the rocket fuel ionizer in the form of a high voltage electric discharger or electromagnetic wave generator with a wavelength corresponding to Fraunhofer resonant absorption lines of electromagnetic waves by rocket fuel. The electromechanical generator of high voltage is made in the form of an electrostatic machine with counter-rotating dielectric disks or in the form of an electrostatic van de Graaff generator. Electric high voltage generator is made in the video

- 1 018694 де емкостного умножителя постоянного напряжения. Г енератор электромагнитных волн с длиной волны, соответствующей Фраунгоферовым линиям резонансного поглощения электромагнитных волн ракетным топливом, выполнен в миллиметровом-сантиметровом или в ультрафиолетовом-рентгеновском диапазонах электромагнитных волн. В качестве ракетного топлива она использует газообразное, жидкое или гелеобразное топливо с повышенной ионизационной способностью. В качестве газообразного топлива с повышенной ионизационной способностью она использует негорючие в нормальном состоянии газы, такие как дымовые газы (СО₂ - 80%), атмосферный воздух (влажность не ниже 60%), в качестве жидкого топлива с повышенной ионизационной способностью - воду, а в качестве гелеобразного диэлектрика с повышенной ионизационной способностью - синтетическую жидкость или вакуумное масло с низким значением давления насыщенных паров. МГД-генератор выполнен индукционным или кондукционным.- 1 018694 capacitive DC voltage multiplier. The generator of electromagnetic waves with a wavelength corresponding to the Fraunhofer lines of resonant absorption of electromagnetic waves by rocket fuel is made in millimeter-centimeter or in the ultraviolet-X-ray ranges of electromagnetic waves. As a rocket fuel, it uses gaseous, liquid or gel-like fuel with increased ionization capacity. As a gaseous fuel with high ionization capacity, it uses non-combustible in a normal state gases, such as flue gases (CO ₂ - 80%), atmospheric air (humidity not lower than 60%), as liquid fuel with increased ionization capacity - water, and as a gel dielectric with high ionization capacity, it is a synthetic liquid or a vacuum oil with a low value of saturated vapor pressure. MHD generator is made induction or conduction.

Выполнение маршевого реактивного двигателя в виде плазменно-реактивного двигателя импульсного действия, применяющего ракетное топливо с повышенной ионизационной способностью, а также применяющего его предионизацию и резонансную детонационную ионизацию с использованием электромагнитных волн (ЭМВ), позволяет увеличить глубину переработки реагента, обладающего (^етте.сйикаиоу.сот) потенциальной энергией выхода 10⁵-10⁷ Дж/см³ при затратах энергии на возбуждение детонационного горения реагента 1-10 Дж/см³. Это (Звонов А.А., Басаргин О.С. Явление самовозгорания воздушной среды под действием электрического разряда и СВЧ-излучения в ограниченном объеме. Свидетельство о депонировании № 08-08. Тверь, ВАО, 2008) допустимо в условиях ограничения объема (доли - единицы см³) электродетонационой камеры сгорания и ограничения в ней релаксации плазмы. В свою очередь, повышение удельной выходной энергии (10²-10⁴ кДж/см³) реагента по сравнению с удельной энергией ракетного топлива 3 кДж/см³ (Енохович А.С. Физика. Техника. Производство. Краткий справочник. М.: Госиздат, 1962, с. 159), применяемого для создания реактивной тяги ЗУР, существенно (не менее чем на порядок) снижает затраты ракетного топлива для создания реактивной тяги ЗУР при одинаковой дальности полета известных ЗУР. Следствием этого является снижение на 70-80% веса ЗУР, повышение ее аэродинамических качеств и управляемости в полете. Использование в качестве бортового источника электропитания МГД-генератора, установленного на реактивном сопле ракеты, дополнительно позволяет преобразовывать энергию истекающей из сопла плазмы в электрическую энергию и обеспечить возбуждение (1-10 Дж/см³) детонационного горения реагента и электропитание бортовой аппаратуры ЗУР в течение всего времени ее управляемого полета без использования истощаемых и тяжелых химических аккумуляторов электрической энергии. Последнее позволяет дополнительно снизить вес ЗУР при одновременном увеличении дальности ее полета. Выполнение источника топлива в виде бака со сжатым газом и импульсным дозатором подачи газа в двигатель или в виде бака со сжиженным топливом и распылителем жидкости позволяет управлять частотой подачи топлива в электроразрядную камеру плазменно-реактивного двигателя и, как следствие, регулировать его среднюю мощность и силу тяги в процессе полета ЗУР.The implementation of a sustainer jet engine in the form of a pulsed plasma-jet engine, using rocket fuel with high ionization capacity, as well as using its preionization and resonant detonation ionization using electromagnetic waves (EMW), allows increasing the depth of processing of the reagent possessing (^ ette.suiikou .ot) potential energy output 10 ⁵ -10 ⁷ J / cm ³ with the cost of energy for the initiation of detonation combustion of the reagent 1-10 J / cm ³ . This (Zvonov AA, Basargin OS. The phenomenon of spontaneous combustion of air under the action of an electric discharge and microwave radiation in a limited volume. Certificate of Deposit No. 08-08. Tver, VAO, 2008) is permissible under conditions of volume limitation - units cm ³ ) of the electric-detonation combustion chamber and limiting plasma relaxation in it. In turn, the increase in the specific output energy (10 ² -10 ⁴ kJ / cm ³ ) of the reagent in comparison with the specific energy of rocket fuel is 3 kJ / cm ³ (Enokhovich AS Physics. Technique. Production. Quick reference. M .: Gosizdat, 1962, pp. 159), used to create rocket thrust missiles, significantly (not less than an order of magnitude) reduces the cost of rocket fuel to create jet propulsion missiles at the same range of flight known missiles. This results in a 70-80% reduction in the weight of the missile defense system, increasing its aerodynamic qualities and controllability in flight. The use of the MHD generator installed on the rocket jet nozzle as an onboard power source additionally allows to convert the plasma energy flowing out of the nozzle into electrical energy and to ensure the excitation (1-10 J / cm ³ ) of detonation reagent burning and power supply of the onboard SAM equipment during the time of its controlled flight without the use of exhaustible and heavy chemical accumulators of electrical energy. The latter allows you to further reduce the weight of missiles while increasing the range of its flight. Performing a fuel source in the form of a tank with compressed gas and a pulse metering gas supply to the engine or in the form of a tank with liquefied fuel and a liquid sprayer allows you to control the frequency of the fuel supply to the electric discharge chamber of a plasma jet engine and, as a result, to adjust its average power and thrust force in the process of flight of missiles.

На фиг. 1 приведена функциональная схема управляемой зенитной ракеты (ЗУР), на фиг. 2 - конструкция плазменно-реактивного двигателя импульсного действия для миллиметрового - сантиметрового диапазона электромагнитных волн, на фиг. 3 и 4 - конструкция плазменно-реактивного двигателя импульсного действия и поперечный разрез его электродетонационной камеры соответственно для ультрафиолетового-рентгеновского диапазона электромагнитных волн.FIG. 1 shows a functional diagram of a guided anti-aircraft missile (SAM); FIG. 2 shows the construction of a pulse-jet plasma jet engine for the millimeter-centimeter range of electromagnetic waves; FIG. 3 and 4 - the design of a plasma-jet engine of a pulse action and a cross section of its electric detonation chamber, respectively, for the ultraviolet x-ray range of electromagnetic waves.

Управляемая зенитная ракета содержит корпус 1, внутри которого установлен маршевый реактивный двигатель 2, источник 3 топлива для реактивного двигателя, боевая часть 4 для поражения средств воздушного нападения, автопилот 5, бортовой источник 6 электропитания и бортовая ЭВМ 7 для управления бортовой аппаратурой и полетом ракеты. При этом маршевый реактивный двигатель 2 снабжен реактивным соплом 8 и соединен по питающему входу с источником 3 ракетного топлива, а по выходу продуктов сгорания ракетного топлива - с соплом 8 ракеты. Маршевый реактивный двигатель 2 выполнен в виде плазменно-реактивного двигателя импульсного действия (фиг. 2 и 3). В качестве бортового источника 6 электропитания использован магнитогидродинамический (МГД) генератор, установленный на реактивном сопле 8 ракеты, а источник 3 топлива выполнен в виде бака 9 со сжатым газом и импульсным дозатором 10 подачи газа в двигатель или в виде бака 9 со сжиженным топливом. В последнем случае дозатор 10 выполнен в виде распылителя жидкости. Плазменно-реактивный двигатель импульсного действия (фиг. 2 и 3) содержит электродетонационную камеру 11 сжигания топлива, выполненную из прозрачного (фиг. 2) или непрозрачного (фиг. 3) для электромагнитных волн материала. Камера 11 снабжена предионизатором 12 и ионизатором 13 ракетного топлива. Электродетонационная камера 11 сжигания топлива, выполненная из непрозрачного (фиг. 3) для электромагнитных волн материала, установлена вне ионизатора 13 и соосно с ним, а выполненная из прозрачного (фиг. 2) для электромагнитных волн материала - внутри ионизатора 13, например в виде проходной диэлектрической трубы 14 из керамики или кварцевого стекла. Предионизатор 12 ракетного топлива выполнен в виде электромеханического или электрического генератора высоковольтного напряжения, а ионизатор 13 ракетного топлива в виде высоковольтного электрического разрядника или генератора электромагнитных волн с длиной волны, соответствующей Фраунгоферовым линиям резонансного поглощения электромагнитных волн ракетным топливом. Электромеханический генератор высоковольтного напряжения предионизатора 12 выполнен вThe guided anti-aircraft missile includes a housing 1, inside which a sustained jet engine 2 is installed, a source 3 of fuel for a jet engine, a combat unit 4 for defeating air attack weapons, an autopilot 5, an onboard power supply 6 and an onboard computer 7 for controlling the onboard equipment and the flight of the rocket. While the propulsion jet engine 2 is equipped with a jet nozzle 8 and is connected at the supply input to the source 3 of rocket fuel, and the output of the combustion products of rocket fuel - with the nozzle 8 of the rocket. Marching jet engine 2 is made in the form of a pulsed plasma-jet engine (Fig. 2 and 3). A magnetohydrodynamic (MHD) generator mounted on the rocket jet nozzle 8 is used as an onboard power supply 6, and the fuel source 3 is made in the form of a tank 9 with compressed gas and a pulse metering device 10 for supplying gas to the engine or in the form of a tank 9 with liquefied fuel. In the latter case, the dispenser 10 is made in the form of a liquid spray. A plasma jet jet engine (Fig. 2 and 3) contains an electric-detonation combustion chamber 11 made of transparent (Fig. 2) or opaque (Fig. 3) for electromagnetic waves of the material. Chamber 11 is equipped with a preionizer 12 and an ionizer 13 of rocket fuel. Electrodetonation chamber 11 combustion, made of opaque (Fig. 3) for electromagnetic waves of the material installed outside the ionizer 13 and coaxially with him, and made of transparent (Fig. 2) for electromagnetic waves of the material inside the ionizer 13, for example in the form of a passage dielectric tube 14 made of ceramic or quartz glass. The preionizer 12 rocket fuel is made in the form of an electromechanical or electric high voltage voltage generator, and the ionizer 13 rocket fuel in the form of a high voltage electric discharger or electromagnetic wave generator with a wavelength corresponding to the Fraunhofer resonant absorption lines of electromagnetic waves by rocket fuel. The electromechanical high-voltage generator of the preionizer 12 is made in

- 2 018694 виде электростатической машины со встречно вращающимися диэлектрическими дисками (КИ 2358153, МПК Г03Н 1/00, 2006) или в виде электростатического генератора Ван де Граафа (РСТ/и82009/000939, МПК А63Н 33/00, 2009). Электрический генератор высоковольтного напряжения предионизатора 12 выполнен в виде емкостного умножителя постоянного напряжения или в виде электрошокера с напряженностью электрического поля не менее 30 кВ/см³. Генератор электромагнитных волн ионизатора 13 с длиной волны, соответствующей Фраунгоферовым линиям резонансного поглощения электромагнитных волн ракетным топливом, выполнен в миллиметровом-сантиметровом или в ультрафиолетовомрентгеновском диапазонах электромагнитных волн (ΙΟυΡΝΑΕ ΘΓ КЕ8ЕАКСН οί Йе Νηΐίοηηί Вигеаи οί 81аибагб5 РНшйех аиб СНетМгу. νοί. 67А, 3, Мау-Йие, 1963; Яманов Д.Н. Основы электродинамики и распространение радиоволн. Часть 2. Основы электродинамики. Тексты лекций. - М.: МГТУ ГА, 2005. 100 с.). В первом случае ионизатор 13 в качестве генератора 15 ЭМВ содержит магнетрон или пролетный клистрон, нагруженные на резонатор 16, внутри которого установлена проходная труба 14 реактора 11. Во втором случае ионизатор 13 в качестве генератора ЭМВ содержит ультрафиолетовый или рентгеновский лазер (на чертежах не показано). В качестве ракетного топлива маршевый реактивный двигатель 2 использует газообразное, жидкое или гелеобразное топливо с повышенной ионизационной способностью. В качестве газообразного топлива с повышенной ионизационной способностью используют негорючие в нормальном состоянии газы, такие как дымовые газы (СО₂ - 80%), атмосферный воздух (влажность не ниже 60%), в качестве жидкого топлива с повышенной ионизационной способностью - воду, а в качестве гелеобразного диэлектрика с повышенной ионизационной способностью - синтетическую жидкость или вакуумное масло с низким значением давления насыщенных паров (Ки 2358153, МПК Г03Н 1/00, 2006). МГД-генератор бортового источника 6 электропитания выполнен индукционным или кондукционным. Для исключения электрического и электромагнитного пробоя вне электроразрядной камеры 11 ионизатор 13, его резонатор и волноводы подлежат вакуумированию или заполнению инертным газом, например азотом или аргоном.- 2 018694 as an electrostatic machine with counter-rotating dielectric discs (KI 2358153, IPC G03N 1/00, 2006) or in the form of Van de Graaff electrostatic generator (PCT / i82009 / 000939, IPC А63Н 33/00, 2009). The electric generator of the high-voltage voltage of the preionizer 12 is made in the form of a capacitive constant-voltage multiplier or in the form of a stun gun with an electric field strength of at least 30 kV / cm ³ . Electromagnetic system of operation Mau-Yie, 1963; Yamanov, DN, Fundamentals of Electrodynamics and Radio Wave Propagation, Part 2. Fundamentals of Electrodynamics, Lecture Texts, Moscow: MGTU GA, 2005, 100 pp.). In the first case, the ionizer 13 as an EMW generator 15 contains a magnetron or a transit klystron loaded onto a resonator 16, inside which a passage 14 of a reactor 11 is installed. In the second case, an ionizer 13 as an EMV generator contains an ultraviolet or x-ray laser (not shown) . As a rocket fuel sustainer jet engine 2 uses gaseous, liquid or gel-like fuel with high ionization ability. As a gaseous fuel with high ionization capacity, non-combustible in a normal state gases, such as flue gases (CO ₂ - 80%), atmospheric air (humidity not lower than 60%), are used as liquid fuel with increased ionization capacity, and the quality of a gel-like dielectric with enhanced ionization capacity is a synthetic liquid or a vacuum oil with a low value of saturated vapor pressure (Ki 2358153, IPC G03N 1/00, 2006). MHD generator onboard source 6 of the power supply is made by induction or conduction. To exclude electrical and electromagnetic breakdown outside the electric discharge chamber 11, the ionizer 13, its resonator and waveguides should be evacuated or filled with an inert gas, such as nitrogen or argon.

Управляемая зенитная ракета работает следующим образом. С заданным темпом импульсной работы реактивного двигателя 2 в его камеру 11 от источника 9 вводятся дозы топлива-реагента, например СО₂. При поступлении реагента в камеру 11 предионизатор 12 выдает высоковольтный импульс на электроды 17 и 18 камеры 11 напряженностью выше 30 кВ/см. Происходит электрический пробой реагента и образование плазмы с плотностью 10⁷-10⁸ см^-3. Одновременно ионизатор 13 - импульсный источник электромагнитных волн, работающий на резонансной частоте реагента, инициирует в разрядной плазме ударную резонансную ионизацию и доводит плотность плазмы до 10¹⁴ см^-3, вызывающей (при ограниченном доступе нейтральных атомов газа в зону реакции) детонацию плазмы и выброс ее через сопло 2. При этом в камере 11 образуется разрежение, вызывающее прием очередной дозы газового реагента при открытом дозаторе 10 подачи газа и процесс генерации, и выброс плазмы через сопло 2 повторяется. Мощность тяги двигателя регулируется ЭВМ 7 частотой подачи синхронных поджигающих импульсов на ионизатор 13 и предионизатор 12, а также частотой следования сигналов управления на дозатор 10 подачи топлива.Guided anti-aircraft missile works as follows. With a given rate of pulse operation of the jet engine 2, doses of the reagent fuel, for example CO ₂ , are introduced into its chamber 11 from the source 9. Upon receipt of the reagent in the chamber 11, the preionizer 12 generates a high-voltage pulse to the electrodes 17 and 18 of the chamber 11 with a voltage higher than 30 kV / cm. An electrical breakdown of the reagent and the formation of plasma with a density of 10 ⁷ -10 ⁸ cm ^-3 . At the same time, the ionizer 13 - a pulsed source of electromagnetic waves, operating at the resonant frequency of the reagent, initiates shock resonant ionization in the discharge plasma and brings the plasma density to 10 ¹⁴ cm ^-3 , which causes (with limited access of neutral gas atoms to the reaction zone) plasma detonation and its emission through the nozzle 2. In this case, a vacuum is formed in the chamber 11, which causes the next dose of the gas reagent to be received when the gas supply metering device 10 is opened and the generation process, and the emission of plasma through the nozzle 2 is repeated. The power of the engine is regulated by the computer 7 by the frequency of applying synchronous igniting pulses to the ionizer 13 and the preionizer 12, as well as the frequency of repetition of the control signals to the fuel dispenser 10.

Изобретение разработано на уровне технического предложения.The invention was developed at the level of technical proposals.

Claims

CLAIM

1. Guided anti-aircraft missile, comprising a hull, inside which there is a mid-flight jet engine, a fuel source for a jet engine, a warhead for hitting air attack weapons, an autopilot, an onboard power supply and an onboard computer for controlling onboard equipment and flight of the rocket, and the main jet engine equipped with a jet nozzle and connected at the supply inlet to a rocket fuel source, and at the exit of rocket fuel combustion products - with a rocket nozzle, characterized in that the neck jet engine is made in the form of a pulsed plasma jet engine, the onboard power supply is made in the form of an MHD generator mounted on a rocket jet nozzle, and the fuel source is made in the form of a tank with compressed gas and a pulsed gas supply to the engine or in the form of a tank with liquefied fuel and a liquid atomizer.

2. A guided anti-aircraft missile according to claim 1, characterized in that the pulsed plasma-jet engine comprises an electric detonation fuel combustion chamber made of a material transparent or opaque to electromagnetic waves and equipped with a preionizer and an ionizer of rocket fuel.

3. A guided anti-aircraft missile according to claim 2, characterized in that the electric detonation chamber for burning fuel, made of a material opaque to electromagnetic waves, is mounted outside and coaxial with the ionizer, and made of a material transparent to electromagnetic waves, inside the ionizer.

4. Guided anti-aircraft missile according to claim 2, characterized in that the rocket fuel preionizer is made in the form of an electromechanical or electric high voltage generator, and rocket fuel ionizer is in the form of a high voltage electric spark gap or electric generator

- 3 018694 of electromagnetic waves with a wavelength corresponding to the Fraunhofer lines of resonant absorption of electromagnetic waves by rocket fuel.

5. Guided anti-aircraft missile according to claim 4, characterized in that the electromechanical high-voltage generator is made in the form of an electrostatic machine with counter-rotating dielectric disks or in the form of an electrostatic Van de Graaff generator.

6. Guided anti-aircraft missile according to claim 4, characterized in that the electric high voltage generator is made in the form of a capacitive constant voltage multiplier.

7. Guided anti-aircraft missile according to claim 4, characterized in that the electromagnetic wave generator with a wavelength corresponding to the Fraunhofer lines of resonant absorption of electromagnetic waves by rocket fuel is made in the millimeter-centimeter or in the ultraviolet x-ray ranges of electromagnetic waves.

8. A guided anti-aircraft missile according to claim 1, characterized in that it uses gaseous, liquid or gel fuel with increased ionization ability as rocket fuel.

9. A guided anti-aircraft missile according to claim 8, characterized in that it uses non-combustible in a normal state gases, such as flue gases (CO2 - 80%), atmospheric air (humidity not lower than 60%) as a gaseous fuel with increased ionization ability , water is used as a liquid fuel with increased ionization ability, and a synthetic liquid or vacuum oil with a low value of saturated vapor pressure is used as a gel-like dielectric with increased ionization ability.

10. Guided anti-aircraft missile according to claim 1, characterized in that the MHD generator is made by induction or conductivity.