RU2191986C1

RU2191986C1 - Antiaircraft guided rocket

Info

Publication number: RU2191986C1
Application number: RU2001123788A
Authority: RU
Inventors: В.М. Кузнецов; А.С. Капустин; А.В. Феруленков; А.П. Энтин; В.В. Шершнев; В.В. Махонин
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2001-08-27
Filing date: 2001-08-27
Publication date: 2002-10-27

Abstract

FIELD: ammunition for antiaircraft defense. SUBSTANCE: antiaircraft guided rocket has main stage with body in the form of thin-walled shell joined to head fairing which houses functional units, booster, stage separation mechanism. Telemetry unit with radio transmitter is installed in main stage in point of placement of warhead, optical sensor is positioned at distance h from outer shell of body of main stage on rear butt of transmitter. Hole with diameter D closed air-tight by transparent material is made in shell of body uniaxially to optical sensor and perpendicular to longitudinal axis of rocket. Ratio of distance from outer surface of shell of body to optical sensor to diameter of hole in shell of body lies within bounds described by formula

Description

Изобретение относится к области ракетой техники и может быть использовано при испытаниях зенитных управляемых ракет на этапе их отработки. The invention relates to the field of rocket technology and can be used in testing anti-aircraft guided missiles at the stage of development.

Известна зенитная управляемая ракета [1] комплекса "Панцирь-С1", выполненная по двухступенчатой схеме, с бикалиберным корпусом и отделяемым стартовым двигателем. Ракета состоит из стартовой и маршевой ступеней, соединенных механизмом разделена. Маршевая ступень состоит из боевого снаряжения, включающего боевую часть, контактный и неконтактный взрыватели с головным обтекателем, и функциональных блоков, содержащих рулевой привод, гироскопический координатор, электронную аппаратуру, высокочастотный блок, блок излучения и блок питания. Known anti-aircraft guided missile [1] complex "Shell-C1", made according to a two-stage scheme, with a bicaliber body and a detachable starting engine. A missile consists of a launch and a march stage connected by a divided mechanism. The marching stage consists of combat equipment, including a warhead, contact and non-contact fuses with a head fairing, and functional blocks containing a steering gear, gyroscopic coordinator, electronic equipment, a high-frequency unit, a radiation unit, and a power supply unit.

Данная ракета при всех своих достоинствах не может использоваться для отработки новой конструкции ракеты, поскольку она имеет только свою геометрию, свои элементы конструкции и присущие только ей баллистические характеристики и не может осуществлять контроль своих режимов работы бортовой аппаратуры с земли во время полета при стрельбе в имитируемую точку. Известна зенитная управляемая ракета [2], состоящая из стартовой ступени и маршевой ступени с функциональными блоками и боевым снаряжением, соединенных механизмом разделения, в которой корпус маршевой ступени выполнен в виде тонкостенной стальной оболочки, соединенной с головным обтекателем, при этом функциональные блоки и боевое снаряжение соединены между собой в осевом направлении и размещены внутри оболочки, а часть оболочки вокруг боевого снаряжения выполнена в виде дополнительной массы поражающих элементов боевой части. For all its merits, this missile cannot be used to develop a new missile design, since it has only its geometry, its structural elements and its ballistic characteristics inherent to it, and cannot control its on-board equipment operating modes from the ground during flight when firing at simulated point. Known anti-aircraft guided missile [2], consisting of a launch stage and marching stage with functional blocks and combat equipment, connected by a separation mechanism, in which the marching stage body is made in the form of a thin-walled steel shell connected to the head fairing, while the functional blocks and combat equipment interconnected in the axial direction and placed inside the shell, and part of the shell around the combat equipment is made in the form of an additional mass of damaging elements of the warhead.

Однако и данная конструкция зенитной управляемой ракеты не может использоваться для отработки новой конструкции при стрельбе в имитируемую точку так же, как и аналог [1]. However, this design of an anti-aircraft guided missile cannot be used to test a new design when firing at a simulated point in the same way as its counterpart [1].

Задачей предлагаемого изобретения является исключение указанных выше недостатков, а именно получение необходимой объективной информации о работе ракеты в полете при стрельбе в имитируемаю точку. The task of the invention is to eliminate the above disadvantages, namely obtaining the necessary objective information about the operation of the rocket in flight when firing at a simulated point.

Указанная задача достигается тем, что в зенитной управляемой ракете, содержащей маршевую ступень с корпусом в виде тонкостенной оболочки корпуса, соединенного с головным обтекателем, в которой размещены функциональные блоки, стартовую ступень, механизм разделения ступеней, в маршевой ступени на месте расположения боевой части установлен телеметрический блок с радиопередатчиком, на заднем торце которого размещен оптический датчик на расстоянии h от наружной оболочки корпуса маршевой ступени, при этом в оболочке корпуса выполнено герметично закрытое прозрачным материалом отверстие диаметром D соосно с оптическим датчиком и перпендикулярно продольной оси ракеты, причем отношение расстояния oт наружной поверхности оболочки корпуса до оптического датчика к диаметру отверстие в оболочке корпуса находится в пределах 1,2<h/D<1,5. This task is achieved by the fact that in an anti-aircraft guided missile containing a marching stage with a hull in the form of a thin-walled shell of the hull connected to the head fairing, in which the functional blocks, a launching stage, and a stage separation mechanism are located, a telemetric is installed in the marching stage at the location of the warhead a block with a radio transmitter, at the rear end of which an optical sensor is placed at a distance h from the outer shell of the march stage housing, while the herme is made in the shell a hole with a diameter D substantially closed by a transparent material is coaxial with the optical sensor and perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, and the ratio of the distance from the outer surface of the shell to the optical sensor to the diameter of the hole in the shell is within 1.2 <h / D <1.5.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция зенитной управляемой ракеты позволяет получать объективную информацию о частоте вращения ракеты в полете на раннем этапе ее отработки до и после отделения стартовой ступени. The essence of the invention lies in the fact that this design of an anti-aircraft guided missile allows you to obtain objective information about the frequency of rotation of the rocket in flight at an early stage of its development before and after separation of the launch stage.

Частота вращения ракеты зависит от угла установки лопастей стабилизатора: чем больше угол установки, тем больше частота вращения, и наоборот. The frequency of rotation of the rocket depends on the angle of installation of the stabilizer blades: the larger the angle of installation, the greater the frequency of rotation, and vice versa.

На фиг.1, 2 - предлагаемая конструкция зенитной управляемой ракеты, где 1 - маршевая ступень, 2 - стартоная ступень, 3 - механизм разделения ступеней, 4 - оболочка корпуса маршевой ступени, 5 - головной обтекатель, 6 - телеметрический блок с радиопередатчиком, 7 - задний торец телеметрического блока, 8 - оптический датчик, 9 - отверстие, герметично закрытое прозрачным материалом, 10 -функциональные блоки. In Fig.1, 2 - the proposed design of anti-aircraft guided missiles, where 1 is the marching stage, 2 is the start-up stage, 3 is the separation mechanism of the stages, 4 is the shell of the marching stage, 5 is the head fairing, 6 is the telemetry unit with a radio transmitter, 7 - the rear end of the telemetric unit, 8 - the optical sensor, 9 - hole, hermetically sealed with a transparent material, 10 - functional units.

Устройство, последовательность сборки и работа зенитной управляемой ракеты заключаются в следующем: сначала собирают стартовую cтупень 2, состоящую из двигателя с зарядом и установленным стабилизатором, затем собирают маршевую ступень 1, при этом на собранные заранее в осевом направлении функциональные блоки 10 и телеметрический блок 6 с радиоответчиком, на заднем торце 7 которого размещен оптический датчик 8, надвигают тонкостенную оболочку 4 маршевой ступени 1, так чтобы совместить отверстие 9, закрытое прозрачным материалом, с оптическим датчиком 8 (см. фиг.3), при этом оболочка корпуса 4 по посадке садится на блок рулевого привода. The device, assembly sequence and operation of the anti-aircraft guided missile are as follows: first, launch stage 2 is assembled, which consists of an engine with a charge and stabilizer installed, then march stage 1 is assembled, while functional blocks 10 and telemetry block 6 c are preassembled in advance a radio transponder, at the rear end 7 of which an optical sensor 8 is placed, slide a thin-walled shell 4 of the march stage 1, so as to combine the hole 9 closed by a transparent material with the optical sensor 8 (see figure 3), while the shell of the housing 4 on landing sits on the steering unit.

На собранную маршевую ступень устанавливают обтекатель 5. Собранные маршевую и стартовую ступени объединят между собой посредством механизма разделения ступеней 3. A fairing 5 is mounted on the assembled marching stage. The assembled marching and starting stages are combined among themselves by means of the stage separation mechanism 3.

Испытание ракет стрельбой, как правило, проводится в дневное время суток для лучшего сопровождения ракеты оптическими средствами внешне траекторных измерений. Testing missiles by shooting, as a rule, is carried out in the daytime to better accompany the missile with optical means of externally trajectory measurements.

Установленный на маршевой ступени телеметрический блок с радиопередатчиком, на заднем торце которого размещен оптический датчик, передает на землю объективную информацию о частоте вращение зенитной управляемой ракеты во время и на всем протяжении полета, до и после отделeния стартовой ступени. Установка оптического датчика перепендикулярно оси ракеты позволяет получить с него на асцилограмме пилообразный сигнал, соответствующий частоте вращения ракеты, при этом максимум сигнала соответствует направлению оптического датчика на фон неба, а минимум сигнала соответствует направлению оптического датчика на фон земли. При большом диаметре D отверстия в оболочке корпуса маршевой ступени и небольшом расстоянии h от поверхности оболочки корпуса в периоде одного оборота преобладает сигнал фона неба и наоборот, при небольшом диаметре D и большом расстоянии h - в периоде одного оборота ракеты преобладает сигнал фона земли. В обоих случаях это затрудняет анализ графиков частоты оборотов ракеты, т.к. в периоде одного оборота преобладает сигнал одного фона, при этом кривые соседних периодов на графике сливаются, что не позволяет четко определить частоту оборотов ракеты в единицу времени, поэтому для оптимального сигнала оптического датчика в одном периоде примерно 50% сигнала фона неба и 50% сигнала фона земли. A telemetry unit with a radio transmitter mounted on the marching stage, at the rear end of which there is an optical sensor, transmits objective information about the frequency of rotation of the anti-aircraft guided missile during and throughout the flight, before and after separation of the launch stage, to the ground. The installation of an optical sensor perpendicular to the axis of the rocket makes it possible to obtain a sawtooth signal corresponding to the frequency of rotation of the rocket from the ascilogram, while the maximum signal corresponds to the direction of the optical sensor against the sky and the minimum signal corresponds to the direction of the optical sensor to the earth. With a large diameter D of the hole in the shell of the marching stage body and a small distance h from the surface of the shell of the body in the period of one revolution, the sky background signal prevails and vice versa, with a small diameter D and a large distance h in the period of one revolution of the rocket, the earth background signal prevails. In both cases, this makes it difficult to analyze the graphs of the speed of the rocket, because in the period of one revolution, the signal of one background prevails, while the curves of adjacent periods on the graph merge, which does not allow to clearly determine the frequency of the rocket revolutions per unit time, therefore, for the optimal signal of the optical sensor in one period, approximately 50% of the sky background signal and 50% of the background signal land.

Необходимо обеспечить поле зрения оптического датчика в пределах 36-54^o, что соответствует отношению расстояния от наружной поверхности корпуса до оптического датчика к диаметру отверстия в оболочке корпуса 1,2<h/D<1,5.It is necessary to ensure the field of view of the optical sensor within 36-54 ^o , which corresponds to the ratio of the distance from the outer surface of the housing to the optical sensor to the diameter of the hole in the shell of the housing 1.2 <h / D <1.5.

Источники информации
1. Журнал военно-промышленного комплекса. Военный парад. Март-апрель, 1995, фоторакеты, с. 45, статья "Панцирь, прикрывающий объекты", с. 151-153 - аналог.Sources of information
1. The magazine of the military-industrial complex. Military parade. March-April, 1995, photo rockets, p. 45, article "Carapace covering objects", p. 151-153 - analogue.

2. Патент России 2133446 от 20.07.1999, MКИ 6 F 42 B15/10, БИ 20 за 1999 - прототип. 2. Russian patent 2133446 from 07.20.1999, MKI 6 F 42 B15 / 10, BI 20 for 1999 - prototype.

Claims

An anti-aircraft guided missile containing a marching stage with a body in the form of a thin-walled shell connected to the head fairing, in which functional blocks are placed, a launch stage, a stage separation mechanism, characterized in that a telemetry unit with a radio transmitter is installed in the march stage at the location of the warhead at the rear end of which the optical sensor is located at a distance h from the outer surface of the shell shell of the march stage, while in the shell of the shell coaxially with the optical sensor and perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, a hole of diameter D is hermetically closed with a transparent material, and the ratio of the distance from the outer surface of the shell to the optical sensor to the diameter of the hole in the shell is within 1.2 <h / D <1.5.