RU2327949C1

RU2327949C1 - Ракета

Info

Publication number: RU2327949C1
Application number: RU2006145724/02A
Authority: RU
Inventors: ев Владимир Николаевич Бел (RU); Владимир Николаевич Беляев; Владимир Григорьевич Богацкий (RU); Владимир Григорьевич Богацкий; Петр Петрович Васильев (RU); Петр Петрович Васильев; Владимир Александрович Мынкин (RU); Владимир Александрович Мынкин; Григорий Рафаилович Орелиов (RU); Григорий Рафаилович Орелиов; Виктор Антонович Рац (RU); Виктор Антонович Рац; Геннадий Николаевич Смольский (RU); Геннадий Николаевич Смольский
Priority date: 2006-12-25
Filing date: 2006-12-25
Publication date: 2008-06-27

Abstract

Изобретение относится к классу управляемых ракет «воздух-воздух» средней и большой дальности и может также использоваться при создании зенитных высотных ракет. Технический результат заключается в повышении маневренности ракеты при атаке высотных целей. Ракета содержит корпус, систему наведения с инерциальной системой управления, приемным блоком линии радиокоррекции и головкой самонаведения, боевое снаряжение и двухимпульсную двигательную установку, включающую двигатель первого импульса с твердотопливным зарядом и двигатель второго импульса. Ракета также содержит блоки запуска двигателей первого и второго импульсов. При этом двигатель второго импульса также выполнен с твердотопливным зарядом, а камера сгорания двигателя второго импульса расположена последовательно с камерой сгорания двигателя первого импульса, причем двухимпульсная двигательная установка выполнена с единым выходным соплом, расположенным на камере сгорания двигателя первого импульса, а система наведения дополнительно снабжена блоком определения момента запуска двигателя второго импульса и блоком поправок, определяющим прирост скорости ракеты от двигателя второго импульса, причем входы блока поправок и два входа блока определения момента запуска двигателя второго импульса соединены с выходами инерциальной системы управления, а выход блока поправок соединен с третьим входом блока определения момента запуска двигателя второго импульса, выход которого связан с блоком запуска двигателя второго импульса. 4 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиационному вооружению, а именно к управляемым ракетам класса «воздух-воздух» средней и большой дальности, и может также использоваться при создании зенитных высотных ракет.

Известны разработки США в области ракет средней дальности типа AIM-120, AMRAAM. На их базе США ведут разработку новой управляемой ракеты «воздух-воздух» большой дальности (до 150 км). Также аналогичную разработку в Европе ведет корпорация «Матра» Бритиш аэроспейс (проект ракеты «Метеор», см. Зарубежное военное обозрение, №8, 2001 г., стр.36, 37).

Эту ракету предполагается оснастить комбинированной системой наведения, которая состоит из инерциальной системы управления (ИСУ) с радиокоррекцией от самолета-носителя или другого летательного аппарата, оборудованного соответствующей аппаратурой, и активной радиолокационной головкой самонаведения (АРГС). В качестве силовой установки ракеты намечается использовать прямоточный-воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) с интегральной компоновкой, предусматривающей размещение в корпусе камеры дожигания маршевого двигателя твердотопливного ускорителя.

Планер ракеты «Метеор», выполненный по «нормальной» самолетной аэродинамической схеме, имеет большое значение поперечного V крыла (составляет 45°). Для аэродинамического управления и стабилизации используется крестообразное хвостовое оперение. Из представленных в указанном материале рисунков внешнего вида ракет следует, что два воздухозаборника расположены на одной (условно нижней) стороне ракеты и таким образом при маневре должен соблюдаться координированный разворот с управлением углом крена.

Разработка активно-пассивной радиолокационной ГСН ведется на базе ГСН французской ракеты «MICA». Для решения задачи попадания ракеты в цель или район цели используется метод пропорциональной навигации. При этом на среднем участке траектории должна использоваться двухсторонняя линия связи, обеспечивающая прием на ракете уточненных кинематических параметров цели, вычисленных с помощью бортового оборудования самолета-носителя, формирования на их основе модели движения цели и обратную передачу данных телеметрии бортовых систем ракеты.

Вышеописанная ракета «Метеор» выбрана в качестве прототипа предлагаемого изобретения как наиболее близкое по своей технической сущности решение, совпадающее по целому ряду признаков с предлагаемым изобретением.

Основной недостаток ракеты-прототипа заключается в малой маневренности ракеты при атаке целей, летящих на больших высотах (порядка 25...35 км), что обусловлено прежде всего выбранной двигательной установкой, поскольку она в данном случае существенно влияет на располагаемые перегрузки ракеты (для эффективного перехвата цели перегрузка ракеты n_p должна в несколько раз превышать перегрузку цели n_ц).

Действительно, тяга прямоточного воздушно-реактивного двигателя относительно невелика (на высоте 25...35 км для данного класса ракет тяга двигателя равна ≈50...100 кг), и, следовательно, при атаке высотных целей прирост располагаемых перегрузок за счет проекции N тяги двигателя Т на нормаль к ее вектору скорости (N=Т*sinα, где α - угол атаки) очень мал, а потому перегрузка ракеты должна практически полностью создаваться только за счет аэродинамических сил. Вследствие малых скоростных напоров q на больших высотах в этом случае требуются большие площади аэродинамических поверхностей либо снижение высоты применения, что крайне нежелательно.

Задачей данного изобретения является создание ракеты большой и средней дальности, которая бы при приемлемых для носителя габаритных размерах обладала необходимыми перегрузками, обеспечивающими перехват целей на высотах 25...35 км.

Для реализации задачи в управляемой ракете, содержащей корпус, систему наведения с инерциальной системой управления, приемным блоком линии радиокоррекции и головкой самонаведения, боевое снаряжение и двухимпульсную двигательную установку, включающую в себя камеру сгорания 1-го импульса с твердотопливным зарядом и блоки запуска первого и второго импульсов, камера сгорания второго импульса расположена последовательно с камерой сгорания первого импульса и также снабжена твердотопливным зарядом, при этом двухимпульсная двигательная установка имеет единое выходное сопло, расположенное на камере сгорания первого импульса, а система наведения дополнительно снабжена блоком определения момента запуска второго импульса в зависимости от дальности между ракетой и целью и относительной скорости их сближения и блоком поправок, определяющим прирост скорости ракеты от второго импульса в зависимости от высоты полета ракеты, абсолютной скорости ракеты и температуры заряда второго импульса, причем входы блока поправок и два входа блока определения момента запуска второго импульса соединены с соответствующими выходами инерциальной системы управления, а выход блока поправок соединен с третьим входом блока определения момента запуска второго импульса, выход которого связан с блоком запуска второго импульса.

Такое выполнение ракеты обеспечивает увеличение ее располагаемых перегрузок в районе цели за счет двух факторов:

- существенного увеличения проекции N тяги двигателя Т ракеты на нормаль к ее вектору скорости;

- увеличения скоростного напора q за счет увеличения скорости полета ракеты в районе цели.

Так, при угле атаки α=30° и реальной для твердотопливного заряда величине тяги последнего импульса Т=1000 кГс указанная проекция тяги составит N=500 кГс. При массе ракеты в конце активного участка полета G_p порядка 120 кг дополнительная перегрузка n_доп от тяги двигателя второго импульса составит около 4-х единиц.

Таким образом, если твердотопливный двигатель второго импульса ракеты запускать в такой момент времени, чтобы он работал практически до встречи с целью, то это позволило бы формировать управляющую перегрузку преимущественно за счет двигательной установки. На реализацию этого подхода и направлено предлагаемое изобретение, дающее возможность создания эффективной ракеты для поражения целей на высотах 25...35 км без существенного увеличения ее аэродинамических поверхностей.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическим материалом, где:

на фиг.1 изображен общий вид ракеты;

на фиг.2 - вид ракеты сзади;

на фиг.3 приведена структурная схема устройства для запуска второго импульса двигательной установки;

на фиг.4 приведены зоны возможных пусков в вертикальной плоскости прототипа и предлагаемой ракеты.

Ракета согласно изобретению содержит корпус 1, внутри которого размещены головка самонаведения 2, инерциальная система управления 3, блок определения момента запуска второго импульса (БОМЗ₂) 4, блок поправок (БП) 5, боевое снаряжение 6, первый импульс двигателя 8 с блоком запуска 9, второй импульс двигателя 7 с блоком запуска (БЗ₂) 10 и сопловой блок 11. На корпусе ракеты расположены четыре аэродинамических руля 12.

Функционирование ракеты с использованием 2-импульсного двигателя осуществляется следующим образом.

После старта с носителя за счет работы первого импульса двигателя ракета приобретает необходимую скорость и летит к цели в соответствии с законом пропорциональной навигации: n=k*ω, где n - перегрузка ракеты, k - коэффициент пропорциональности, ω - угловая скорость линии визирования "ракета-цель". Система наведения ракеты, получая по линии радиокоррекции от самолета-носителя информацию о взаимном расположении ракеты и цели, формирует в ИСУ текущие данные по величинам дальности ракеты до цели D, относительной скорости ракеты и цели D', а также определяет высоту Н_р и скорость полета ракеты V_р.

Блок определения момента запуска второго импульса 4 получает текущие данные из ИСУ по величине дальности D ракеты от цели и относительной скорости D' ракеты и цели. Блок поправок 5, получая из ИСУ текущие данные по высоте Н_р и скорости полета ракеты V_р, с учетом температуры заряда второго импульса Т_з определяет расчетный прирост скорости от второго импульса ΔV=f₁(H_p,V_p,Т_з) и направляет полученную величину ΔV на третий вход блока определения момента запуска второго импульса 4.

Блок определения момента запуска второго импульса 4 на основании полученных данных и аппроксимации движения цели определяет время t=f₂(D,D',ΔV) запуска твердотопливного двигателя второго импульса 7 из условия обеспечения расчетной встречи ракеты с целью примерно за 1...1.5 сек до полного окончания работы указанного двигателя и при подлете к цели в расчетный момент времени подает сигнал на блок 10 запуска второго импульса, который запускает твердотопливный двигатель второго импульса 7.

В результате на конечном активном этапе атаки цели суммарная перегрузка ракеты (от аэродинамических сил и от составляющей тяги двигателя) может достигать до 5 единиц, что обеспечивает гарантированный перехват цели на высоте до 35 км. На фиг.4 данное преимущество предлагаемой ракеты по сравнению с прототипом нашло свое отражение в виде существенного повышения высотности ракеты (на 7...8 км).

Следует отметить, что преимущество ракеты по предлагаемому изобретению наиболее полно проявляется на высотах, близких к предельным, поскольку возможности маневрирования цели на этих высотах ограничены величинами располагаемых перегрузок порядка 1...1.5 ед.

Claims

Ракета, содержащая корпус, систему наведения с инерциальной системой управления, приемным блоком линии радиокоррекции и головкой самонаведения, боевое снаряжение и двухимпульсную двигательную установку, включающую двигатель первого импульса с твердотопливным зарядом и двигатель второго импульса, блоки запуска двигателей первого и второго импульсов, отличающаяся тем, что двигатель второго импульса также выполнен с твердотопливным зарядом, камера сгорания двигателя второго импульса расположена последовательно с камерой сгорания двигателя первого импульса, при этом двухимпульсная двигательная установка выполнена с единым выходным соплом, расположенным на камере сгорания двигателя первого импульса, а система наведения дополнительно снабжена блоком определения момента запуска двигателя второго импульса и блоком поправок, определяющим прирост скорости ракеты от двигателя второго импульса, причем входы блока поправок и два входа блока определения момента запуска двигателя второго импульса соединены с выходами инерциальной системы управления, а выход блока поправок соединен с третьим входом блока определения момента запуска двигателя второго импульса, выход которого связан с блоком запуска двигателя второго импульса.