RU25931U1 - WINGED ROCKET - Google Patents
WINGED ROCKET Download PDFInfo
- Publication number
- RU25931U1 RU25931U1 RU2002115979/20U RU2002115979U RU25931U1 RU 25931 U1 RU25931 U1 RU 25931U1 RU 2002115979/20 U RU2002115979/20 U RU 2002115979/20U RU 2002115979 U RU2002115979 U RU 2002115979U RU 25931 U1 RU25931 U1 RU 25931U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- flight
- target
- engine
- marching
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Description
Полезная модель относится к области ракетного вооружения, в частности к низколетящим самонаводящимся крылатым ракетам (КР), предназначенным для поражения надводных кораблей и транспортов из состава корабельных ударных группировок, десантных соединений, конвоев и одиночных кораблей.The utility model relates to the field of missile weapons, in particular to low-flying homing cruise missiles (CR), designed to destroy surface ships and transports from the composition of naval attack groups, landing formations, convoys and single ships.
Известна КР ЗМ-54Э, обеспечивающая увеличенную дальность стрельбы и принятая за прототип, состоящая из состыкованных последовательно устройствами стыковки и отделения стартовой ступени с твердотопливным двигателем, маршевой дозвуковой ступени, содержащей аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и сверхзвуковой боевой ступени, содержащей носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твердотопливный двигатель А.Б.Широкорад Оружие отечественного флота, Минск- Харвест, Москва-ACT, 2001 г. стр.539-542.Known KR ZM-54E, providing an increased firing range and adopted for the prototype, consisting of sequentially docked devices and separation of the launch stage with a solid fuel engine, march subsonic stage containing aerodynamic surfaces to control the position of the KR in flight and a turbojet engine, and a supersonic combat stage, containing a nose fairing, aerodynamic control surfaces of the combat stage in autonomous flight, a flight control system and guidance to the target, b Oy part and solid-fuel engine A.B.Shirokorad Weapons of the domestic fleet, Minsk-Harvest, Moscow-ACT, 2001 p. 539-542.
Совпадающими признаками с известной КР-прототипом являются: КР содержит состыкованные устройствами стыковки и отделения стартовый твердотопливный двигатель, маршевую дозвуковую ступень, содержащую аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и сверхзвуковую боевую ступень, содержащую носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твердотопливный двигатель.Coinciding features with the well-known KR prototype are: KR contains a solid-fuel starting engine docked with docking and separation devices, a marching subsonic stage containing aerodynamic control surfaces for the position of the RC in flight and a turbojet engine, and a supersonic combat stage containing a nose fairing, aerodynamic combat control surfaces in autonomous flight, flight control system and guidance on the target, warhead and solid fuel engine.
Дозвуковая маршевая скорость КР-прототипа с турбореактивным двигателем позволяет на маршевом участке иметь минимальный расход топлива на один километр пути, и, соответственно, увеличивает максимальную дальность стрельбы, а сверхзвуковая боевая ступень обеспечивает малую уязвимость при полёте в зоне ближнего интенсивного противодействия на расстоянии до цели менее 20 км, однако совершенствование систем огневого и информационного противодействия противника приводит к постепенному уменьшению вероятности поражения цели известной КР и, соответственно, к увеличению наряда КР, необходимого для поражения цели, а также числа носителей КР (самолетов, кораблей), необходимых при ведении боевых действий.The subsonic marching speed of the KR prototype with a turbojet engine allows on the marching section to have a minimum fuel consumption of one kilometer, and, accordingly, increases the maximum firing range, and the supersonic combat stage provides low vulnerability when flying in the zone of near intense opposition at a distance of less than the target 20 km, however, the improvement of enemy fire and information countermeasures systems leads to a gradual decrease in the probability of hitting a target of a known missile defense and, accordingly, to increase the outfit of the Kyrgyz Republic, necessary to hit the target, as well as the number of carriers of the Kyrgyz Republic (aircraft, ships), necessary when conducting military operations.
Задачей, на решение которой направлены предлагаемое устройство, является увеличение вероятности поражения цели крылатой ракетой.The task to which the proposed device is aimed is to increase the probability of hitting a target with a cruise missile.
Для решения данной задачи в КР, состоящей из состыкованных устройствами стыковки и отделения стартового твердотопливного двигателя, маршевой дозвуковой ступени, содержащей аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, иTo solve this problem in the Kyrgyz Republic, consisting of docked and separated docking devices for the starting solid propellant engine, a marching subsonic stage containing aerodynamic surfaces for controlling the position of the RC in flight and a turbojet engine, and
сверхзвуковой боевой ступени, содержащей носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твердотопливный двигатель, сверхзвуковая боевая ступень размещена в полости маршевой ступени, которая содержит собственные носовой обтекатель, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и дополнительный твердотопливный двигатель. При этом турбореактивный двигатель может располагаться как внутри, так и снаружи корпуса маршевой ступени.a supersonic warhead containing a nose cone, aerodynamic control surfaces of the warhead in autonomous flight, a flight control and guidance system for the target, warhead and solid propellant engine, a supersonic warhead is located in the cavity of the marching step, which contains its own nose cone, flight control system and guidance on the target, warhead and additional solid fuel engine. In this case, the turbojet engine can be located both inside and outside the march stage housing.
Кроме того, для уменьшения массы маршевой ступени в автономном полёте турбореактивный двигатель может быть состыкован с ней посредством устройства стыковки и отделения.In addition, to reduce the mass of the march stage in autonomous flight, a turbojet engine can be docked with it through a docking and separation device.
Отличительными признаками КР является то, что сверхзвуковая боевая ступень размещена в полости маршевой ступени, снабжённой собственными носовым обтекателем, системой управления полётом и наведения на цель, боевой частью и дополнительным твердотопливным двигателем.Distinctive features of the Kyrgyz Republic is that the supersonic combat stage is located in the cavity of the marching stage, equipped with its own nose cone, flight control and targeting system, warhead and an additional solid fuel engine.
Дополнительно турбореактивный двигатель может быть состыкован с маршевой ступенью посредством устройства стыковки и отделения.Additionally, the turbojet engine can be docked with the march stage by means of a docking and separation device.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, достигается следующий технический результат - значительно повышается вероятность преодоления крылатой ракетой противовоздушной обороны противника и поражения цели, а также после отделения турбореактивного двигателя от маршевой ступени в автономном полёте обеспечивается уменьшение её массы.Due to the presence of these distinctive features in combination with the well-known, the following technical result is achieved - the likelihood of overcoming the enemy air defense by a cruise missile and hitting a target is significantly increased, and after separation of the turbojet engine from the marching stage in autonomous flight, its mass is reduced.
В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации, решений, содержащих аналогичные признаки, не обнаружено. Таким образом, можно сделать заключение о том, что предложенная КР не известна из уровня техники и, следовательно, соответствуют критерию охраноспособности - «новое.As a result of a search by sources of patent and scientific and technical information, no solutions containing similar features were found. Thus, we can conclude that the proposed Kyrgyz Republic is not known from the prior art and, therefore, meet the eligibility criterion - “new.
Предложенное техническое решение может найти применение, в области ракетного вооружения, особенно для поражения морских целей низколетящими крылатыми ракетами, что, позволяет сделать вывод о соответствии критерию «промышленная применимость.The proposed technical solution can find application in the field of missile weapons, especially for hitting naval targets with low-flying cruise missiles, which allows us to conclude that the criterion “industrial applicability.
На фиг.1 представлена конструкция КР по п.1 и п.2 формулы.Figure 1 shows the design of the RC according to claim 1 and claim 2 of the formula.
Представленная на фиг.1 КР содержит стартовый твердотопливный двигатель 1, состыкованный устройством 2 стыковки и отделения с маршевой дозвуковой ступенью 3, состыкованной устройством стыковки и отделения 4 со сверхзвуковой боевой ступенью 5.Presented in FIG. 1, the CR contains a starting solid-fuel engine 1 docked by the docking and separation device 2 with a marching subsonic stage 3, docked by the docking and separation device 4 with a supersonic combat stage 5.
Сверхзвуковая боевая ступень 5 размещена в полости маршевой дозвуковой ступени 3 и содержит носовой обтекатель 6, аэродинамические поверхности управления положением 7 боевой ступени 5 в автономном полёте, систему управления полётом 8 боевой ступени 5 и наведения её на цель, боевую часть 9 и твердотопливный двигатель 10.The supersonic combat stage 5 is located in the cavity of the marching subsonic stage 3 and contains a nose fairing 6, aerodynamic control surfaces for the position 7 of the combat stage 5 in autonomous flight, the flight control system 8 of the combat stage 5 and its guidance to the target, the warhead 9 and the solid-fuel engine 10.
№&445УЦ№ & 445УЦ
ступени 3 в полёте, систему управления полётом 13 маршевой ступени 3 и её наведения на цель, боевую часть 14, турбореактивный двигатель 15 с топливным баком 16 и системой подачи топлива 17 и твердотопливный двигатель 18. Турбореактивный двигатель 15 может располагаться снаружи маршевой ступени 3 (вариант А на фиг.1), выдвигаясь из транспортировочного положения в корпусе маршевой ступени 3 за её обводы во внешний поток воздуха при помощи устройства 19.stage 3 in flight, flight control system 13 of march stage 3 and its guidance on the target, warhead 14, turbojet engine 15 with fuel tank 16 and fuel supply system 17 and solid fuel engine 18. Turbojet engine 15 may be located outside of march stage 3 (option And in Fig. 1), moving out of the transport position in the case of the march stage 3 beyond its contours into the external air flow using the device 19.
Дополнительно турбореактивный двигатель 15 маршевой ступени 3 может быть состыкован с маршевой ступенью 3 при помощи устройства стыковки и отделения 20.Additionally, the turbojet engine 15 of the march stage 3 can be docked with the march stage 3 using the docking device and the compartment 20.
КР по п.1 и п.2 формулы полезной модели работает следующим образом.KR according to claim 1 and claim 2 of the utility model formula works as follows.
Система управления пуском ракет боевого корабля, оснащённого ракетами по любому из п.п.1-2, двигающегося произвольным курсом, получив данные о месте нахождения цели и её скорости, вводит в систему управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3 данные о координатах точки встречи с целью, необходимом угле срр разворота КР в автономном полёте для подлёта к точке встречи с целью, после чего осуществляется запуск твердотопливного двигателя 1. КР, изначально имеющая скорость корабля-носителя в точке старта, начинает автономное движение, выходя из стартовой пусковой установки, двигаясь под углом к горизонту 0, определяемым пусковой установкой. После разгона КР до скорости, обеспечивающей эффективность управления аэродинамическими поверхностями 12, система управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3 обеспечивает снижение КР и разворот на угол фр для движения к цели на маршевом участке. На стартовом участке после разгона КР до необходимой дозвуковой скорости, достаточной для запуска турбореактивного двигателя 15 маршевой ступени 3, задействуется устройство стыковки и отделения 2 и осуществляется отделение стартового твердотопливного двигателя 1 и запуск турбореактивного двигателя 15, в который подача топлива из бака 16 осуществляется при помощи системы подачи 17 топлива. На маршевом участке осуществляется полёт КР к цели на высоте Н 1(Ь-20 м, что обеспечивает скрытность КР от систем обнаружения цели. На расстоянии до цели 3(Ь-40 км, определяемом радиусом действия головки самонаведения системы управления полётом и наведения 13 на цель, производится включения головки самонаведения, которая осуществляет сканирование пространства лучом локатора в пределах угла гсн мс Для поиска цели. После захвата цели головкой самонаведения системы управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3, она обеспечивает подлёт КР к зоне интенсивного противодействия средствами ПВО цели на расстояние -10-20 км. Перед началом этой зоны задействуется устройство стыковки и отделения 4 и осуществляется разделение маршевой 3 и боевой 5 ступеней, после чего система управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени обеспечивает её управляемый полёт к цели, а система управления полётом и наведения 8The missile launch control system of a warship equipped with missiles according to any one of claims 1 to 2, moving at an arbitrary rate, having received data on the location of the target and its speed, enters the coordinate data into the flight control and guidance system 13 for the march stage 3 target meeting points with the target necessary for the angle of rotation of the CR in the autonomous flight for approaching the meeting point with the target, after which the solid propellant engine 1 is launched. The CR, initially having the speed of the carrier ship at the starting point, begins to move autonomously ie, from the comfort of home launcher, moving at an angle to the horizon 0 defined launcher. After accelerating the accelerator to a speed that ensures effective control of aerodynamic surfaces 12, the flight control system and pointing 13 at the target of the marching stage 3 provides a decrease in the acceleration and rotation through the angle fr to move toward the target on the marching section. At the launch site, after the accelerator accelerates to the necessary subsonic speed sufficient to start the turbojet engine 15 of march stage 3, the docking and separation devices 2 are activated and the starting solid propellant engine 1 is separated and the turbojet engine 15 is launched, into which fuel is supplied from the tank 16 by fuel supply systems 17. On the marching section, the flight of the aircraft to the target at an altitude of H 1 (L-20 m, which ensures the secrecy of the RS from the target detection systems, is carried out. At a distance to target 3 (L-40 km, determined by the radius of the homing head of the flight control system and guidance 13 to the target is turned on by the homing head, which scans the space with the radar beam within the ghc ms angle To search for the target After capturing the target by the homing head of the flight control system and pointing 13 at the target of the march stage 3, it provides flight of the Kyrgyz Republic to the zone of intensive counteraction by air defense means of the target at a distance of-10-20 km. Before the beginning of this zone, a docking and separation unit 4 is activated and mid-flight 3 and combat 5 stages are separated, after which the flight control and guidance 13 system on the mid-flight target provides its controlled flight to the target, and the flight control and guidance system 8
faoWWWfaoWWW
боевой ступени 5 на цель обеспечивает её управляемый полёт к цели. После разделения боевой 5 и маршевой 3 ступеней задействуются твердотопливные двигатели 10 и 18, которые обеспечивают доразгон боевой ступени 5 и маршевой ступени 3 до сверхзвуковых скоростей полёта и поддержание этих скоростей при их полёте к цели.combat stage 5 on the target provides its controlled flight to the target. After the separation of the combat 5 and the marching 3 stages, solid-fuel engines 10 and 18 are activated, which provide the afterdrive of the combat stage 5 and the marching stage 3 to supersonic flight speeds and maintaining these speeds when they fly to the target.
При варианте компоновки КР с расположением турбореактивного двигателя 15 внутри корпуса маршевой ступени 3 с устройством выдвижения 19, перед запуском маршевого турбореактивного двигателя 15 может осуществляться его выдвижение за обводы маршевой ступени 3 в рабочее положение, путём задействования устройства 19 (см. вариант А на фиг.1).In the configuration variant of the RC with the location of the turbojet engine 15 inside the mid-flight stage housing 3 with the extension device 19, before starting the mid-flight turbojet engine 15, it can be extended beyond the contours of the mid-flight stage 3 to the operating position by activating the device 19 (see option A in FIG. 1).
Дополнительно до запуска твердотопливного двигателя 18 маршевой ступени 3 может задействоваться устройство отделения 20 турбореактивного двигателя 15, при этом экономится масса твердотопливного двигателя 18, затрачиваемая на разгон в составе маршевой ступени 3 турбореактивного двигателя 15 до сверхзвуковой скорости полёта и поддержание сверхзвуковой скорости при полёте маршевой ступени 3 к цели.In addition, before starting the solid propellant engine 18 of the march stage 3, the separation device 20 of the turbojet engine 15 can be activated, while the mass of the solid propellant engine 18, which is expended in accelerating the march stage 3 of the turbojet engine 15 to supersonic flight speed and maintaining the supersonic speed during the flight of the march stage 3, is saved. to the goal.
Учитывая, что вероятность преодоления противовоздушной обороны маршевой ступенью 3 в результате её доразгона до сверхзвуковой скорости у цели, будет незначительно отличаться от вероятности преодоления противовоздушной обороны боевой ступенью 5, которая по проведенным расчётам может нести боевую часть 9 массой, сопоставимой с массой боевой части 14, размещаемой в маршевой ступени 3, суммарная вероятность поражения цели предложенной КР и способом её применения увеличивается не менее, чем в 1,5-К2 раза и, соответственно, потребный наряд КР и число их носителей (самолётов, кораблей), необходимых для ведения боевых действий, может быть сокращено не менее, чем в 1, раза.Given that the probability of overcoming air defense by marching stage 3 as a result of its overclocking to supersonic speed at the target will slightly differ from the probability of overcoming air defense by combat stage 5, which, according to the calculations, can carry warhead 9 with a mass comparable to the mass of warhead 14. placed in the march stage 3, the total probability of hitting the target of the proposed RC and the method of its application increases by at least 1.5-K2 times and, accordingly, the required outfit of the RC and h layers of carriers (airplanes, ships), necessary for the conduct of hostilities can be reduced not less than 1 times.
JjooWWyjJjoowwyj
ЛоадедLoaded
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002115979/20U RU25931U1 (en) | 2002-06-20 | 2002-06-20 | WINGED ROCKET |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002115979/20U RU25931U1 (en) | 2002-06-20 | 2002-06-20 | WINGED ROCKET |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU25931U1 true RU25931U1 (en) | 2002-10-27 |
Family
ID=38314476
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002115979/20U RU25931U1 (en) | 2002-06-20 | 2002-06-20 | WINGED ROCKET |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU25931U1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN115200421A (en) * | 2021-04-13 | 2022-10-18 | 北京威标至远科技发展有限公司 | Air-ground type target bomb |
-
2002
- 2002-06-20 RU RU2002115979/20U patent/RU25931U1/en active Protection Beyond IP Right Term
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN115200421A (en) * | 2021-04-13 | 2022-10-18 | 北京威标至远科技发展有限公司 | Air-ground type target bomb |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20100313741A1 (en) | Applications of directional ammunition discharged from a low velocity cannon | |
KR20010043490A (en) | An Armor Piercing Projectile | |
RU2713546C2 (en) | Cruise missile and method of combat use thereof | |
RU2599270C2 (en) | Cruise missile-surface effect craft (cmsec) | |
RU2151370C1 (en) | Method for destruction of moving target by guided projectile with active guidance system and pre-acceleration engine | |
RU2544446C1 (en) | Rolling cruise missile | |
RU2352892C2 (en) | Cruise missile | |
CN101554923A (en) | Airplane missile defense system | |
RU2534476C1 (en) | Underwater target hitting method | |
US9121680B2 (en) | Air vehicle with control surfaces and vectored thrust | |
RU2225975C1 (en) | Winged missile and method of its combat utilization ( variants ) | |
RU25931U1 (en) | WINGED ROCKET | |
US7503259B2 (en) | Anti-submarine warfare cluster munitions and cluster depth charges | |
RU2327949C1 (en) | Missile | |
RU2735358C1 (en) | Underwater target destruction method | |
RU2714274C2 (en) | Cruise missile with self-contained unmanned underwater vehicle-mine | |
RU2496089C1 (en) | Controlled bullet | |
RU2240489C1 (en) | Method and device for guided missile take-off from transport-launching pack | |
RU2559415C2 (en) | Anti-submarine equipment device | |
Barrie | Trends in missile technologies | |
Dobrzyński et al. | Flying means of attack of ships, possible to be used by a potential enemy—analysis of the threats for ships the Polish Navy | |
Ruhe | Smart Weapons | |
RU192693U1 (en) | WINGED ROCKET WITH PLANNING BATTLE ELEMENTS | |
RU2785316C1 (en) | Rocket-glider with gravity underwater projectile | |
Slocombe | ADF projects: ADF guided weapons acquisitions |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
ND1K | Extending utility model patent duration | ||
PD1K | Correction of name of utility model owner |