Зенитная управляемая ракета индивидуального пользования

 

Использование: изобретение относится к области ракетной технике, в частности к управляемым ракетам в составе переносных зенитных комплексов, предназначенных для перехвата низколетящих воздушных целей. Сущность изобретения: ракета содержит тепловую головку самонаведения 1 с датчиком угла пеленга цели 2, твердотопливную двигательную установку с двухрежимным маршевым двигателем 10 и улавливаемых в пусковой трубе стартовым двигателем 11, аппаратурный отсек 3 с рулевым приводом 4, бортовым источником питания 5 и бортразъемом 6, коммутирующим электрические цепи ракеты с пусковым устройством перед стартом, и осколочно-фугасную боевую часть 7, включающую исполнительный блок взрывателя, основной токовихревой датчик цели и дублирующий ударный датчик цели. Для повышения вероятности поражения цели в корпусе боевой части 7 установлен лазерный неконтактный датчик цели и формирователь управляемой задержки импульса подрыва боевой части. Управление задержкой импульса подрыва боевой части 7 производится стрелком-зенитчиком через переключатели на пусковой трубе и пусковом устройстве, а также через автоматический переключатель выбора режимов перехвата "вдогон-навстречу" за счет связи цепи управления формирователя задержки с датчиком 2 пеленга тепловой головки самонаведения. Таким образом, выбором величины задержки определяется момент подрыва боевой части, который учитывает скорость и направление полета цели, размерность цели и условия ее перехвата ("вдогон" или "навстречу"). 2 ил.

Предложение относится к ракетной технике и предназначено для использования в переносных зенитных ракетных комплексах (ПЗРК) для поражения реактивных, турбовинтовых и винтомоторных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов на встречных и догонных курсах при визуальной видимости цели.

Известен ПЗРК "Стингер" (США), предназначенный для перехвата современных и перспективных самолетов и вертолетов фронтовой авиации [1].

Управляемая ракета комплекса состоит из отсека системы наведения, отсека боевой части (БЧ), двухрежимного маршевого твердотопливного двигателя, хвостового оперения и стартового ускорителя.

В отсек системы наведения входит тепловая головка самонаведения (ГСН), состоящая из координатора цели и электронной аппаратуры, блок рулевого привода и источник питания.

ГСН осуществляет сопровождение цели по ИК- излучению и выдает оператору сигналы обнаружения на этапе захвата цели, а также сигналы управления во время полета ракеты. Электронная аппаратура преобразует сигнал рассогласования, поступающий от тепловой ГСН, в команды управления электроприводом рулей ракеты. Наведение ракеты осуществляется по методу пропорциональной навигации.

Отсек рулевого привода состоит из электронного модуля и четырех складывающихся аэродинамических поверхностей, две из которых выполняют функцию рулей. Команды управления электроприводом рулей пересчитываются с учетом положения вращающегося в полете корпуса ракеты вокруг продольной оси.

Отсек БЧ содержит заряд ВВ и взрыватель контактного действия. Один из трех режимов задержки подрыва БЧ обеспечивает ее срабатывание внутри конструкции летательного аппарата, что значительно повышает поражающую способность комплекса. Однако из-за сложности согласования задержек взрывателя с временами прохождения БЧ внутрь конструкции цели в широком диапазоне условий встречи ракеты и цели вероятность поражения цели существенно снижается. Кроме того, происходит снижение вероятности поражения по малоразмерным целям за счет промахов.

Известна ракета SATCP ПЗРК " Мистраль" (Франция), содержащая тепловую ГСН с многоэлементным датчиком, осколочно-фугасную БЧ с контактным и лазерным неконтактным датчиками взрывательного устройства, электронную аппаратуру управления и наведения, электрический рулевой привод, термобатарею, твердотопливную двигательную установку [1]. По сравнению с запускаемой с плеча ракетой "Стингер", ракета "SATCP" имеет более высокие летно-технические характеристики и, соответственно, большие габаритно-весовые параметры (длина 1,84 м, диаметр 0,09 м, масса 17,6 кг).

Ракета SATCP благодаря более чувствительной тепловой ГСН обеспечивает захват самолета с одним реактивным двигателем на расстоянии 6 км и легкого вертолета на расстоянии 4 км независимо от угла обнаружения. БЧ ракеты имеет массу 3 кг и обеспечивает удовлетворительное поражающее действие при промахе до 1 метра, характерном для ракет с тепловой ГСН. Лазерный неконтактный взрыватель, кроме основного назначения, используется для предотвращения преждевременного срабатывания при встрече с ложными целями (деревьями, водной поверхностью и т.п.).

Процесс прицеливания и запуска ракеты SATCP с плеча практически невозможен. Поэтому ракета запускается не с плеча, а с треножника, который вместе с электронным блоком и прицельным устройством составляет неотъемлемую часть комплекса.

Все оборудование ПЗРК "Мистраль" разделено на две упаковки по 20 кг: в одной содержится ракета SATCP в контейнере, а в другой - пусковое устройство с электронным блоком пуска и прицеливания.

Поэтому расчет комплекса должен состоять из двух человек, что исключает индивидуальность пользования комплексом и ракетой, ограничивает тактику применения ПЗРК, и, как следствие, снижает вероятность выполнения боевой задачи оснащенного им подразделения.

Увеличение вероятности поражения воздушной цели достигается за счет увеличения массы взрывчатого вещества БЧ ракеты и количества поражающих элементов. Однако несогласование при небольших промахах формируемого боевой частью поля поражения с параметрами цели (размерами, условиями встречи и скоростью ее полета) снижает вероятность поражения, в особенности при стрельбе по высокоманевренным, малоразмерным скоростным целям.

Известна зенитная управляемая ракета индивидуального пользования 9М39, которая входит в состав ПЗРК 9К38, находящегося на вооружении армии Российской Федерации [2], и состоит из головного отсека, рулевого отсека, отсека БЧ, двигательной установки и крыльевого блока.

Головной отсек содержит тепловую ГСН с датчиком угла пеленга цели, выдающим сигнал, пропорциональный углу рассогласования между продольной осью ракеты и оптической осью следящего координатора, и электронный блок формирования одноканального сигнала управления.

Двигательная установка ракеты состоит из твердотопливных стартового и двухрежимного маршевого двигателей.

В аппаратурном отсеке ракеты размещены рулевой привод с рулями, бортовой источник питания, бортразъем для электрической связи цепей ракеты с пусковой трубой и пусковым устройством.

В корпусе отсека осколочно-фугасной БЧ размещен заряд ВВ с детонатором и взрывательное устройство, включающее исполнительный блок с электровоспламенителями, основной датчик цели в виде импульсновихревого магнитоэлектрического генератора и дублирующего ударного датчика.

Введение магнитоэлектрического генератора позволяет повысить вероятность проникновения БЧ в конструкцию цели и, соответственно, вероятность ее поражения.

В зависимости от условий перехвата цели оператор при пуске ракеты задает предусмотренным на пусковом устройстве переключателем соответствующий режим наведения ("вдогон" или "навстречу").

Ракета 9М39 имеет малый вес (10,5 кг) и вместе с пусковой трубой - контейнером и пусковым устройством транспортируется и запускается (с плеча) одним оператором, т.е. является ракетой индивидуального пользования.

Однако при стрельбе по малоразмерной, высокоскоростной маневренной воздушной цели возможны промахи, что снижает вероятность их поражения.

Техническим результатом использования предложения является повышение вероятности поражения воздушных целей в широком диапазоне их параметров: размера цели, скорости полета и режима их перехвата ("вдогон" или "навстречу").

Это достигается тем, что в зенитную управляемую ракету, содержащую тепловую ГСН с датчиком угла пеленга цели, аппаратурный отсек с рулевым приводом, бортовым источником питания и бортразъемом для электрической связи цепей ракеты с пусковым устройством, двигательную установку, корпус осколочно-фугасной БЧ с зарядом ВВ, и взрыватель с ударным и вихревым датчиками цели и исполнительным блоком, введены размещенные в корпусе отсека БЧ лазерный неконтактный датчик цели (НДЦ), блок памяти режимов и формирователь управляемой задержки импульса подрыва заряда ВВ. При этом выход неконтактного датчика цели подключен к исполнительному блоку через формирователь управляемой задержки, цепь управления которым через преобразователь сигнала соединена с датчиком угла пеленга тепловой ГСН, а через блок памяти режимов с бортразъемом для ввода с пускового устройства предстартовых команд управления задержкой импульса подрыва заряда ВВ в зависимости от размерности цели и условий ее перехвата ("вдогон" или "навстречу").

На фиг. 1 - общий вид зенитной управляемой ракеты; на фиг. 2 - структурная схема формирования импульса подрыва БЧ.

3енитная управляемая ракета индивидуального пользования (фиг. 1) содержит тепловую головку самонаведения 1 с датчиком угла пеленга 2, образованным пеленговой катушкой следящего координатора ГСН, аппаратурный отсек 3 с рулевым приводом 4, бортовым источником питания 5 и бортразъемом 6, отсек осколочно-фугасной БЧ 7, в корпусе которого размещены взрыватель 8 и заряд ВВ 9, твердотопливные маршевый 10 и стартовый 11 двигатели, крыльевой блок 12.

Взрыватель (фиг. 2) включает ударный 13 и токовихревой 14 датчики цели, подключенные к исполнительному блоку 15, лазерный НДЦ 16, подключенный к исполнительному блоку 15 через формирователь управляемой задержки 17 импульса подрыва заряда ВВ, блок памяти режимов 18, включенный в цепь управления задержками формирователя 17. Цепь прохождения предстартовых команд управления задержкой к блоку памяти 18 от переключателей пускового устройства 19 К1 (размерность цели) и К2 (режим перехвата - "вдогон" или "навстречу") содержит бортразъем 6.

В цепь управления задержкой формирователя 17 включен через преобразователь сигнала 20 датчик 2 угла пеленга цели тепловой ГСН для автоматической корректировки времени задержки в зависимости от углов подхода к цели.

Формирователь управляемой задержки импульса подрыва ВВ 17 соединен с исполнительным блоком 15 и может быть выполнен по известным схемам.

В таблице представлены варианты формирования временной задержки в зависимости от комбинации переключателей К1 и К2 на пусковом устройстве ракеты и сигнала датчика пеленга 2 тепловой ГСН 1.

Стрельба ракетой осуществляется следующим образом. Перед пуском стрелок-зенитчик (оператор) переводит ракету в пусковом устройстве в боевое положение. При появлении цели, определив ее тип и выбрав режим пуска, он устанавливает переключатели К1 и К2 на пусковом устройстве 19 в соответствующие положения. При этом электрические сигналы с пускового устройства 19 через бортразъем 6 поступают на ракету в блок памяти режимов 18, выполненный на стандартной элементной базе. После захвата цели тепловой ГСН 1 происходит пуск ракеты, который осуществляется стрелком-зенитчиком с плеча.

На начальном участке полета ракеты, до дистанции дальнего взведения взрывателя 8, электрический сигнал, близкий к синусоидальной форме, с катушки датчика пеленга 2 преобразуется в преобразователе 20 в цифровой код и поступает на вход формирователя управляемой задержки 17, на который одновременно поступает сигнал из блока памяти режимов 18.

Таким образом, в блоке 17 формируется конкретная величина задержки (см. таблицу) в зависимости от поступающего на его вход одного из восьми уровней напряжения.

Лазерный неконтактный датчик цели 16, состоящий из двенадцатилучевого лазерного излучателя, фотоприемного устройства, системы объективов и блока обработки сигнала, включение которого происходит за дистанцией дальнего взведения взрывателя 8, обнаружив цель, выдает команду на исполнительный блок 15, через формирователь управляемой задержки 17, обеспечивая тем самым требуемую задержку при подрыве заряда ВВ 9.

Величина выбранной задержки позволяет максимально приблизиться ракете к цели после обнаружения ее лазерным НДЦ и произвести подрыв заряда ВВ 9 с максимальным поражающим действием на промахе, а в случае прямого попадания ракеты в цель обеспечить подрыв заряда ВВ 9 от сигналов с ударного 13 и токовихревого 14 датчиков внутри конструкции летательного аппарата с максимальным поражающим действием. Благодаря этому обеспечивается высокая вероятность поражения воздушных целей независимо от размера, скорости цели и режима перехвата.

Из проведенных расчетов следует, что вероятность поражения предложенной ракеты при стрельбе по различным целям в 1,5-2 раза превышает вероятность поражения известными ракетами аналогичного класса.

Литература 1. Зенитные ракетные и ракетно-пушечные комплексы капиталистических стран (обзор по материалам иностранной печати) под общей редакцией академика Е.А. Федосеева.- Научно-информационный центр (77) 1986г. с. 72-78, 162-166.

2. Переносной ЗРК 9К38 (прототип). ТО и инструкция по эксплуатации, разработки КБ машиностроения. - "Воениздат", Москва, 1987г.

Формула изобретения

Зенитная управляемая ракета индивидуального пользования, содержащая тепловую головку самонаведения с датчиком угла пеленга цели и преобразователем сигнала, двигательную установку, аппаратурный отсек с рулевым приводом, бортовым источником питания и бортразъемом для электрической связи цепей ракеты с пусковым устройством и отсек осколочно-фугасной боевой части, в корпусе которого размещены заряд взрывчатого вещества, токовихревой и ударный датчики цели и исполнительный блок взрывателя, отличающаяся тем, что она снабжена лазерным неконтактным датчиком цели, блоком памяти режимов и формирователем управляемой задержки импульса подрыва заряда взрывчатого вещества, размещенными в корпусе отсека боевой части, при этом выход неконтактного датчика цели подключен к исполнительному блоку взрывателя через формирователь управляемой задержки импульса подрыва заряда взрывчатого вещества, цепь управления которым через преобразователь сигнала соединена с датчиком угла пеленга тепловой головки самонаведения, а через блок памяти режимов - с бортразъемом для ввода с пускового устройства предстартовых команд управления задержкой импульса подрыва заряда взрывчатого вещества в зависимости от размеров цели и условий ее перехвата - "вдогон" или "навстречу".

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3