Зенитная ракета

Изобретение относится к боевой технике, а именно к зенитным ракетам. Зенитная ракета содержит головную часть, корпус осесимметричной формы, четыре рулевые реактивные сопла на заднем торце корпуса, стабилизаторы на задней части корпуса и на головной части. Внутри корпуса установлены взрывное устройство, баллон со сжатым воздухом, баки окислителя и горючего, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), система управления. Система управления соединена с бортовым компьютером и содержит видеокамеру, контроллер управления, приёмник системы глобального позиционирования и антенну. ЖРД установлен вдоль оси корпуса и содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА) с турбиной и насосами окислителя и горючего, баки окислителя и горючего, соединенные трубопроводами с ТНА. Рулевые реактивные сопла установлены соосно с ЖРД и соединены с турбиной трубами, содержащими регуляторы расхода и приводы. Изобретение позволяет увеличить скорость движения, дальность и точность попадания зенитной ракеты. 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к военной технике, в частности к средствам поражения воздушных целей.

Известно применение глобальных навигационных систем для определения координат объекта с использованием спутников специального назначения.

Если известно расстояние до одного спутника, то координаты приемника определить нельзя (он может находиться в любой точке сферы радиусом, описанной вокруг спутника). Пусть известна удаленность приемника от второго спутника. В этом случае определение координат также не представляется возможным - объект находится на окружности, которая является пересечением двух сфер. Расстояние до третьего спутника сокращает неопределенность в координатах до двух точек. Этого уже достаточно для однозначного определения координат - дело в том, что из двух возможных точек расположения приемника лишь одна находится на поверхности Земли (или в непосредственной близости от нее), а вторая, ложная, оказывается либо глубоко внутри Земли либо очень высоко над ее поверхностью. Таким образом, для трехмерной навигации теоретически достаточно знать расстояния от приемника до 3 спутников.

Глобальная Навигационная Спутниковая Система (ГЛОНАСС) - советская и российская спутниковая система навигации разработана по заказу Министерства обороны СССР. Одна из двух функционирующих на сегодня систем глобальной спутниковой навигации. Основой системы должны являться 24 спутника, движущихся над поверхностью Земли в трех орбитальных плоскостях с наклоном орбитальных плоскостей 64,8° и высотой 19100 км. Принцип измерения аналогичен американской системе навигации NAVSTAR GPS. В настоящее время развитием проекта ГЛОНАСС занимается Федеральное космическое агентство (Роскосмос) и ОАО «Российские космические системы».

Российская глобальная навигационная спутниковая система (ГЛОНАСС) предназначена для оперативного навигационно-временного обеспечения неограниченного числа пользователей наземного, морского, воздушного и космического базирования. Доступ к гражданским сигналам ГЛОНАСС в любой точке земного шара на основании указа Президента РФ предоставляется российским и иностранным потребителям на безвозмездной основе и без ограничений.

Для обеспечения коммерциализации и массового внедрения технологий ГЛОНАСС в России и за рубежом Постановлением Правительства РФ в июле 2009 г. был создан «Федеральный сетевой оператор в сфере навигационной деятельности», функции которого были возложены на ОАО «Навигационно-информационные системы».

Основное отличие от системы GPS в том, что спутники ГЛОНАСС в своем орбитальном движении не имеют резонанса (синхронности) с вращением Земли, что обеспечивает им большую стабильность. Таким образом, группировка КА ГЛОНАСС не требует дополнительных корректировок в течение всего срока активного существования. Тем не менее, срок службы спутников ГЛОНАСС заметно короче.

Изветна занитная ракета с твердотопливным ракетным двигателем по патенту РФ на изобретение №2327949, МПК F42B 15/00, опубл. 27.06.2008 г.

Недостаток - низкая скорость движения зенитной ракеты и плохая ее управляемость. В случае применения ракетного двигателя твердого топлива невозможно регулировать его силу тяги и очень трудно управлять курсом ракеты.

Известна зенитная ракета с ЖРД (жидкостным ракетным двигателем) по св. РФ на полезную модель №93962, МПК F42B 15/00, опубл. 27/06/2008 г, прототип.

Зенитная ракета содержит корпус осесимметричной формы, внутри корпуса которого установлено взрывное устройство, баллон со сжатым воздухом, баки окислителя и горючего, жидкостный ракетный двигатель и систему управления.

Недостатки - относительно небольшая скорость и дальность полета и ограничения в управлении и наведении ракеты и как следствие низка точность попадания.

Задачи создания изобретения: скорости движения зенитной ракеты, дальности и точности попадания и расширение функциональных возможностей применения.

Решение указанных задач достигнуто в зенитной ракете, содержащей головную часть, стабилизаторы и корпус осесимметричной формы, внутри которого установлено взрывное устройство, баллон со сжатым воздухом, баки окислителя и горючего, жидкостный ракетный двигатель и систему управления, отличающейся тем, что жидкостный ракетный двигатель установлен вдоль оси корпуса и содержит камеру сгорания и турбонасосный агрегат с турбиной и насосами окислителя и горючего, баки окислителя и горючего которого соединены ракетными трубопроводами с турбонасосным агрегатом, на заднем торце корпуса установлены соосно с жидкостным ракетным двигателем четыре рулевых реактивных сопла, которые трубами, содержащими регуляторы расхода с приводами, соединены с турбиной. Стабилизаторы могут быть установлены на задней части корпуса и на головной части. Система управления может содержит бортовой компьютер, соединенный с контроллером управления. Контроллер управления может быть соединен средствами связи с регуляторами расхода. К бортовому компьютеру средствами связи может быть подключено приемно-передающее устройство с антенной. Система управления может содержать приемник системы глобального позиционирования, подключенный к антенне и к бортовому компьютеру. Система управления может содержать видеокамеру, подключенную средствами связи к бортовому компьютеру.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…8, где:

на фиг.1 приведена принципиальная схема простейшего варианта зенитной ракеты,

на фиг.2 приведена схема ЖРД для зенитной ракеты,

на фиг.3 приведен вид зенитной ракеты универсальной сзади,

на фиг.4 приведена схема зенитной ракеты с автономным управлением,

на фиг.5 приведена радиоуправляемая зенитная ракета,

на фиг.6 приведена зенитная ракета с управлением при помощи системы глобального позиционирования,

на фиг.7 приведена зенитная ракета универсальная с видеокамерой,

на фиг.8 приведена полная схема ЖРД.

Зенитная ракета (фиг.1…8) содержит корпус 1 осесимметричной формы, содержащий головную коническую часть 2, нижние стабилизаторы 3 и верхние стабилизаторы 4. Внутри корпуса 1 установлены баки окислителя и горючего 5 и 6. Предпочтительно баки 5 и 6 выполнить тороидальной формы.

Также внутри корпуса 1, вдоль его оси в центральной части установлен ЖРД (жидкостный ракетный двигатель) - 7. Жидкостный ракетный двигатель 7 состоит из камеры сгорания 8 и ТНА 9. Камера сгорания 8 имеет головку 10, цилиндрическую часть 11 и сопло 12.

Турбонасосный агрегат 9 (фиг.1 и 2) содержит основную турбину 13, насос окислителя 14, насос горючего 15, дополнительный насос горючего 16 и пусковую турбину 17, к которой присоединена выхлопная труба 18. Над ТНА 9 установлен газогенератор 19. Основная турбина 13 и головка 10 камеры сгорания 8 соединены газоводом 20. Камера сгорания 8 выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внешнюю стенку 21, внутреннюю стенку 22 с зазором 23 между ними. С нижней части сопла 12 выполнен нижний коллектор 24, полость которого соединена с зазором 23 и к нему подсоединен трубопровод горючего 25, содержащий клапан горючего 26. Другой конец трубопровода горючего 25 соединен с выходом из насоса горючего 15 (фиг.2). ЖРД 7 оборудован системой продувки, которая содержит баллон инертного газа 27, трубопровод продувки 28 с клапаном продувки 29. Трубопровод продувки 28 присоединен к нижнему коллектору 24.

Зенитная ракета оборудована четырьмя управляющими соплами 30 (фиг.1, 2 и 3). управляющие сопла 30 работают на «кислом» газе, т.е. продуктах сгорания в газогенераторе 19 с избытком окислителя, но имеющих относительно большую температуру от 500 до 700°С. Для этого к основной турбине 15 (к входу или выходу) присоединен трубопровод отбора газа 31, к которому присоединены 4 трубопровода 32, содержащие регуляторы расхода 33.

Выход насос окислителя 15 трубопроводом окислителя 34, содержащим клапан окислителя 35, соединен со входом в газогенератор 19. Выход из дополнительного насоса горючего 16 трубопроводом 36, содержащим регулятор расхода 37 и клапан высокого давления 38, соединен со входом в газогенератор 19.

ЖРД 7 также оборудован системой запуска, которая содержит баллон сжатого воздуха 39, трубопровод высокого давления 40 с пусковым клапаном 41. Трубопровод 40 присоединен к входу в пусковую турбину 17 (фиг.3).

Бак окислителя 5 ракетным трубопроводом 42, содержащим ракетный клапан 43, соединен с ТНА 9, конкретно со входом в насос окислителя 15, аналогично бак горючего 6 ракетным трубопроводом 44, содержащим ракетный клапан 45, соединен с ТНА 9, конкретно со входом в насос горючего 15.

На камере сгорания 8 установлены запальные устройства 46, а на ТНА 9 - запальные устройства 47. ТНА 9 закреплен на камере сгорания 8 при помощи двух кронштейнов 48 и шарниров 49 и 50.

Баки окислителя и горючего 5 и 6 (фиг.1) оборудованы системами наддува, которые содержат баллон сжатого воздуха 51. Бак окислителя 5 трубопроводом наддува 52, содержащим клапан наддува 53, соединен с баллоном сжатого воздуха 51, аналогично бак горючего 6 трубопроводом надува 54, содержащим клапан наддува 55, соединен с баллоном сжатого воздуха 51.

Кроме того, зенитная ракета имеет систему управления, содержащую бортовой компьютер 56, соединенный электрической связью 57 с контроллером управления 58. В систему управления входят приемно-передающее устройство 59, к которому присоединена антенна 60 и приемное устройство системы дистанционного позиционирования 61, к которому электрической связью 57 присоединена антенна 62. В систему входят спутники 63, связь с которыми осуществляется по радиоканалу 64.

К контроллеру управления 58 присоединены датчики, в том числе акселерометр 65 и магнетометр 66. К контроллеру управления присоединен взрыватель 67 (фиг.1 и 2). Акселерометр 65 и магнетометр 66 для измерения углов ориентации зенитной ракеты в движении (полете), которые соединены с контроллером управления 58 (фиг.1, 2 и 7).

Внутри камеры сгорания 8 (фиг.8) выполнены наружная плита 68 и внутренняя плита 69 с зазором (полостью) между ними 70. Внутри головки 10 камеры сгорания 8 выполнена полость 71 и установлены форсунки окислителя 72 и форсунки горючего 73. Форсунки окислителя 72 сообщают полость 71 с внутренней полостью 73 камеры сгорания 8.

Газогенератор 19 имеет внешнюю и внутреннюю плиты соответственно 74 и 75 с полостью между ними 76 и форсунки окислители и горючего, соответственно - 77 и 78. На головке 10 камеры сгорания 8 установлены запальные устройства 46, а на газогенераторе 19 - запальные устройства 47 (фиг.2 и 8).

ТНА 9 (фиг.8) имеет установленный на валу 79 датчик частоты вращения 80. К датчику частоты вращения 80 подсоединена электрическая связь 57, которая соединена с бортовым компьютером 56. На валу 79 установлены рабочее колесо турбины 81, центробежное рабочее колесо 82 насоса окислителя 14, центробежное рабочее колесо 83 насоса горючего 15 и рабочее колесо 84 пусковой турбины 13. Центробежное рабочее колесо 85 дополнительного насоса горючего 16 соединено с валом 79 через мультипликатор 86.

К бортовому компьютеру 56 электрическими связями 57 подключены запальные устройства 46 и 47, предпочтительно пирозапальные, клапан горючего 26, клапан окислителя 45, регулятор расхода 37, клапан высокого давления 38.

В конической головной части 2 установлено взрывное устройство 87.

Для дистанционного управления (фиг.1, 2 и 8) используется пульт управления 88, который электрической связью 57 соединен с приемно-передающим устройством 89, к которому присоединена антенна 90.

Зенитная ракета может быть оборудована видеокамерой 91, подсоединенной при помощи электрической связи 57 к бортовому компьютеру 56.

БОЕВОЕ ПРИМЕНЕНИЕ ЗЕНИТНОЙ РАКЕТЫ

При пуске зенитной ракеты запускают ЖРД 7.

Для этого по команде с бортового компьютера, передаваемой по электрическим связям 57 сначала на контроллер управления 58, открывают пусковой клапан 41 и сжатый воздух по трубопроводу высокого давления 40 поступает в пусковую турбину 17. Потом открывают ракетные клапаны наддува 53 и 55, ракетные клапаны 43, 45 и клапаны 26, 35 и клапан высокого давления 37 и включают запальные устройства 46 и 47 (фиг.2 и 8). Компоненты топлива (окислитель и горючее) одновременно воспламеняются в газогенераторе 19 и камере сгорания 8. При сгорании компонентов ракетного топлива в газогенераторе 19 с избытком окислителя «кислый газ» имеет температуру 500…700°С, а в камере сгорания 8 сгорает при высокой температуре до 3500°С. Управление движением зенитной ракеты осуществляет бортовой компьютер 56 при помощи регуляторов расхода 33 и 37 (фиг.2 и 8).

1-й Вариант управления (автономное наведение)

При применении зенитной ракеты в автономном режиме в оперативную память бортового компьютера 56 вводят исходные данные полета. Зенитная ракета запускается с земли или с корабля, для этого запускают ЖРД 7, при этом бортовой компьютер 56 подает команду на контроллер управления 58, далее на регуляторы 33 и 37. Компоненты ракетного топлива подаются из топливных баков 5 и 6 в газогенератор 19 и в камеру сгорания 8, где воспламеняются при помощи запальных устройств 46 и 47. Продукты сгорания приводят в действие ротор основной турбины 13, который раскручивает вал 79.

Применение жидкого топлива позволяет получить преимущество в дальности полета по сравнению с твердотопливными зенитными ракетами, т.к. теплотворная способность жидкого топлива больше, чем у твердого, в 3…4 раза Контроль положения осуществляют акселерометр 34 и магнетометр 25. После подхода к цели на расстояние 300…500 м на зенитной ракете бортовой компьютер 33 переводит жидкостный ракетный двигатель 7 в режим максимальной тяги.

2-й Вариант управления. Управление по радио

Управляющий сигнал подается с компьютера с суши, с корабля или самолета с устройства управления 88. Сигнал с устройства управления 88 передается по электрической связи 57 на приемно-передающее устройство 89, далее на антенну 90 и по радиоканалу 64 на антенну 60 и далее на приемно-передающее устройство 36 и на бортовой компьютер 56 зенитной ракеты.

3-й Вариант управления. Управление с применением системы глобального позиционирования

При полете зенитной ракеты приемник системы глобального позиционирования 61 (системы ГЛОНАС или GPS) принимает сигнал с трех спутников 63 системы по радиоканалам 64 и определяет собственные координаты. Используя заложенную программу воздействия бортового компьютера 56 на регулятор расхода 44, можно уменьшить или увеличить тягу жидкостного ракетного двигателя 7 и тем самым изменить скорость и направление полета зенитной ракеты.

Управление зенитной ракетой по углам тангажа и рыскания в движении осуществляется согласно фиг.1 посредством включения управляющих сопел 30 открытием соответствующего регулятора расхода газа 32. Исходные данные об угловой ориентации зенитной ракеты постоянно контролируют акселерометр 63 и магнетометр 64 Магнетометр 64 определяет азимут движения зенитной ракеты, а акселерометр 63 его отклонение от направления вектора тяжести. Стабилизаторы 3 и 4 предотвращают вращение зенитной ракеты в полете. Управление по углу крена не предусмотрено. Применение изобретения позволило:

- повысить скорость подлета зенитной ракеты цели до сверхзвуковой за счет применения жидкостного ракетного двигателя,

- повысить точность попадания до 2…5 м,

- обеспечить хорошую стабилизацию зенитной ракеты в движении в полете за счет применения двух групп стабилизаторов - верхних и нижних,

- уменьшить нагрузки на приборы и датчики системы управления зенитной ракеты за счет их размещения в корпусе снаряда,

- стабилизировать положение зенитной ракеты в полете,

- улучшить и упростить управляемость зенитной ракетой в полете, особенно на заключительном этапе полета.

1. Зенитная ракета, содержащая головную часть, стабилизаторы и корпус осесимметричной формы, внутри которого установлено взрывное устройство, баллон со сжатым воздухом, баки окислителя и горючего, жидкостный ракетный двигатель и систему управления, отличающаяся тем, что жидкостный ракетный двигатель установлен вдоль оси корпуса и содержит камеру сгорания и турбонасосный агрегат с турбиной и насосами окислителя и горючего, баки окислителя и горючего которого соединены ракетными трубопроводами с турбонасосным агрегатом, на заднем торце корпуса установлены соосно с жидкостным ракетным двигателем четыре рулевых реактивных сопла, которые трубами, содержащими регуляторы расхода с приводами, соединены с турбиной.

2. Зенитная ракета по п.1, отличающаяся тем, что стабилизаторы установлены на задней части корпуса и на головной части.

3. Зенитная ракета по п.1 или 2, отличающаяся тем, что система управления содержит бортовой компьютер, соединенный с контроллером управления.

4. Зенитная ракета по п.2, отличающаяся тем, что контроллер управления соединен средствами связи с регуляторами расхода.

5. Зенитная ракета по п.1 или 2, отличающаяся тем, что к бортовому компьютеру средствами связи подключено приемно-передающее устройство с антенной.

6. Зенитная ракета по п.1 или 2, отличающаяся тем, что система управления содержит приемник системы глобального позиционирования, подключенный к антенне и к бортовому компьютеру.

7. Зенитная ракета по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит видеокамеру, подключенную средствами связи к бортовому компьютеру.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым снарядам. .

Изобретение относится к оптическому приборостроению и может быть использовано в военной технике при создании ракет с оптическими головками самонаведения (ОГС). .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. .

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к осколочным и осколочно-фугасным боеприпасам. .

Изобретение относится к области космической техники, в частности к средствам стыковки к основному космическому аппарату полезного груза и отделения его после выведения их на расчетную орбиту.

Изобретение относится к области авиационного вооружения, в частности к способам наведения управляемых ракет класса «воздух-воздух» с активными радиолокационными головками самонаведения для поражения целей - постановщиков активных когерентных помех, преимущественно самолетов - помехопостановщиков.
Изобретение относится к жидкостным ракетам с вытеснительным способом подачи топлива. .

Изобретение относится к боевой технике, а именно к зенитным ракетам

Изобретение относится к автоматизированным информационно-управляющим системам, в частности системам визирования операторов, например военных объектов

Изобретение относится к боеприпасам и направлено на повышение эффективности преодоления противокорабельными ракетами зон противовоздушной обороны

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано во взрывателях различных боеприпасов, для определения расстояния до цели

Изобретение относится к области авиационной техники

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции космической головной части, входящей в состав ракет космического назначения

Изобретение относится к технике управления вращающимися по углу крена беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение методом пропорциональной навигации

Изобретение относится к способу тепловой защиты летательных аппаратов с использованием композиционных теплозащитных материалов

Изобретение относится к боевой технике, а именно к зенитным ракетам

Наверх