Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой и устройство для его осуществления



Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой и устройство для его осуществления
Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой и устройство для его осуществления
Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2579409:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") (RU)

Изобретение относится к гиперзвуковым крылатым ракетам (ГПКР), оснащенным гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). ГПКР содержит маршевую ступень с конструкцией, построенной на основе двух модулей. Первый модуль является боевым и выполнен в виде планера маршевой ступени ГПКР. Второй - модуль маршевой силовой установки, объединяет в себе воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, пневмогидравлическую систему и устройства, обеспечивающие работу ГПВРД. Второй модуль закреплен под фюзеляжем боевого модуля по пакетной (параллельной) схеме с возможностью его отделения в полете по команде БАСУ. После обнаружения и определения координат цели в точке траектории, вычисляемой бортовой аппаратурой системы управления (БАСУ), по команде БАСУ производится отделение силовой установки (СУ) ГПКР, а поражение цели осуществляется планирующим боевым модулем. Техническим результатом изобретения является расширение области применения ракет с ГПВРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к гиперзвуковым крылатым ракетам, оснащенным гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). Изобретение описывает способ применения и устройство гиперзвуковой крылатой ракеты (ГПКР), позволяющие решить проблему выполнения боевой задачи по поражению наземных и надводных целей такой ракетой.

Известен гиперзвуковой летательный аппарат Х-51, оснащенный ГПВРД с подфюзеляжным воздухозаборником, который является демонстратором технологий. Х-51 проходил летные испытания с целью отработки технологий, применяемых при создании ГПКР. В ходе испытаний аппарат отделялся от авиационного носителя на скорости, соответствующей 0,8М, и высоте 15,2 км, далее он разгонялся отделяемой твердотопливной стартово-разгонной ступенью до скоростей, соответствующих числу М=4,5-4,8. Затем производился запуск ГПВРД, после чего аппарат набирал высоту около 30 км и совершал полет, поддерживая скорость около 5М. После завершения полета на заданной высоте планом испытаний предусматривалось выключение силовой установки и падение аппарата (по материалам 17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference).

Данный способ применения летательного аппарата, а также его устройство по технической сущности наиболее близки к предмету предлагаемого изобретения несмотря на то, что создателями Х-51 не решались задачи непосредственного поражения наземных или надводных целей, поскольку вход в плотные слои атмосферы разогнанного на высоте до числа М=5 и более аппарата с ГПВРД сопряжен с вероятностью последовательного разрушения его силовой установки и планера еще до достижения объекта поражения.

Описываемое изобретение призвано максимально использовать боевой потенциал ГПКР с ГПВРД, а летательный аппарат, рассмотренный выше, принят авторами в качестве ближайшего аналога.

Для решения проблемы применения на перспективных образцах ракетного вооружения ГПВРД необходима силовая установка (СУ), которая в полной мере будет соответствовать всем предъявляемым к ней требованиям.

Особенностью маршевой траектории ракет с ГПВРД является наличие основного высотного участка полета, например, на высоте Н=30 км с постоянной скоростью, соответствующей числу М=6. Перед поражением надводного или наземного объекта ГПКР необходимо снизиться до высоты расположения цели (для надводных целей 10 м, а для наземных в диапазоне высот от 0 до 4000 м) и при этом произвести снижение скорости полета для уменьшения аэродинамических нагрузок и обеспечения приемлемых характеристик управляемости.

Следует отметить, что расчетным режимом для ГПВРД являются условия маршевого полета на большой высоте с поддержанием расчетной маршевой скорости, а необходимость снижения высоты и скорости полета создает трудно разрешимые технические проблемы, связанные с тем, что:

- двигатель, предназначенный для выполнения гиперзвукового маршевого полета на большой высоте, не способен продолжать работу на низковысотных участках траектории, сопряженных с уменьшением полетного числа М, отсюда следует, что к наземной или надводной цели ракета должна будет подходить с неработающим двигателем;

- характеристики устойчивости и управляемости ГПКР с неработающим ГПВРД значительно ухудшаются, становится возможной потеря устойчивости;

- также существует опасность разрушения конструкции ГПВРД из-за повышения давления в проточной части двигателя при снижении ГПКР с маршевой высоты перед поражением цели.

Наличие нерасчетных режимов для высотного ГПВРД приводит к тому, что для обеспечения возможности полета ГПКР требуется регулируемая силовая установка (СУ), у которой воздухозаборник, проточная часть и сопло двигателя будут выполнены с возможностью изменения их формы в широком диапазоне геометрических параметров. Подобные решения необходимо реализовать для создания ГПВРД работоспособного в широком диапазоне параметров набегающего потока. Изменение формы воздухозаборника, камеры сгорания и сопла двигателя возможно только при применении сложных устройств регулирования.

Указанные выше устройства должны обеспечивать работу СУ в широком диапазоне скоростей и высот полета путем непрерывного, адаптивного к условиям полета регулирования геометрических параметров газовоздушного тракта и подачи топлива, по существу, трансформируя СУ с ГПВРД со сверхзвуковым течением в СУ с обычным ПВРД с дозвуковым течением.

Решение столь сложной технико-технологической задачи в условиях жестких массогабаритных ограничений, предъявляемых к системам вооружения, представляется нецелесообразным.

Задачей, решаемой изобретением, является создание способа применения боевой ГПКР с ГПВРД для поражения наземных и надводных целей в условиях ограничений, налагаемых на полет силовой установкой ракеты.

Указанная цель достигается тем, что в отличие от известного способа поражения цели ГПКР, заключающегося в выведении ракеты на заданные высоту и скорость полета стартово-разгонной ступенью (СРС), отделении СРС, запуске маршевого ГПВРД, активном полете на расчетной высоте в направлении цели, поиске, захвате и поражении цели, в заявленном изобретении после обнаружения и определения координат цели в точке траектории, вычисляемой бортовой аппаратурой системы управления (БАСУ), по команде БАСУ производится выключение ГПВРД с последующим отделением силовой установки от маршевой ступени путем срабатывания пироустройств, а поражение цели осуществляется планирующим боевым модулем, корректирующим свою траекторию по данным системы самонаведения.

Предлагаемый способ позволяет реализовать боевые возможности ракеты при стрельбе по цели, минимизировав время подхода к ней за счет высокой маршевой скорости полета ГПКР.

Отделение силовой установки приведет к уменьшению лобового сопротивления, а следовательно, к увеличению продолжительности участка планирования, боевой модуль будет способен выдерживать большие допустимые перегрузки, а следовательно, обладать лучшей управляемостью. Также отделение СУ приведет к значительному уменьшению эффективной поверхности рассеяния боевого модуля, а следовательно, к уменьшению его заметности, что особенно важно при подходе к цели.

Для осуществления данного способа поражения цели в известном устройстве гиперзвукового летательного аппарата, содержащего твердотопливную стартово-разгонную ступень (СРС) и маршевую ступень с подфюзеляжным воздухозаборником гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на жидком углеводородном топливе, включающую в себя СУ, содержащую воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, пневмогидравлическую систему и устройства, обеспечивающие работу ГПВРД, заявляемым изобретением предложено маршевую ступень ГПКР строить на основе двух модулей, первый из которых является боевым и выполнен в виде планера маршевой ступени ГПКР, а второй - в виде модуля маршевой силовой установки, объединяющего в себе все вышеперечисленные устройства СУ и закрепленного под фюзеляжем боевого модуля по пакетной (параллельной) схеме с возможностью его отделения в полете по команде БАСУ. При этом модуль силовой установки (МСУ) закреплен под фюзеляжем боевого модуля пироустройствами, а для обеспечения подачи в модуль силовой установки маршевого топлива и управляющих команд он соединен с боевым модулем разрывными гидро- и электроразъемами.

Предлагаемое устройство ГПКР позволяет решить проблемы, связанные с созданием боевого гиперзвукового аппарата путем специальной конструкции ракеты, позволяющей отделить от нее маршевую силовую установку, тем самым избежав необходимости совершать полет с ГПВРД на заведомо нерасчетных режимах. Кроме того, объединение в единый модуль воздухозаборника, камеры сгорания, сопла, теплообменника и пневмогидравлической системы позволит существенно снизить стартовую массу ГПКР, поскольку его конструкцией будут восприниматься только нагрузки, действующие на участках разгона и активного (с работающим ГПВРД) полета.

Модульное исполнение СУ позволит производить ее автономную наземную отработку и повысит надежность установки в целом.

Сущность предлагаемого устройства проиллюстрирована на фиг. 1÷3. На фиг. 1 представлен общий вид стартовой ступени ГПКР, на фиг. 2 - компоновка маршевой ступени ГПКР. На фиг. 3 показан общий вид боевого модуля. На фиг. 4 проиллюстрировано разделение боевого модуля и МСУ после окончания активного участка полета, где в сечении А-А показано расположение пироустройств в фюзеляже (19).

Стартовая ступень ГПКР (1) выполнена по нормальной аэродинамической схеме с плюсообразным оперением стартово-разгонной ступени.

Ступень стартовая содержит стартово-разгонную ступень и маршевую ступень (2) с двухкилевым оперением и крыльями, установленными на фюзеляже, имеющем продольную плоскость симметрии. Под фюзеляжем боевого модуля маршевой ступени закреплен по параллельной схеме модуль силовой установки (3) с воздухозаборником (4), пилонным узлом (5), камерой сгорания (6) и соплом (7). Крепление МСУ осуществляется с помощью пироустройств (8 и 9), подача управляющих команд для силовой установки осуществляется с помощью разрывного электроразъема (10), а питание маршевым топливом осуществляется через разрывной гидроразъем (11).

В носовой части фюзеляжа боевого модуля (12) располагается бортовая аппаратура системы управления. В среднем отсеке фюзеляжа (13) размещены топливный бак и отсек полезной нагрузки. К хвостовому отсеку (14) крепится стартово-разгонная ступень (15).

Указанное устройство функционирует следующим образом.

После отделения от носителя производится запуск СРС и вывод ГПКР на маршевые скорость и высоту полета. Далее производится отделение СРС, и одновременно с этим начинается подача пускового топлива в камеру сгорания силовой установки из бака, расположенного в ее корпусе (16). Поступающее из этого бака топливо, воспламеняясь при помощи пирозапала (17), запускает силовую установку и подготавливает ее к работе на основном топливе, размещенном в среднем отсеке фюзеляжа. Затем производится запуск ГПВРД и ракета начинает маршевый полет.

После окончания активного участка полета силовая установка отделяется от боевого модуля. Участок траектории, связанный с планированием и поражением цели, преодолевает боевой модуль (18).

Таким образом, данное изобретение позволяет расширить область применения ракет с ГПВРД.

1. Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой (ГПКР), заключающийся в выведении ракеты на заданные высоту и скорость полета стартово-разгонной ступенью (СРС), отделении СРС, запуске маршевого гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД), активном полете на расчетной высоте в направлении цели, поиске, захвате и поражении цели, отличающийся тем, что после обнаружения и определения координат цели в точке траектории, вычисляемой бортовой аппаратурой системы управления (БАСУ), по команде БАСУ производится выключение ГПВРД с последующим отделением силовой установки от маршевой ступени путем срабатывания пироустройств, а поражение цели осуществляется планирующим боевым модулем, корректирующим свою траекторию по данным системы самонаведения.

2. Устройство для осуществления способа поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой, содержащее твердотопливную стартово-разгонную ступень (СРС) и маршевую ступень с подфюзеляжным воздухозаборником гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на жидком углеводородном топливе, включающее в себя силовую установку (СУ), содержащую воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, пневмогидравлическую систему и устройства, обеспечивающие работу ГПВРД, отличающееся тем, что маршевая ступень ГПКР строится на основе двух модулей, первый из которых является боевым и выполнен в виде планера маршевой ступени ГПКР, а второй - в виде модуля маршевой силовой установки, объединяющего в себе все вышеперечисленные устройства СУ и закрепленного под фюзеляжем боевого модуля по пакетной (параллельной) схеме с возможностью его отделения в полете по команде БАСУ.

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что модуль силовой установки (МСУ) закреплен под фюзеляжем боевого модуля пироустройствами и соединен с ним разрывными гидро- и электроразъемами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к переносным тактическим боеприпасам. Переносной тактический боеприпас содержит корпус, кумулятивный боевой элемент, источник питания, координатор цели.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.

Группа изобретений относится к способу определения коэффициента команды одноканальных вращающихся ракет и снарядов и устройству для его определения. Для определения коэффициента команды закручивают ракету или снаряд вокруг оси крена в плоскости слежения за имитатором цели.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к области автоматического регулирования, и может быть использовано в системах высокоточного управления движением центра масс подвижных объектов, в частности аэробаллистических летательных аппаратов.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в бикалиберных управляемых ракетах. Бикалиберная управляемая ракета содержит маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля в пусковом контейнере содержит маршевую ступень, соединенную электрическим жгутом с пусковым контейнером, отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения.

Изобретение относится к вооружению. Корректируемая минометная мина содержит корпус, выполненный с обтекателем в передней части и со стабилизатором в хвостовой части, заряд со взрывателем и систему наведения на цель с источником питания.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут.

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Противокорабельная крылатая ракета, имеющая в поперечном сечении эллиптическую или овальную форму, содержит корпус цилиндрической формы с каналом внутри, крыло, конфузор в форме эллипсоида вращения или параболоида вращения, расширяюще-сужающуюся полость, диффузор, скругление, цилиндрическую часть, реактивный двигатель, воздушный винт, излучатель радиолокационного излучения, приемник радиолокационного излучения, пилоны. Внутренний канал используется как прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета крылатых ракет. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и представляет собой ракетную часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда. Корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом. Стабилизирующее устройство снабжено дополнительным внутренним кольцом, установленным на большем диаметре корпуса ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов с наружным кольцом. Наружное кольцо стабилизирующего устройства смещено относительно донного среза сопел блока и выступает за его пределы, а лопасти в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части. В плоскости донного среза соплового блока закреплены фиксаторы в количестве, совпадающем с количеством лопастей. Фиксаторы входят в соответствующие пазы каждой лопасти в их закрытом положении. Техническим результатом изобретения является повышение боевой эффективности и надежности функционирования. 2 ил.

Группа изобретений относится к области ракетной техники. Способ отделения маршевой ступени ЛА включает механическое удержание в разомкнутом состоянии цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней при пуске ЛА на стартовом участке траектории полета. На борту ЛА в процессе полета измеряют величину продольного ускорения и определяют скорость его изменения во времени, фиксируют момент смены знака производной продольного ускорения с отрицательного на положительный и замыкают электрическую цепь запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней. ЛА с отделяемым двигателем содержит маршевую ступень и пристыкованный к ней двигатель с механизмом разделения ступеней, снабженным электровоспламенителем. В маршевой ступени параллельно продольной оси ЛА установлен исполнительный механизм дистанционного инерционного действия, выполненный в виде токонепроводящего корпуса с неподвижной контактной группой и токопроводящего инерционного тела, запираемого силовой пружиной в сторону механизма разделения ступеней. Техническим результатом является исключение нештатного разделения двигателя и маршевой ступени при подготовке и проверках ЛА перед пуском. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН). В способе минимизации зон отчуждения ОЧ определяют дополнительное количество теплоты, необходимое для сжигания ОЧ при движении на атмосферной части траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться их сгорание в атмосфере. Определенную массу энергетического материала помещают в конструкцию ОЧ, например в сотовые ячейки конструкции оболочки головного обтекателя. Техническим результатом изобретения является снижение площади зоны необходимого отчуждения.

Изобретение относится к рулевым приводам многоступенчатых ракет. Привод рулевой содержит рулевые машины, систему питания рулевых машин, узлы развязки, кронштейны для закрепления рулевых машин к днищу ракеты. Узлы развязки закреплены к соплу двигателя. Сопло с помощью опор зафиксировано относительно корпуса ракеты. Узел развязки состоит из корпуса, качалки, фиксатора, пружины, опорной оси. Техническим результатом изобретения является повышение точности фиксации рулевых машин в нулевом положении и повышение жесткости в передаче системы рулевая машина - сопло двигателя. 4 ил.
Наверх