Сверхзвуковой летательный аппарат и способ реализации его полета



Сверхзвуковой летательный аппарат и способ реализации его полета
Сверхзвуковой летательный аппарат и способ реализации его полета

 


Владельцы патента RU 2619361:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Группа изобретений относится к управляемому стратегическому вооружению, в частности к сверхзвуковым летательным аппаратам и способам реализации их полета. Сверхзвуковой летательный аппарат содержит стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с планером и с функциональными блоками. Маршевая ступень помещена в защитный обтекатель, раскрывающийся при отделении двигателя. Планер маршевой ступени выполнен по самолетной схеме «низкоплан» с элементами вертикального оперения, обеспечивающими устойчивость планера по крену. Оперение заневоленно защитным обтекателем. Способ реализации полета сверхзвукового летательного аппарата заключается в использовании программируемой амплитуды рикошетирования. На этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки. Запуск летательного аппарата осуществляют с установки под траекторным углом от 50 до 85° к горизонту. Летательный аппарат выводят по баллистической траектории в разреженные слои атмосферы на высоты от 50 до 70 км. Достигается уменьшение аэродинамических нагрузок. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, к дальнобойным системам управляемого оружия и ракетной техники, в частности, может использоваться в сверхзвуковых системах вооружения.

В настоящее время интенсивно развиваются работы по созданию гиперзвуковых и сверхзвуковых летательных аппаратов (ЛА), обладающих высокими боевыми возможностями за счет малого подлетного времени до цели и низкой уязвимостью для современных средств противоракетной обороны (ПРО).

Уровень техники

Известен гиперзвуковой аэрокосмический ЛА, выполненный по схеме «летающее крыло», интегрированное с фюзеляжем, с двойным стреловидным оперением и рулями управления, с нанесенным на его поверхность теплозащитным покрытием, у которого крыло выполнено с большой стреловидностью, а фюзеляж имеет веретенообразную форму и расположен в теневой аэродинамической зоне крыла, передние кромки носовой части фюзеляжа, крыла и вертикального оперения выполнены затупленными, патент РФ №2393978, публикация 10.07.2010, бюллетень №19.

Известен ЛА, содержащий стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с функциональными блоками, принятый за прототип, патент РФ №2184343, публикация 27.06.2002, бюллетень №18.

Существует способ реализации полета гиперзвукового аэрокосмического ЛА, в котором при заданных начальной скорости, высоте полета и угле бросания используют программируемую амплитуду рикошетирования, при этом на этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки, соответствующего достижению максимальной дальности полета аппарата, патент РФ №2393978, публикация 10.07.2010, бюллетень №19.

Применение в конструкции ЛА стартового двигателя с механизмом разделения ступеней позволяет производить запуск ЛА на большую дальность без самолета-носителя. Однако полет осуществляют без вывода ЛА в зону верхней атмосферы и в конструкции данного ЛА не предусмотрена защита от кинетического нагрева поверхности, происходящего при требуемых скорости и дальности полета.

Достижение требуемых дальности и скорости ЛА предполагает реализацию полета ЛА за пределами плотных слоев атмосферы. Для реализации данного способа полета гиперзвукового аэрокосмического ЛА необходимо использовать самолет-носитель, что значительно усложняет и повышает стоимость таких полетов. При запуске гиперзвукового аэрокосмического ЛА с наземной пусковой установки на стартовом участке полета происходит значительный кинетический нагрев, и защита от него нанесенным на поверхность ЛА теплозащитным покрытием не обеспечивается.

Раскрытие изобретения

Задачей предлагаемой группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, а именно уменьшение аэродинамических нагрузок и теплового воздействия на траектории, обеспечение сверхзвуковой скорости ЛА и полета на большую дальность, малозаметность для средств обнаружения, простоту реализации при оптимальных ценовых характеристиках.

В сверхзвуковом ЛА, содержащем стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с функциональными блоками, поставленная задача достигается тем, что маршевая ступень помещена в защитный обтекатель, раскрывающийся при отделении стартового двигателя, а планер маршевой ступени выполнен по самолетной схеме «низкоплан» с элементами вертикального оперения, обеспечивающими устойчивость планера по крену, заневоленными защитным обтекателем и переходящими в рабочее положение при его раскрыве.

В способе реализации полета сверхзвукового летательного аппарата, в котором используют программируемую амплитуду рикошетирования, при этом на этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки, соответствующего достижению максимальной дальности полета аппарата, поставленная задача достигается тем, что запуск ЛА осуществляют с наземной пусковой установки под траекторным углом от 50 до 85° к горизонту и ЛА выводят по баллистической траектории в разреженные слои атмосферы на высоты от 50 до 70 км.

Технический результат обеспечивается за счет того, что в сверхзвуковом летательном аппарате маршевая ступень помещена в защитный обтекатель, раскрывающийся при отделении стартового двигателя, а планер маршевой ступени выполнен по самолетной схеме «низкоплан» с элементами вертикального оперения, обеспечивающими устойчивость планера по крену, заневоленными защитным обтекателем и переходящими в рабочее положение при его раскрыве.

Технический результат также обеспечивается за счет того, что в способе реализации полета сверхзвукового летательного аппарата запуск ЛА осуществляют с наземной пусковой установки под траекторным углом от 50 до 85° к горизонту и ЛА выводят по баллистической траектории в разреженные слои атмосферы на высоты от 50 до 70 км.

Данное техническое решение поясняется графическими материалами.

На фиг. 1 и фиг. 2 схематически приведены внешний вид ЛА и маршевой ступеней сверхзвукового ЛА соответственно,

где 1 - защитный обтекатель;

2 - вертикальное оперение;

3 - маршевая ступень с функциональными блоками;

4 - механизм разделения ступеней;

5 - стартовый двигатель;

6 - блок стабилизаторов;

7 - корпус маршевой ступени;

8 - крыло;

9 - рули.

Сверхзвуковой ЛА, в соответствии с фиг. 1, выполнен бикалиберным и состоит из маршевой ступени, оснащенной функциональными блоками, отделяемого стартового двигателя и обтекателя. Данная схема позволяет обеспечить минимальные массогабаритные характеристики и увеличить дальность полета, производить запуск с наземной пусковой установки.

Маршевую ступень 3 стыкуют со стартовым двигателем 5 посредством переходного отсека с механизмом разделения 4, обеспечивающим принудительное отделение стартового двигателя 5 в конце активного участка полета ЛА. На сопловом блоке стартового двигателя установлен блок стабилизаторов 6, предназначенных для придания ЛА продольной устойчивости на стартовом участке полета. Стабилизаторы выполнены складывающимися в соответствующий данному ЛА калибр и представляют собой четыре лопасти. Каждая лопасть посредством оси шарнирно соединена с корпусом, неподвижно установленным на сопловом блоке стартового двигателя.

На фиг. 2 изображена маршевая ступень 3, оснащенная функциональными блоками. Маршевая ступень выполнена по самолетной схеме «низкоплан» с элементами вертикального оперения 2 крыла 8, обеспечивающими устойчивость планера по крену, заневоленными защитным обтекателем 1 и переходящими в рабочее положение при его раскрытии. Крыло 8 выполнено интегрированным в корпус маршевой ступени 7. Для обеспечения управляемого полета в хвостовой части маршевой ступени расположены рули 9. Выбранная аэродинамическая схема позволяет достичь аэродинамического качества K=5,5-6,0.

Для обеспечения скрытности и внезапности нанесения высокоточного удара на большой дальности от линии соприкосновения с противником располагают огневую позицию с пусковой установкой, оснащенной сверхзвуковым ЛА.

Наибольшую дальность стрельбы обеспечивают посредством вывода на начальном участке траектории ЛА на максимально возможную заатмосферную высоту полета, а на среднем участке траектории поддержанием ЛА на высоте полета, где потери скорости ЛА минимальны: выше плотных слоев атмосферы. Для этого при подготовке ЛА к запуску в пульте управления орудия при получении координат цели производят расчет баллистических установок стрельбы и формируют программное полетное задание для ЛА, в котором в том числе определяют траекторию с полетом в стратосфере (от 15 до 70 км), рикошетирующую от ее нижних слоев (от 15 до 20 км) с характерными участками:

- баллистическим - до максимальной высоты полета;

- основным, - характеризуемым полетом с максимальным коэффициентом аэродинамического качества;

- конечным - наведение и пикирование на цель.

Для реализации первого баллистического участка траектории полета запуск ЛА осуществляют с наземной пусковой установки под высоким траекторным углом от 50 до 85° к горизонту и ЛА выводят по баллистической траектории в разреженные слои атмосферы на высоты от 50 до 70 км.

После выхода ЛА из контейнера раскрываются и фиксируются лопасти блока стабилизаторов 6. С целью снижения аэродинамических нагрузок и теплового воздействия на начальном участке траектории применяют защитный обтекатель 1. По окончании работы стартового двигателя 5, по команде системы управления срабатывает механизм раскрытия защитного обтекателя 1 и механизм разделения ступеней 4. После разделения маршевая ступень 3 продолжает полет к цели по программной траектории.

Функциональные блоки маршевой ступени переводят управление полетом на программу для среднего участка траектории и формируют команды управления на рули ЛА. На этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки, соответствующего достижению максимальной дальности полета аппарата, аналогично патенту РФ №2393978, публикация 10.07.2010, бюллетень №19.

При подлете к цели также согласно полетному заданию полет ЛА происходит в режиме самонаведения, который обеспечивает высокоточное наведение ЛА на цель.

Для реализации предложенного способа могут применяться следующие устройства. ПУ с приводами наведения могут быть выполнены, например, аналогично применяемым в зенитном ракетно-пушечном комплексе, патент РФ №2321818, публикация 10.04.2008, бюллетень №10. Функциональные блоки маршевой ступени могут быть выполнены, например, аналогично содержащимся на ЛА, патент РФ №2184343, публикация 27.06.2002, бюллетень №18.

Таким образом, использование предлагаемых сверхзвукового летательного аппарата и способа реализации полета сверхзвукового летательного аппарата позволяет реализовать требования к современному вооружению и обеспечить уменьшение аэродинамических нагрузок и теплового воздействия на ЛА на траектории, осуществить запуск ЛА со сверхзвуковой скоростью на большую дальность, малозаметность вооружения для средств обнаружения, простоту реализации при оптимальных ценовых характеристиках.

1. Сверхзвуковой летательный аппарат, содержащий стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с функциональными блоками, отличающийся тем, что маршевая ступень помещена в защитный обтекатель, раскрывающийся при отделении двигателя, а планер маршевой ступени выполнен по самолетной схеме «низкоплан» с элементами вертикального оперения, обеспечивающими устойчивость планера по крену, заневоленными защитным обтекателем и переходящими в рабочее положение при его раскрыве.

2. Способ реализации полета сверхзвукового летательного аппарата, в котором используют программируемую амплитуду рикошетирования, при этом на этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки, соответствующего достижению максимальной дальности полета аппарата, отличающийся тем, что запуск летательного аппарата осуществляют с наземной пусковой установки под траекторным углом от 50 до 85° к горизонту, и летательный аппарат выводят по баллистической траектории в разреженные слои атмосферы на высоты от 50 до 70 км.



 

Похожие патенты:

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в малогабаритных зенитных и противотанковых ракетах. Бикалиберная ракета (вариант 1) содержит разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени.

Ракета // 2613391
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Технический результат - упрощение конструкции ракеты при повышении надежности ее работы.

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе.

Группа изобретений относится к области систем управления летательными аппаратами и может быть использована в контуре управления рулевого привода ракет с широтно-импульсным методом регулирования.

Изобретение относится к области вооружения, реализующего задачи повышения точности стрелкового оружия, более конкретно к способам управления вращающейся пулей и снарядом высокоточного оружия.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.
Изобретение относится к области авиации, в частности к крылатым ракетам. Беспилотный летательный аппарат содержит корпус, баки, крыло и двигатель.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым боеприпасам. Управляемый боеприпас содержит электронную аппаратуру управления и систему спутниковой навигации с антенной, установленную в носовом обтекателе.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к реактивным боеприпасам. Активно - реактивный снаряд стартует из пусковой трубы, заглушенной с донной части.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку.

Изобретение относится к оружейной технике. Стрелковое легкое оружие с автоматизированной электронно-оптической системой прицеливания содержит цевье с прикладом, ствол, установленный на цевье с возможностью углового изменения его положения в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством пьезоэлектрического исполнительного механизма, расположенного между стволом и цевьем в средней зоне цевья, и механизма крепления ствола к цевью к передней зоне цевья.
Изобретение относится к ракетам и управляемым артиллерийским снарядам с лазерными полуактивными головками самонаведения, захватывающими подсвеченную цель на конечном участке траектории.

Изобретение относится к области военной техники, а именно к устройствам автоматического управления спаренными пулеметами. Устройство автоматического управления спаренным пулеметом содержит станок с подвижной и неподвижной частями, установку с оружием, размещенную на подвижной части, закрепленный на неподвижной части привод горизонтального наведения, привод вертикального наведения и исполнительные механизмы приводов.

Изобретение относится к технике стрельбы по двигающимся целям и может использоваться в системах обнаружения и определения траектории полета поражающих целей. Технический результат - повышение точности.
Изобретение относится к управлению артиллерийскими управляемыми снарядами и ракетами с лазерной полуактивной головкой самонаведения (ГСН), захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории, и предназначено для управления огнем минометов и ствольной артиллерии калибров 120, 122, 152, 155 мм при стрельбе управляемыми боеприпасами, а также управляемыми ракетами с ГСН.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к конструкциям установок, обеспечивающих наведение оружия в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Изобретение относится к управляемому вооружению и может быть использовано, например, в процессе формирования управляющих воздействий при стрельбе по целям управляемыми и неуправляемыми реактивными снарядами.

Изобретение относится к управляемому вооружению и касается управления боевыми действиями как расчета комплекса вооружения, так и подразделения артиллерийского формирования при стрельбе по целям.

Использование: относится к области управляемого оружия и может быть использовано в способе поражения наземных станций активных помех бортовым радиолокационным станциям самолетов самонаводящимся по радиоизлучению оружием и система для его осуществления.

Изобретение относится к области вооружения и военной техники, в частности к защите объектов от средств воздушного нападения, например, с помощью пулеметных (пушечных) установок.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения. Узел соединения содержит стыковочные фитинги, расположенные оппозитно друг к другу, и узлы крепления. Узлы крепления выполнены с возможностью распадения, а оси перпендикулярны плоскости стыковки фитингов. На одном фитинге в плоскости стыка выполнены кольцевые зубья в виде равнобедренного треугольника в поперечном сечении, вертикальная ось которых параллельна оси узла крепления, а поверхность контактирует с поверхностью кольцевого углубления, выполненного прессовкой стыковочных фитингов. Фитинг с кольцевым углублением выполнен из материала с меньшей твердостью, чем материал фитинга с кольцевым зубом. Отношение длины основания равнобедренного треугольника поперечного сечения кольцевого зуба к его высоте находится в интервале 0,52-1,3. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх