Способ управления полетом баллистического летательного аппарата

Изобретение относится к управляемому ракетному оружию (УРО) классов «поверхность - поверхность», «воздух - поверхность». Технической задачей предлагаемого изобретения является такое управление полетом баллистического летательного аппарата (ЛА), при котором обеспечивается сохранение расчетных (допустимых по условиям эксплуатации) значений теплопритоков на конструктивные элементы (в том числе иллюминаторы) головной части (ГЧ) за счет аэродинамического торможения ЛА на конечном атмосферном участке траектории (КАУТ). Дополнительно, появляются возможности эффективного применения ложных целей (ЛЦ). Указанная техническая задача решается для баллистического ЛА (например, ракеты либо отделяемой ГЧ ракеты) следующим образом. При управлении полетом баллистического летательного аппарата (включающем ракетный разгон ЛА на активном участке траектории, свободное движение ЛА на пассивном участке траектории и управляемое движение ЛА на конечном атмосферном участке траектории) разгон ЛА осуществляют с установленным на ЛА головным обтекателем, на КАУТ ЛА аэродинамически тормозят до скорости М=1…8, на высоте 25…5 км при углах атаки и скольжения ЛА не более ±5 градусов сбрасывают головной обтекатель (ГО) и уводят его в сторону от траектории полета ЛА. 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к управляемому ракетному оружию (УРО) классов «поверхность - поверхность», «воздух - поверхность».

Известны способы управления полетом баллистических летательных аппаратов (ЛА) УРО, включающие программный (оптимальный для данных конкретных условий) ракетный разгон ЛА на активном участке траектории (АУТ), свободное (в том числе неориентированное выше плотных слоев атмосферы) движение ЛА на пассивном участке траектории (ПУТ) и управляемое (например, посредством аэродинамических рулей и/или импульсных ракетных двигателей) движение на конечном атмосферном участке траектории (КАУТ) - см., например, В.И. Феодосьев, Г.Б. Синярев «Введение в ракетную технику», 2 издание, М., Оборонгиз, 1960, стр. 51, 53-55, 341-342.

Однако указанные способы управления полетом ЛА не выводят его за рамки теплопрочностных режимов функционирования конструкционных материалов отделяемых и неотделяемых головных частей (ГЧ) ЛА, включая иллюминаторы систем конечного наведения (СКН) ГЧ.

Известен также способ управления полетом ЛА с защитой его головной части специализированным головным обтекателем (ГО), который программно сбрасывается (в том числе без разделения либо с разделением на отдельные фрагменты) и уводится с траектории ЛА - см., например, И.Б. Афанасьев, Ю.М. Батурин, А.Г. Белозерский и др. «Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди», М., изд-во «РТСофт», 2005, стр. 82 (сбрасываемый головной обтекатель с системой аварийного спасения космического корабля «Союз» на одноименной ракете-носителе - ближайший аналог).

Однако схема полета аналогов (в том числе ближайшего аналога) не предполагает наличия теплонапряженных КАУТ такого вида, когда внешние теплопритоки из-за высокой скорости ЛА превышают теплопрочностные возможности конструкционных материалов ГЧ (включая иллюминаторы СКН). При этом соответствующие большие значения скоростных напоров препятствуют разделению ГО с ГЧ на высотах включения и штатной работы СКН ЛА.

Технической задачей предлагаемого изобретения является такое управление полетом баллистического ЛА, при котором обеспечивается сохранение расчетных (допустимых по условиям эксплуатации) значений теплопритоков на конструктивные элементы (в том числе иллюминаторы) ГЧ за счет аэродинамического торможения ЛА на КАУТ. Дополнительно, появляются возможности эффективного применения ложных целей (ЛЦ).

Указанная техническая задача решается для баллистического ЛА (например, ракеты либо отделяемой ГЧ ракеты) следующим образом. При управлении полетом баллистического летательного аппарата (включающем ракетный разгон ЛА на активном участке траектории, свободное движение ЛА на пассивном участке траектории и управляемое движение ЛА на конечном атмосферном участке траектории) разгон ЛА осуществляют с установленным на ЛА головным обтекателем, на КАУТ ЛА аэродинамически тормозят до скорости М=1…8, на высоте 25…5 км при углах атаки и скольжения ЛА не более ±5 градусов сбрасывают ГО и уводят его в сторону от траектории полета ЛА. В ряде случаев аэродинамическое торможение ЛА осуществляют посредством ГО с плоским передним торцом и аэродинамической иглой (АИ), при этом на АУТ аэродинамическую иглу максимально выдвигают вперед, а на ПУТ аэродинамическую иглу сбрасывают или убирают внутрь ГО. В отдельных случаях после торможения ЛА непосредственно перед сбросом ГО с ЛА аэродинамическую иглу ГО выдвигают вперед. На плоский торец такого ГО устанавливают внешнее теплозащитное покрытие (ТЗП) в виде плоской шайбы, при этом в ряде случаев ТЗП выполняют аблирующим. Увод ГО в сторону от траектории полета ЛА осуществляют посредством его разделения не менее чем на два фрагмента либо посредством срабатывания за время не более 1,0 с размещенного на ГО многосоплового ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). Кроме того, в кормовой части ЛА или ГЧ ЛА дополнительно устанавливают тормозные щитки, которые складывают на АУТ и раскрывают на ПУТ непосредственно перед началом КАУТ (при этом в ряде случаев тормозные щитки выполняют управляемыми на КАУТ). Дополнительно на ЛА устанавливают ложные цели, которые отделяют от ЛА до начала КАУТ. При этом эффективная поверхность рассеивания (ЭПР) ЛЦ составляет 50%…1000% относительно ЭПР ЛА. В некоторых случаях на ГО дополнительно устанавливают уголковые отражатели и/или линзы Люнеберга с эффективной поверхностью рассеивания (ЭПР), не меньшей ЭПР ЛА в диапазоне передних курсовых углов ±45 градусов, и/или один или несколько одноразовых передатчиков активных помех, которые активируют в момент разделения ГО с ЛА.

На фиг. 1, 2 показана характерная траектория движения баллистического ЛА, на фиг. 3 - конфигурация в конце ПУТ - начале КАУТ связки ГЧ ЛА плюс ГО до момента их разделения, на фиг. 4 - характерная траектория ЛА и ЛЦ в конце ПУТ и на КАУТ, на фиг. 5, 6 - пример конфигурации ГО с дооснащением после разделения с ЛА.

Приняты обозначения:

1 - ракетная часть ЛА;

2 - головная часть ЛА;

3 - головной обтекатель;

4 - аэродинамическая игла;

5 - теплозащитное покрытие;

6 - тормозной щиток;

7 - уголковый отражатель (вариант);

8 - передатчик помех;

9 - антенна передатчика помех (вариант);

10 - ложная цель.

На фиг. 1 показана траектория полета баллистического ЛА класса «поверхность - поверхность», включающая программный АУТ (участок работы ракетной двигательной установки), ПУТ и управляемый КАУТ для варианта разделяющихся ракетной поз. 1 и головной поз. 2 частей ЛА. На ГЧ поз. 2 установлен ГО поз. 3 (вариант с плоским передним торцом и АИ). На АУТ АИ поз. 4 выдвинута максимально вперед по направлению полета (НП) ЛА для минимизации его аэродинамического сопротивления на сверхзвуковых скоростях движения. На ПУТ движение ЛА - свободное (в том числе неориентированное в зоне малых скоростных напоров - если это допускается в рамках выполнения целевой задачи). При подходе к КАУТ АИ поз. 4 сбрасывают либо убирают внутрь ГО поз. 3, а ракетная поз. 1 и головная поз. 2 части ЛА разделяются. Плоский торец ГО поз. 3 (см. фиг. 3) обеспечивает интенсивное аэродинамическое торможение ГЧ поз. 2 для ее скорейшего вывода в область допустимых теплопрочностных параметров, при которых возможно в том числе штатное функционирование иллюминаторов (окон прозрачности СКН) ГЧ ЛА. Конструктивно представляется целесообразной установка на плоский торец ГО поз. 3 ТЗП поз. 5 в виде плоской шайбы (см. фиг. 3), которая может выполняться в том числе из аблирующих материалов. В этой связи следует отметить, что плоский торец ГО поз. 3 (как правило, в калибр ГЧ поз. 2) обладает незначительными несущими свойствами - и соответственно, вносит минимальные аэродинамические возмущения в баллистическое рассеивание ЛА (в том числе при применении аблирующих материалов для ТЗП поз. 5). Кроме того, с целью интенсификации аэродинамического торможения ЛА на ГЧ поз. 2 могут дополнительно устанавливаться тормозные щитки поз. 6, например, по типу показанных на фиг. 3.

Следует отметить, что торможение (не аэродинамическое) баллистического ЛА может осуществляться, например, посредством специализированного тормозного РДТТ; при этом снижается относительное совершенство конструкции летательного аппарата, а сопротивление атмосферы полезно не используется. В этой связи данное техническое решение в рамках предлагаемого способа управления ЛА не рассматривается.

С учетом теплопрочности современных и перспективных конструкционных материалов, в том числе применяемых для оптических иллюминаторов ЛА (например, температура размягчения кварцевого стекла составляет ~1300°С), а также уровня действующих скоростных напоров при сбросе ГО поз. 3 с ГЧ поз. 2 ЛА - диапазон скоростей М=1…8 (М - число Маха, равное отношению скорости ЛА к местной скорости звука в воздухе) и высот от 25 км до 5 км удовлетворяет требованиям решения поставленной технической задачи с учетом особенностей функционирования СКН ЛА прямого и косвенного наведения.

Следует отметить, что безударное разделение ГЧ поз. 2 с ГО поз. 3 целесообразно осуществлять при углах атаки и скольжения баллистического ЛА не более ±5 градусов. Данное условие для статически устойчивого баллистического ЛА выполняется на КАУТ автоматически. При наличии управляемых на КАУТ тормозных щитков поз. 6 (на ГЧ поз. 2 либо в конструктиве связки ракетной поз. 1 и головной поз. 2 частей ЛА) - они могут быть задействованы при разделении с заданными углами атаки и скольжения также и для статически неустойчивых ЛА.

На фиг. 2 показан конец ПУТ - начало КАУТ полета баллистического ЛА класса «воздух - поверхность» либо «поверхность - поверхность» для варианта ГЧ поз. 2, не разделяющейся с ракетной частью поз. 1 баллистического ЛА. Здесь же показан вариант ГО поз. 3 с АИ поз. 4, которая складывается (убирается) внутрь ГО на ПУТ и вновь раскладывается вперед по НП после участка аэродинамического торможения ЛА на КАУТ непосредственно перед сбросом обтекателя поз. 3 с ГЧ поз. 2 - для уменьшения аэродинамического сопротивления ГО поз. 3 в момент сброса и его гарантированного увода с траектории ЛА.

На фиг. 3 показан вариант конфигурации ЛА при аэродинамическом торможении на КАУТ посредством ГО поз. 3 с плоским передним торцом. При этом АИ поз. 4 сброшена либо убрана внутрь ГО поз. 3, тормозные щитки поз. 6 (при их наличии) выдвинуты в поток. Плоский торец ГО поз. 3 может быть выполнен как в виде т.н. «горячей» (из жаропрочных сплавов) конструкции, так и в виде шайбы из аблирующего ТЗП поз. 5.

Увод ГО поз. 3 в сторону от траектории полета ЛА может осуществляться, например, посредством его разделения не менее чем на два фрагмента, которые за счет силового импульса разделения и под воздействием набегающего потока воздуха безударно отделяются от ГЧ поз. 2 ЛА. Вариант: оснащение ГО поз. 3 одним либо несколькими РДТТ (например, многосопловой схемы), срабатывание которого (которых) за время не более 1,0 с обеспечивает при разделении ГО поз. 3 и ГЧ поз. 2 достаточную тягу для ракетного увода ГО поз. 3 на безопасное расстояние и в сторону от ЛА.

Следует отметить, что тормозные щитки поз. 6, установленные на ЛА (ГЧ ЛА), могут обеспечить заданные параметры его аэродинамического торможения без привлечения дополнительных технических средств. В случае оснащения ЛА такими щитками конфигурация ГО поз. 3 может выбираться, например, из условия минимизации его аэродинамического сопротивления (остроконечные конусные или оживальные формы головного обтекателя), что является рациональным с точки зрения энергетики разделения ГО поз. 3 и ГЧ поз. 2 ЛА.

На фиг. 4 показана траектория ЛА и ЛЦ в конце ПУТ (сброс ЛЦ поз. 10) и на КАУТ (формирование растянутого «залпа» объектов с примерно одинаковой ЭПР). Следует отметить, что в данном случае разделение ЛА с ЛЦ поз. 10 производится в зоне малых скоростных напоров, движение всех элементов «залпа» по фронту примерно соответствует общей баллистической кривой, разведение элементов вдоль траектории (по дистанции) обеспечивается программным торможением ЛА посредством ГО поз. 3 и/или тормозных щитков поз. 6, а также соответствующим подбором баллистических коэффициентов ЛЦ поз. 10 (баллистический коэффициент - произведение миделя на коэффициент лобового сопротивления, отнесенное к массе ЛЦ) таким образом, чтобы 40%…90% ЛЦ поз. 10 по траектории полета были впереди маскируемого ЛА. При этом ЭПР каждой ЛЦ поз. 10 должна составлять 50%…1000% относительно ЭПР ЛА, что обеспечивает его надежную маскировку в поле ложных целей в радиолокационном диапазоне длин волн.

В ряде случаев на ГО поз. 3 после разделения с ЛА также могут возлагаться функции ложной цели. В этой связи на ГО поз. 3 могут быть установлены, например, уголковые отражатели и/или линзы Люнеберга с эффективной поверхностью рассеивания (в диапазоне передних курсовых углов±45 градусов) не менее ЭПР ЛА, а также один или несколько передатчиков активных радиопомех. На фиг. 5,6 показан вариант размещения на цельносбрасываемом ГО поз. 3 (с выдвинутой АИ поз. 4) раскладываемых после отделения от ЛА уголковых отражателей поз. 7, а также активируемого в период автономного движения ГО поз. 3 одноразового передатчика активных помех поз. 8, включая его антенну поз. 9. Помимо имитации характерных значений ЭПР ЛА в радиолокационных диапазонах длин волн, при автономном полете ГО поз. 3 также создается мощный точечный источник инфракрасного излучения, имитируя и в этом спектральном диапазоне ГЧ поз. 2 или ЛА в целом.

Применение предложенного технического решения представляется целесообразным для перспективных высокоточных комплексов УРО с оптико-электронными СКН, преимущественно, тактической и оперативно-тактической зоны, в том числе реализуемых в рамках экспортных поставок и военно-технического сотрудничества.

1. Способ управления полетом баллистического летательного аппарата (ЛА), включающий его ракетный разгон на активном участке траектории (АУТ), свободное движение на пассивном участке траектории (ПУТ) и управляемое движение на конечном атмосферном участке траектории (КАУТ), отличающийся тем, что разгон ЛА осуществляют с установленным головным обтекателем (ГО), на КАУТ ЛА аэродинамически тормозят до скорости М=1…8, на высоте 25…5 км при углах атаки и скольжения ЛА не более ±5 градусов сбрасывают ГО и уводят его в сторону от траектории полета ЛА.

2. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 1, отличающийся тем, что аэродинамическое торможение ЛА осуществляют посредством ГО с плоским передним торцом и аэродинамической иглой (АИ), при этом на АУТ АИ максимально выдвигают вперед, а на ПУТ АИ сбрасывают или убирают внутрь ГО.

3. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 2, отличающийся тем, что после аэродинамического торможения ЛА непосредственно перед сбросом ГО с ЛА аэродинамическую иглу ГО выдвигают вперед.

4. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 2, отличающийся тем, что на плоский торец ГО устанавливают внешнее теплозащитное покрытие в виде плоской шайбы.

5. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 4, отличающийся тем, что теплозащитное покрытие выполняют аблирующим.

6. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 1, отличающийся тем, что увод ГО в сторону от траектории полета ЛА осуществляют посредством его разделения не менее чем на два фрагмента.

7. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 1, отличающийся тем, что увод ГО в сторону от траектории полета ЛА производят посредством срабатывания за время не более 1,0 с размещенного на ГО многосоплового ракетного двигателя твердого топлива.

8. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 1, отличающийся тем, что аэродинамическое торможение ЛА осуществляют посредством тормозных щитков, которые устанавливают в кормовой части ЛА, складывают на АУТ и раскрывают до начала КАУТ.

9. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 8, отличающийся тем, что тормозные щитки выполняют управляемыми на КАУТ.

10. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 1, отличающийся тем, что на ЛА дополнительно устанавливают ложные цели, которые отделяют от ЛА до начала КАУТ.

11. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 10, отличающийся тем, что эффективная поверхность рассеивания (ЭПР) ложной цели составляет 50%…1000% относительно ЭПР ЛА.

12. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 1, отличающийся тем, что на ГО дополнительно устанавливают уголковые отражатели или линзы Люнеберга с эффективной поверхностью рассеивания, не меньшей ЭПР ЛА в диапазоне передних курсовых углов ±45 градусов, которые активируют в момент разделения ГО с ЛА.

13. Способ управления полетом баллистического ЛА по п. 1, отличающийся тем, что на ГО дополнительно устанавливают один или несколько одноразовых передатчиков активных помех, которые активируют в момент разделения ГО с ЛА.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационных боеприпасов, в частности к противолодочным авиабомбам, имеющим индивидуальную подвеску. .

Изобретение относится к получению нового, значительно улучшенного тренировочного снаряда. .

Изобретение относится к учебно-тренировочной артиллерийской технике. .
Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к элементам конструкции складывающихся рулей и крыльев. .

Изобретение относится к летательным аппаратам, использующим для уменьшения скорости полета аэродинамические тормозные устройства. .

Изобретение относится к управляемому ракетному оружию классов «поверхность - поверхность», «воздух - поверхность». Технической задачей предлагаемого изобретения является такое управление полетом баллистического летательного аппарата, при котором обеспечивается сохранение расчетных значений теплопритоков на конструктивные элементы головной части за счет аэродинамического торможения ЛА на конечном атмосферном участке траектории. Дополнительно, появляются возможности эффективного применения ложных целей. Указанная техническая задача решается для баллистического ЛА следующим образом. При управлении полетом баллистического летательного аппарата разгон ЛА осуществляют с установленным на ЛА головным обтекателем, на КАУТ ЛА аэродинамически тормозят до скорости М1…8, на высоте 25…5 км при углах атаки и скольжения ЛА не более ±5 градусов сбрасывают головной обтекатель и уводят его в сторону от траектории полета ЛА. 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх