зенитная управляемая ракета

Формула изобретения

Зенитная управляемая ракета, содержащая маршевую ступень с корпусом в виде тонкостенной оболочки, соединенной с головным обтекателем, в которой размещены функциональные блоки, стартовую ступень, механизм разделения ступеней, отличающаяся тем, что в маршевой ступени на месте расположения боевой части установлен телеметрический блок с радиопередатчиком, на заднем торце которого размещен оптический датчик на расстоянии h от наружной поверхности оболочки корпуса маршевой ступени, при этом в оболочке корпуса соосно с оптическим датчиком и перпендикулярно продольной оси ракеты выполнено герметично закрытое прозрачным материалом отверстие диаметром D, причем отношение расстояния от наружной поверхности оболочки корпуса до оптического датчика к диаметру отверстия в оболочке корпуса находится в пределах 1,2 < h/D < 1,5.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетой техники и может быть использовано при испытаниях зенитных управляемых ракет на этапе их отработки.

Известна зенитная управляемая ракета [1] комплекса "Панцирь-С1", выполненная по двухступенчатой схеме, с бикалиберным корпусом и отделяемым стартовым двигателем. Ракета состоит из стартовой и маршевой ступеней, соединенных механизмом разделена. Маршевая ступень состоит из боевого снаряжения, включающего боевую часть, контактный и неконтактный взрыватели с головным обтекателем, и функциональных блоков, содержащих рулевой привод, гироскопический координатор, электронную аппаратуру, высокочастотный блок, блок излучения и блок питания.

Данная ракета при всех своих достоинствах не может использоваться для отработки новой конструкции ракеты, поскольку она имеет только свою геометрию, свои элементы конструкции и присущие только ей баллистические характеристики и не может осуществлять контроль своих режимов работы бортовой аппаратуры с земли во время полета при стрельбе в имитируемую точку. Известна зенитная управляемая ракета [2], состоящая из стартовой ступени и маршевой ступени с функциональными блоками и боевым снаряжением, соединенных механизмом разделения, в которой корпус маршевой ступени выполнен в виде тонкостенной стальной оболочки, соединенной с головным обтекателем, при этом функциональные блоки и боевое снаряжение соединены между собой в осевом направлении и размещены внутри оболочки, а часть оболочки вокруг боевого снаряжения выполнена в виде дополнительной массы поражающих элементов боевой части.

Однако и данная конструкция зенитной управляемой ракеты не может использоваться для отработки новой конструкции при стрельбе в имитируемую точку так же, как и аналог [1].

Задачей предлагаемого изобретения является исключение указанных выше недостатков, а именно получение необходимой объективной информации о работе ракеты в полете при стрельбе в имитируемаю точку.

Указанная задача достигается тем, что в зенитной управляемой ракете, содержащей маршевую ступень с корпусом в виде тонкостенной оболочки корпуса, соединенного с головным обтекателем, в которой размещены функциональные блоки, стартовую ступень, механизм разделения ступеней, в маршевой ступени на месте расположения боевой части установлен телеметрический блок с радиопередатчиком, на заднем торце которого размещен оптический датчик на расстоянии h от наружной оболочки корпуса маршевой ступени, при этом в оболочке корпуса выполнено герметично закрытое прозрачным материалом отверстие диаметром D соосно с оптическим датчиком и перпендикулярно продольной оси ракеты, причем отношение расстояния oт наружной поверхности оболочки корпуса до оптического датчика к диаметру отверстие в оболочке корпуса находится в пределах 1,2<h/D<1,5.

Частота вращения ракеты зависит от угла установки лопастей стабилизатора: чем больше угол установки, тем больше частота вращения, и наоборот.

На фиг.1, 2 - предлагаемая конструкция зенитной управляемой ракеты, где 1 - маршевая ступень, 2 - стартоная ступень, 3 - механизм разделения ступеней, 4 - оболочка корпуса маршевой ступени, 5 - головной обтекатель, 6 - телеметрический блок с радиопередатчиком, 7 - задний торец телеметрического блока, 8 - оптический датчик, 9 - отверстие, герметично закрытое прозрачным материалом, 10 -функциональные блоки.

Устройство, последовательность сборки и работа зенитной управляемой ракеты заключаются в следующем: сначала собирают стартовую cтупень 2, состоящую из двигателя с зарядом и установленным стабилизатором, затем собирают маршевую ступень 1, при этом на собранные заранее в осевом направлении функциональные блоки 10 и телеметрический блок 6 с радиоответчиком, на заднем торце 7 которого размещен оптический датчик 8, надвигают тонкостенную оболочку 4 маршевой ступени 1, так чтобы совместить отверстие 9, закрытое прозрачным материалом, с оптическим датчиком 8 (см. фиг.3), при этом оболочка корпуса 4 по посадке садится на блок рулевого привода.

На собранную маршевую ступень устанавливают обтекатель 5. Собранные маршевую и стартовую ступени объединят между собой посредством механизма разделения ступеней 3.

Испытание ракет стрельбой, как правило, проводится в дневное время суток для лучшего сопровождения ракеты оптическими средствами внешне траекторных измерений.

Установленный на маршевой ступени телеметрический блок с радиопередатчиком, на заднем торце которого размещен оптический датчик, передает на землю объективную информацию о частоте вращение зенитной управляемой ракеты во время и на всем протяжении полета, до и после отделeния стартовой ступени. Установка оптического датчика перепендикулярно оси ракеты позволяет получить с него на асцилограмме пилообразный сигнал, соответствующий частоте вращения ракеты, при этом максимум сигнала соответствует направлению оптического датчика на фон неба, а минимум сигнала соответствует направлению оптического датчика на фон земли. При большом диаметре D отверстия в оболочке корпуса маршевой ступени и небольшом расстоянии h от поверхности оболочки корпуса в периоде одного оборота преобладает сигнал фона неба и наоборот, при небольшом диаметре D и большом расстоянии h - в периоде одного оборота ракеты преобладает сигнал фона земли. В обоих случаях это затрудняет анализ графиков частоты оборотов ракеты, т.к. в периоде одного оборота преобладает сигнал одного фона, при этом кривые соседних периодов на графике сливаются, что не позволяет четко определить частоту оборотов ракеты в единицу времени, поэтому для оптимального сигнала оптического датчика в одном периоде примерно 50% сигнала фона неба и 50% сигнала фона земли.

Необходимо обеспечить поле зрения оптического датчика в пределах 36-54^o, что соответствует отношению расстояния от наружной поверхности корпуса до оптического датчика к диаметру отверстия в оболочке корпуса 1,2<h/D<1,5.
1. Журнал военно-промышленного комплекса. Военный парад. Март-апрель, 1995, фоторакеты, с. 45, статья "Панцирь, прикрывающий объекты", с. 151-153 - аналог.

2. Патент России 2133446 от 20.07.1999, MКИ 6 F 42 B15/10, БИ 20 за 1999 - прототип.