зенитная ракета-мишень

Формула изобретения

Зенитная ракета-мишень, состоящая из двигательной установки со стабилизатором, радиопрозрачного головного отсека с обтекателем и уголковым отражателем СВЧ-энергии и трассеров, отличающаяся тем, что в головном отсеке перед уголковым отражателем СВЧ-энергии установлен и закреплен блок кассет из термостойкого композиционного материала в виде толстостенных дисков, во внутренних полостях которых размещены трассеры, при этом в корпусе головного отсека соосно трассерам выполнены сквозные диаметрально расположенные относительно друг друга газоводные отверстия, оси которых перпендикулярны продольной оси ракеты-мишени, причем рабочие торцевые поверхности трассеров расположены в газоводных отверстиях корпуса головного отсека и закрыты заподлицо баллистическими колпачками, при этом во внутренней полости обтекателя соосно продольной оси ракеты-мишени установлен источник постоянного тока с блоком электронной задержки последовательного включения трассеров.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано на полигонах в качестве мишенной обстановки для обучения точности стрельбы личного состава боевых расчетов зенитных ракетных комплексов.

Известен имитатор воздушных целей [1], содержащий средство доставки, головную часть и закрепленный на ней радиолокационный отражатель и трассер. Радиолокационный отражатель установлен в головной части и выполнен из металлического материала, закрытого слоем радиопрозрачного материала, при этом трассер установлен за отражателем в трассеродержателе, выполненном с газовыходными каналами, а средство доставки выполнено в виде ракетного двигателя.

Данная конструкция имитатора воздушных целей при всех своих достоинствах обладает малым временем работы трассера, не обеспечивающим индикацию мишени на всей траектории полета.

Известная зенитная ракета-мишень [2], состоящая из двигательной установки со стабилизатором и головного отсека с обтекателем, запускаемая из транспортно-пускового устройства. Головной отсек выполнен из композиционного материала в виде несущей тонкостенной, радиопрозрачной оболочки, соединенной посредством обтекателя со стальным пустотелым наконечником, на корпусе которого выполнены сквозные диаметральные щели, при этом в головном отсеке внутри оболочки установлены уголковые отражатели СВЧ-энергии, состоящие из объединенных между собой посредством пазов тонкостенных взаимно перпендикулярных металлических пластин с переменным шагом, а во внутренней полости наконечника установлены трассеры, причем суммарная площадь щелей наконечника больше или равна площади сечения трассеров.

Однако и данная конструкция зенитной ракеты-мишени при всех своих достоинствах обладает теми же недостатками, что и аналог [1], а именно малым временем работы трассеров, поскольку включение трассеров осуществляется одновременно с запуском двигателя, и трассеры поджигаются друг от друга, что дает увеличение яркости свечения и незначительную прибавку во времени на разность между поджигом второго трассера. Увеличение времени работы трассера приведет к значительному увеличению его габаритов и, как следствие, к увеличению габаритов ракеты-мишени, что недопустимо, т.к. ракета-мишень должна по габаритам соответствовать имитируемым целям, к которым относятся высокоскоростные беспилотные средства нападения вероятного противника. Поэтому, учитывая все перечисленные выше недостатки, - задачей предлагаемого изобретения является увеличение времени работы трассеров на борту зенитной ракеты-мишени для обеспечения ее регистрации оптическими средствами внешнетраекторных измерений (ВТИ) на протяжении всей траектории полета ракеты до места падения без увеличения габаритов ракеты-мишени.

Это достигается тем, что в зенитной ракете-мишени, состоящей из двигательной установки со стабилизатором, радиопрозрачного головного отсека с обтекателем и уголковым отражателем СВЧ-энергии и трассеров, в головном отсеке перед уголковым отражателем СВЧ-энергии установлен и закреплен блок кассет из термостойкого композиционного материала в виде толстостенных дисков, во внутренней полости которых размещены трассеры, при этом в корпусе головного отсека соосно трассерам выполнены сквозные диаметрально расположенные относительно друг друга газоводные отверстия, оси которых перпендикулярны продольной оси ракеты-мишени, причем рабочие торцевые поверхности трассеров расположены в газоводных отверстиях корпуса головного отсека и закрыты заподлицо баллистическими колпачками, при этом во внутренней полости обтекателя соосно продольной оси ракеты-мишени установлен источник постоянного тока с блоком электронной задержки последовательного включения трассеров.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция зенитной ракеты-мишени с блоком электронной задержки последовательного запуска трассеров позволяет регистрировать полет ракеты-мишени оптическими средствами ВТИ для определения летнобаллистических характеристик ракеты на всей траектории полета, а также определить условия встречи ракеты-мишени с боевой ракетой, т.е. величины промаха боевой ракеты при срабатывании ее боевой части в любое время суток.

На прилагаемом чертеже (фиг.1) приведена предлагаемая конструкция зенитной ракеты-мишени, где:

1 - двигательная установка со стабилизатором;

2 - головной радиопрозрачный отсек;

3 - уголковый отражатель СВЧ-энергии;

4 - обтекатель;

5 - блок кассет с трассерами;

6 - трассер;

7 - кассета в виде толстостенного диска (фиг.2);

8 - внутренняя полость кассеты;

9 - корпус головного отсека;

10 - газоводные отверстия;

11 - рабочие торцевые поверхности трассеров;

12 - баллистический колпачок;

13 - внутренняя полость обтекателя;

14 - источник постоянного тока (батарея);

15 - блок электронной задержки.

Устройство, последовательность сборки и работа зенитной ракеты-мишени заключается в следующем: сначала собирают двигательную установку со стабилизатором 1, затем головной радиопрозрачный отсек 2, в корпусе 9 которого в одном сечении диаметрально противоположно по числу трассеров выполнены газоводные отверстия 10, напротив которых с внутренней стороны корпуса 9 устанавливают толстостенные в виде диска кассеты 7, во внутренних полостях 8 которых размещают трассеры 6 рабочими торцевыми поверхностями 11 наружу, набирая из них блок 5, при этом газоводные отверстия 10 закрывают заподлицо с корпусом баллистическими колпачками 12. В свободную полость радиопрозрачного отсека 2 устанавливают уголковый отражатель 3 СВЧ-энергии и закрывают со стороны блока кассет 5 обтекателем 4, во внутренней полости 13 которого соосно продольной оси ракеты размещают источник постоянного тока (батарею) 14 с блоком электронной задержки 15 последовательного запуска трассеров 6, который подсоединяют к запалам трассеров 6.

Собранный головной отсек состыковывают с двигательной установкой. Полученную ракету-мишнь устанавливают в транспортно-пусковое устройство (контейнер).

Запуск зенитной ракеты-мишени производят из транспортно-пускового устройства, установленного посредством бугелей крепления на пусковой установке. Одновременно при подаче напряжения на двигательную установку 1 включается источник постоянного тока блока электронной задержки, при этом ракета-мишень выходит из транспортно-пускового устройства, трассеры, при этом не включены, но включен блок электронной задержки, который отсчитывает время работы двигателя, обеспечивая задержку включения трассера, по окончанию работы которого включается первый трассер при этом отстреливается баллистический колпачок, второй трассер через задержку запускается после окончания работы первого и т.д. Трассеры, горя, надежно освещают траекторию полета ракеты-мишени без пропуска свечения.

При попадании ракеты-мишени в зону обстрела боевой расчет зенитного ракетного комплекса сопровождает цель по отраженному сигналу уголкового отражателя СВЧ-энергии ракеты-мишени и производит пуск зенитной управляемой ракеты на перехват цели.

Средства внешнетраекторных измерений для определения величины промаха зенитной управляемой ракеты при пролете ракеты-мишени сопровождают ракету-мишень по факелу трассеров, что позволяет получить на видео (фото) пленке координаты ракеты-мишени и координаты точки подрыва боевой части зенитной управляемой ракеты.

Источники информации

1. Патент России 2123168 от 10.12.98, БИ 34, с. 381, МПК 7 F 42 В 8/12, F 41 J 2/00 - аналог.

2. Патент России 2135948 от 27.08.99, БИ 24, МПК 7 F 42 В 15/10 - прототип.