способ запуска управляемой ракеты и управляемая ракета для его реализации

Формула изобретения

1. Способ запуска управляемой ракеты, включающий выстреливание ракеты с пусковой установки с отклонением от линии визирования цели и последующее наведение ракеты на цель, отличающийся тем, что запуск производят включением основного ракетного двигателя на пусковой установке, в момент схода ракеты с пусковой установки ракету вращают вокруг собственного центра масс в плоскости, проходящей через линию визирования цели, за счет создания бокового импульса дополнительным двигателем, а наведение начинают с момента регистрации наземной аппаратурой управления излучения от факела основного ракетного двигателя, при этом тягу основного ракетного двигателя к началу наведения увеличивают до ее максимального значения.

2. Управляемая ракета, содержащая аппаратуру управления и основной ракетный двигатель, отличающаяся тем, что ракета снабжена дополнительным двигателем, установленным с обеспечением направления тяги, пересекающей продольную ось ракеты в точке, смещенной относительно центра масс ракеты и устройством задержки включения дополнительного двигателя, электрически соединенным с аппаратурой управления.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции малогабаритных ракетных выстрелов.

Известен способ запуска управляемой ракеты (УР) (1), включающий операции разгона УР первичным стартовым двигателем малой тяги с пороховым зарядом из малодымного топлива, затем основным стартовым двигателем до расчетной конечной скорости, при этом по окончании работы первичного стартового двигателя его отделяют от УР, а основной стартовый двигатель включают с задержкой после отделения первичного стартового двигателя малой тяги.

Способ реализуется ракетой, снабженной стартовым двигателем, дополнительным первичным стартовым двигателем и устройством отделения первичного стартового двигателя.

Недостатками данного способа запуска и реализующей его ракеты является то, что до включения основного стартового двигателя ракета летит с малой скоростью, располагает пониженной боковой перегрузкой, чувствительна к ветру, что приводит к большим разбросам в положении ракеты в пространстве, вследствие чего увеличивается время наведения ракеты на цель, и, как следствие, увеличивается минимальная зона поражения комплекса, то есть понижается “эффективность стрельбы”, что особенно заметно при стрельбе по высокоскоростным зенитным целям. Наличие отделяемого первичного стартового двигателя представляет опасность для находящихся рядом с пусковой установкой людей и техники. Кроме того, первичный стартовый двигатель увеличивает габариты и пассивную массу ракеты, что повышает требования к мощности приводов наведения пусковой установки, усложняет транспортирование и заряжание ракеты на пусковую установку.

Недостатков, связанных с наличием отделяемого первичного стартового двигателя, лишен способ запуска управляемой ракеты “Медведка” по “минометной” схеме (2), выбранный в качестве прототипа, в котором ракету выстреливают из контейнера вверх и наводят на цель, при этом сначала разворачивают ракету в направлении на цель автономным отсеком системы управления, а затем включают основной ракетный двигатель и наводят ракету рулевым приводом.

Способ реализуется ракетой, снабженной основным ракетным двигателем и дополнительным автономным отсеком управления.

Недостатком данного способа является то, что разворот ракеты в направлении на цель производится в течение длительного времени, так как ракета при этом летит по инерции с малой скоростью и располагает пониженной боковой перегрузкой, кроме того, ракета чувствительна к ветру, что приводит к большим разбросам в положении ракеты в пространстве, вследствие чего увеличивается время наведения ракеты на цель, что увеличивает минимальную зону поражения комплекса, особенно при стрельбе по высокоскоростным зенитным целям. Наличие автономного отсека управления, обеспечивающего разворот ракеты на начальном участке управления, сложно осуществить в малогабаритных управляемых ракетах.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является уменьшение минимальной зоны поражения комплекса и повышение “эффективности стрельбы”.

Для решения поставленной задачи в известном способе запуска управляемой ракеты, включающем выстреливание ракеты с пусковой установки с отклонением от линии визирования цели и последующее наведение ракеты на цель, новым является то, что основной ракетный двигатель включают на пусковой установке, в момент схода ракеты с пусковой установки ракету вращают относительно ее центра масс в плоскости, проходящей через линию визирования цели за счет создания бокового импульса дополнительным двигателем. Управляемый полет начинают с момента регистрации излучения от горящих газов факела основного ракетного двигателя. К моменту начала управления тягу основного ракетного двигателя увеличивают до ее максимального значения, например выбором геометрической формы заряда.

Такой способ запуска управляемой ракеты обеспечивает работу системы управления, так как после разворота ракеты дымовой шлейф двигателя не перекрывает линию визирования цели и линию связи между наземной аппаратурой управления и ракетой. Управление начинается сразу после поворота ракеты рядом с пусковой установкой, когда разброс положения ракеты в пространстве небольшой, кроме того к моменту начала управления тягу основного ракетного двигателя увеличивают до ее максимального значения, что обеспечивает максимальную располагаемую боковую перегрузку и минимальную чувствительность к воздействию ветра, то есть предложенный способ обеспечивает уменьшение минимальной зоны поражения комплекса и уменьшение времени наведения, что особенно актуально при стрельбе по высокоскоростным зенитным целям.

Способ реализуется управляемой ракетой, содержащей аппаратуру управления и основной ракетный двигатель, в которой новым является то, что ракета снабжена дополнительным двигателем, установленным с обеспечением направления тяги, пересекающей продольную ось ракеты в точке, смещенной относительно центра масс ракеты и устройством задержки включения дополнительного двигателя, электрически соединенным с аппаратурой управления.

Изобретение поясняется графическими материалами. На фиг.1 изображена схема выстреливания УР 1 с пусковой установки 2, вращения УР относительно центра масс и прохождения стартового участка траектории, поясняющая способ пуска.

На фиг.2 изображена схематичная конструкция УР, реализующая указанный способ запуска. Управляемая ракета содержит основной ракетный двигатель 3, дополнительный двигатель 4, лучевой воспламенитель замедленного действия 5, электрически соединенный проводами 7 с аппаратурой управления 6.

Стрельба УР в соответствии с предлагаемым изобретением осуществляется следующим образом. Запуск УР 1 начинается с включения основного ракетного двигателя 3. В момент включения основного ракетного двигателя по команде, передаваемой с аппаратуры управления 6 по проводам 7, включается лучевой воспламенитель замедленного действия 5, который после схода УР с пусковой установки с отклонением от линии визирования цели включает дополнительный двигатель 4, создающий импульс I. Импульс I, приложенный к ракете в точке, смещенной вдоль продольной оси УР от ее центра масс ЦМ, создает момент М, вращающий УР относительно ее центра масс в направлении на цель в плоскости, проходящей через линию визирования цели. В результате вращения УР дымовой шлейф от основного ракетного двигателя проходит в стороне от пусковой установки, и наземная аппаратура управления регистрирует излучение горящих газов основного ракетного двигателя. С момента регистрации излучения факела основного ракетного двигателя на борт ракеты подают команды управления, при этом к моменту начала управления тягу основного ракетного двигателя увеличивают до ее максимального значения.

Величина импульса, создаваемого дополнительным двигателем, и плечо его приложения относительно центра масс ракеты выбираются в каждом конкретном случае в зависимости от размеров и массы ракеты, конструктивных соображений и уточняются по результатам отработки.

Таким образом, предложенный способ запуска управляемой ракеты и управляемая ракета для его реализации, обеспечивают уменьшение минимальной зоны поражения комплекса и повышение “эффективности стрельбы”, что особенно актуально при стрельбе по высокоскоростным зенитным целям.

источники информации

1. Патент Российской Федерации №2191985, МПК7 F 42 B 15/10, бюллетень №30 от 27.10.2002 - аналог.

2. Журнал “Военный парад” 1999 г., №3, с. 28-29 - прототип.