Способ стрельбы управляемой ракетой и управляемая ракета

Способ стрельбы управляемой ракетой и управляемая ракета

Реферат

 

Изобретение относится к области ракетного вооружения. Способ стрельбы управляемой ракетой с боковыми соплами и элементами оптической связи с пультом управления заключается в управлении ракетой с пульта управления с одновременной подачей в зону за донной частью ракеты оптически прозрачного газа. На ракете с боковыми соплами реактивного двигателя и элементами оптической связи на ее заднем торце установлен источник оптически прозрачного газа. Источник газа сообщен каналом с задним торцом ракеты. В результате использования изобретения повышается надежность и эффективность управления ракетой, 2 с., 2 з.п.ф-лы, 2 ил.

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, в частности, к способам стрельбы управляемыми ракетами с боковыми соплами и расположенными на заднем торце элементами оптической связи с пультом управления.

Известен способ стрельбы ПТУРСом (управляемой ракетой) с боковыми соплами и расположенными на заднем торце элементами оптической связи с пультом управления, заключающийся в запуске ПТУРСа (управляемой ракеты) и управлении им с пульта управления во время полета и реализованный при стрельбе ПТУРСом (управляемой ракетой) "Дракон" [1]. Выстреливание ПТУРСа "Дракон" осуществляется пороховым метательным зарядом, размещенным в задней части пусковой трубы, а поддержание заданной скорости полета - расположенным в средней части ПТУРСа (управляемой ракеты) маршевым двигателем с боковыми соплами. На заднем торце ПТУРСа (управляемой ракеты) расположен световой источник (элемент оптической связи), служащий для наземной аппаратуры управления (пульта управления) датчиком положения ПТУРСа (управляемой ракеты) на траектории относительно линии визирования. В качестве органов управления в ПТУРСе используются малые импульсные реактивные двигатели, расположенные рядами на корпусе ракеты. Их сопла несколько скошены по отношении к продольной оси ПТУРСа.

Недостатком вышеизложенного способа и ПТУРСа (управляемой ракеты) является то, что при работе реактивного двигателя образуется дым. Выделившийся дым за счет донного разряжения затягивается на линию визирования "пульт управления - ПТУРС" и перекрывает трассер относительно оператора и пульта управления. С увеличением скорости ракеты увеличивается и донное разряжение, усугубляющее этот эффект. При этом, увеличение скорости ПТУРСа (управляемой ракеты) обычно требует и увеличения мощности реактивного двигателя, а значит, и интенсивности дымообразования. Вероятность перекрытия линии визирования "пульт управления - управляемая ракета" резко увеличивается. Наземная аппаратура управления может потерять ПТУРС (управляемую ракету) или цель, линия визирования на которую с пульта управления при полуавтоматическом наведении практически совпадает с линией визирования с пульта управления на ПТУРС (управляемую ракету). Эффективность стрельбы по уничтожению целей противника падает. С возрастанием дальности стрельбы влияние дымовых помех увеличивается (из-за увеличения расстояния между ПТУРСом и пультом управления с оператором), и вероятность поражения целей уменьшается. Общая эффективность еще больше ухудшается.

Также известен способ стрельбы управляемой ракетой с боковыми соплами и расположенными на заднем торце элементами оптической связи с наземным пультом управления, заключающийся в запуске управляемой ракеты и управлении ею во время полета с пульта управления и реализованный при стрельбе управляемой ракетой "ТОУ" [2]. Первоначальный разгон управляемой ракеты "ТОУ" осуществляется стартовым реактивным двигателем, а поддержание заданной скорости полета - маршевым реактивным двигателем, расположенным в средней части ракеты и имеющего боковые сопла. На заднем торце ракеты расположен пиротехнический трассер (элемент оптической связи), являющийся для наземной аппаратуры управления (пульта управления) датчиком положения ракеты на траектории относительно линии визирования.

Недостатком данного способа и управляемой ракеты, как и предыдущего, является образование дыма при работе реактивного двигателя. Попытка снижения дымности пороха обычно сопровождается снижением его характеристик (удельного импульса, теплотворности, стабильности скорости горения и т.д.) и требует определенных условий (по температуре, стабильности давления при горении, ударно-вибрационным нагрузкам и т.д.). Усложняется система крепления заряда реактивного двигателя и его конструкция, что снижает надежность его работы. Эффективность ухудшается. Усложнение системы крепления порохового заряда и самого реактивного двигателя увеличивает габариты и вес двигателя. Увеличение габаритов двигателя и его веса приводит к возрастанию, габаритов и веса управляемой ракеты. Возрастание габаритов и веса управляемой ракеты требует (для сохранения средней скорости управляемой ракеты) повышения мощности реактивного двигателя, а это значит опять дополнительный вес и габариты. Возрастание габаритов и веса ракеты увеличивает вес и габариты пусковой установки, что делает ее менее маневренной на поле боя и более уязвимой от огня противника. Управляемая ракета на пусковой установке вместе с расчетом может быть уничтожена противником еще до старта. Эффективность боевого применения падает. При сохранении же габаритов и веса управляемой ракеты необходимо либо уменьшать массу и габариты боевой части, а следовательно, и ее могущество, либо уменьшать мощность или время работы реактивного двигателя, т.е. снижать либо среднюю скорость полета, либо возможную дальность стрельбы, что снижает эффективность.

Компенсация отрицательного влияния незначительных дымовых помех возможна за счет увеличения мощности источника света на ракете и чувствительности приборов на пульте управления, но это вызывает усложнение, приводит к снижению надежности управляемой ракеты и наземной аппаратуры управления, что снижает эффективность. При этом увеличиваются габариты и вес управляемой ракеты и пульта управления. Как отмечалось выше, это также ухудшает эффективность. Следует отметить также и то, что увеличение мощности источника света на ракете приводит к повышению вероятности ослепления оператора при стрельбе в сумерках и ночью, резко уменьшая эффективность в этих условиях.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности наведения и сопровождения ракеты за счет повышения надежности оптической связи управляемой ракеты с пультом управления.

Поставленная задача обеспечивается тем, что в способе стрельбы управляемой ракетой с боковыми соплами и расположенными на заднем торце элементами оптической связи с пультом управления, заключающемся в запуске ракеты и управлении ею с пульта управления во время полета, в нем во время работы реактивного двигателя в зону за донной частью ракеты подают оптически прозрачный газ, а в управляемой ракете, содержащей реактивный двигатель с боковыми соплами, и систему управления с расположенными на заднем торце ракеты элементами оптической связи с пультом управления, на ней установлен источник оптически прозрачного газа с каналом, выход которого расположен на заднем торце ракеты, при этом источник оптически прозрачного газа может быть выполнен в виде воздухозаборного устройства, а канал - в виде зазора между внутренними элементами ракеты.

Положительный эффект обеспечивается за счет снижения вероятности засасывания пороховых газов от маршевого реактивного двигателя на линии визирования "пульт управления - управляемая ракета".

На фиг. 1 изображена управляемая ракета 1, содержащая реактивный двигатель 2 с боковыми соплами 3 и систему управления с расположенными на заднем торце 4 ракеты элементами 5 оптической связи с пультом управления. На ракете расположен источник оптически прозрачного газа 6, выполненный в приведенном на чертеже случае в виде воздухозаборного устройства 7, которое содержит в данном варианте четыре воздухозаборника 8, расположенных на боковой поверхности 9 ракеты. Воздухозаборное устройство может содержать и один воздухозаборник, и два, и три, и пять, в зависимости от конкретной конструкции ракеты. В случае одного воздухозаборника в воздухозаборном устройстве он может располагаться не только на боковой поверхности ракеты, но и в его носовой части, по ее оси. Также источник оптически прозрачного газа может быть выполнен и в виде баллона с оптически прозрачным газом (сжатым или сжиженным), например, азотом или воздухом. Источник оптически прозрачного газа может быть выполнен и в виде химического генератора, вырабатывающего газ, обладающий оптической прозрачностью, например, при взаимодействии двууглекислого натрия с кислотой. Принципиального значения для достижения положительного эффекта конкретное выполнение источника оптически прозрачного газа не имеет. Главное, его наличие на управляемой ракете. В случае выполнения источника оптически прозрачного газа в виде баллона или химического генератора необходимо снабжать его пусковым устройством, взаимодействующим с системой управления ракетой и обеспечивающим "открытие" баллона или срабатывание химического генератора перед или во время запуска маршевого реактивного двигателя. Источник оптически прозрачного газа (воздухозаборное устройство, баллон или химический генератор) снабжен каналом 10, выход 11 которого расположен на заднем торце 4 ракеты, например, как приведено на фиг. 1 и 2, в сквозном отверстии 12 ее днища или же, если канал выполнен в виде трубки, то ее задний конец выводят на задний торец ракеты или же делают заподлицо с ее днищем. Также канал может быть выполнен, как приведено на фиг. 1, в виде зазора между внутренними элементами 13 ракеты.

Управляемая ракета работает следующим образом.

После покидания ракетой пульта управления (пусковой установки) и начала ее полета аппаратура управления подает команду на запуск маршевого реактивного двигателя. Если источник оптически прозрачного газа выполнен в виде воздухозаборного устройства, в котором воздухозаборники (воздухозаборник) постоянно открыты, то воздух (оптически прозрачный газ) начинает поступать в воздухозаборники и по каналу (фиг. 1 стрелка "Б") идет в зону "В" за донной частью ракеты, в которой создает повышенное давление. Степень разряжения в этой области снижается и дымовой шлейф "Г", образовавшийся от реактивного двигателя, не увлекается на линии визирования "пульт управления - управляемая ракета", что позволяет снизить влияние дымовых помех от маршевого реактивного двигателя на надежность оптической связи между оператором (пультом управления) и управляемой ракетой. Этим снижается вероятность потери управляемой ракеты оператором (пультом управления). Эффективность боевого применения повышается. Если воздухозаборники воздухозаборного устройства будут выполнены выдвигающимися, то необходимо согласовывать их выдвижение с началом запуска маршевого реактивного двигателя, т.е. обеспечивать взаимодействие их выдвижного (пускового) механизма с системой управления ракетой. Также, при выполнении источника оптически прозрачного газа в виде баллона или химического генератора необходимо обеспечивать взаимодействие срабатывания их пускового механизма с системой управления. Пусковой механизм в случае выполнения источника оптически прозрачного газа в виде баллона может быть выполнен в виде клапана с пиропатронным приводом. При выполнении источника оптически прозрачного газа в виде воздухозаборного устройства его воздухозаборники (воздухозаборник) необходимо располагать на управляемой ракете либо перед боковыми соплами маршевого двигателя, либо, если воздухозаборники расположены сзади сопл, то между ними. Во вращающихся же ракетах при этом необходимо учитывать и вращение ракеты, т.е. смещение воздухозаборников относительно дымового шлейфа от расположенных впереди сопл. Воздухозаборники могут выполняться и в виде отверстий на наружной поверхности ракеты. В этом случае их целесообразно располагать в районе расположения крыльев или около них, т.к. в зоне крыльев от них создается повышенное давление, которое будет способствовать поступлению воздуха в воздухозаборники, а следовательно, и в зону за донной частью ракеты. При этом также необходимо учитывать расположение сопл относительно воздухозаборников, особенно во вращающихся управляемых ракетах, чтобы не допускать попадание дымового шлейфа в воздухозаборники. Также следует отметить, что при больших скоростях управляемых ракет не всегда удается избежать попадание дымового шлейфа в воздухозаборники и в этом случае целесообразно выполнять источник оптически прозрачного газа в виде баллона с оптически прозрачным газом (сжиженным или сжатым азотом, воздухом и т. д. ) или химического генератора. Это наиболее эффективно, когда управляемая ракета имеет большую скорость как начальную, так и на среднем участке полета относительно максимально допустимой дальности стрельбы, например, при выстреливании ее из ствола артиллерийского орудия и снабжении ракеты мощным маршевым реактивным двигателем. В этом случае возможно включение маршевого реактивного двигателя не сразу же после покидания ракетой пусковой установки (ствола орудия), а по пролете ею некоторого расстояния, а также выключение маршевого двигателя до достижения ракетой максимально допустимой дальности стрельбы и ее полете на конечном участке за счет инерции. В данном варианте подача оптически прозрачного газа в зону за донной частью ракеты необходима только на среднем участке полета (во время работы маршевого реактивного двигателя с учетом импульса последействия), что дает возможность обеспечить минимальный вес и габариты источника оптически прозрачного газа (баллона, химического генератора и т.д.). Эффективность повышается.

Выполнение канала в виде зазора между внутренними элементами ракеты (при отсутствии радиальных отверстий в корпусе) позволяет максимально упростить внедрение предложенного технического решения, так как для его реализации необходимо только установить на управляемой ракете источник оптически прозрачного газа (воздухозаборное устройство, баллон, или химический генератор), обеспечить зазор между элементами внутри ракеты на пути оптически прозрачного газа к заднему торцу и в днище, выполнить отверстие без значительных изменений габаритно-весовых характеристик, что также улучшает эффективность. При этом выход канала может быть не только в виде одного отверстия, как показано на фиг. 1 и 2, но и в виде нескольких отверстий, разнесенных по площади заднего торца управляемой ракеты. Это обеспечит более равномерное распределение поступающего в зону за донной частью ракеты оптически прозрачного газа и снизит вероятность возникновения эксцентриситета давления, что также снижает возможность засасывания дымового шлейфа на линию визирования "пульт управления - управляемая ракета". Особенно это существенно для невращающихся снарядов. Наиболее целесообразно использование предложенного технического решения при применении лазерной системы наведения управляемой ракеты, когда на ее заднем торце располагается фотоприемник лазерного излучения (элемент оптической связи) системы управления.

Предложенное техническое решение позволяет повысить эффективность за счет снижения влияния дымовых помех от маршевого реактивного двигателя и достигаемое снижением вероятности засасывания пороховых газов на линию визирования "пульт управления - управляемая ракета".

Источники информации 1. Латухин А.Н. Боевые управляемые ракеты. М.: Воениздат, 1978, с. 64-66.

2. Латухин В. Н. Противотанковое вооружение. М.: Воениздат, 1974, с. 228-229.

Формула изобретения

1. Способ стрельбы управляемой ракетой с боковыми соплами и расположенными на заднем торце элементами оптической связи с пультом управления, заключающийся в запуске ракеты и управлении ею с пульта управления во время полета, отличающийся тем, что во время работы реактивного двигателя в зону за донной частью ракеты подают оптически прозрачный газ.

2. Управляемая ракета, содержащая реактивный двигатель с боковыми соплами и систему управления с расположенными на заднем торце ракеты элементами оптической связи с пультом управления, отличающаяся тем, что на ракете установлен источник оптически прозрачного газа с каналом, выход которого расположен на заднем торце ракеты.

3. Ракета по п.2, отличающаяся тем, что источник оптически прозрачного газа выполнен в виде воздухозаборного устройства.

4. Ракета по п.2 или 3, отличающаяся тем, что канал выполнен в виде зазора между внутренними элементами ракеты.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2