Управляемая ракета в контейнере

Управляемая ракета в контейнере

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым ракетам (УР), запускаемым с малыми начальными скоростями из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК).

Известная управляемая ракета 9М115 противотанкового ракетного комплекса (ПТРК), принятая за прототип [1], которая включает:

- ТПК с зацепом, расположенным в вертикальной плоскости,

- УР, выполненную по аэродинамической схеме «Утка», с одноканальной системой управления, состоящую из последовательно расположенных блоков:

- отсека управления с рулями, расположенными в одной плоскости;

- маршевого двигателя (МД);

- боевой части;

- блока стабилизатора с тремя упругими консолями, сложенными вокруг корпуса;

- стартового двигателя.

Ракета снабжена трассером, установленным на одной из консолей стабилизатора в плоскости, проходящей через ось трассера и продольную ось контейнера, смещенной от вертикальной плоскости симметрии, и рулями, установленными произвольно в горизонтальной плоскости.

УР запускается из ТПК стартовым двигателем с начальной скоростью 50÷70 м/с. После раскрытия консолей стабилизатора (t=0,05÷0,07 с) трассер фиксируется на конце одной из консолей. Включение маршевого двигателя происходит через 0,10÷0,15 с после выхода УР из ТПК. Данная конструкция УР характерна тем, что:

- имеет дебаланс масс относительно продольной оси как при движении по ТПК, так и после выхода из него;

- имеет различную величину аэродинамического стабилизирующего момента в двух взаимно перпендикулярных плоскостях: в плоскости рулей и перпендикулярной к ней плоскости.

Дебаланс масс является следствием наличия трассера, который при движении УР по ТПК находится на расстоянии (R_ТПК - R_{трассера}) от оси УР, а при выходе УР из ТПК на расстоянии (L_{консоли}+К_УР) от оси УР. Здесь R_ТПК - радиус ТПК, R_{трассера} - радиус установки трассера, L_{консоли} - размах консоли стабилизатора, R_УР - радиус УР в месте крепления консоли стабилизатора.

Наличие дебаланса масс приводит к увеличению рассеивания УР на начальном участке полета вследствие возникновения систематического начального возмущения при движении УР по ТПК и создания дополнительного эксцентриситета тяги после включения маршевого двигателя.

Кроме того, аэродинамическая несимметрия планера УР, обусловленная произвольной установкой рулей в горизонтальной плоскости, также приводит к увеличению рассеивания УР на начальном участке полета, т.к. степень воздействия бокового ветра на УР существенно зависит от углового положения рулей в момент выхода УР из ТПК, что в совокупности с дебалансом масс значительно снижает вероятность встреливания в поле зрения прибора наведения и, как следствие, эффективность ПТРК в целом.

Указанные недостатки особенно ощутимы при стрельбе с носимой ПУ, линия визирования которой проходит на высоте 0,7÷1,0 м над поверхностью земли, а начальная скорость УР составляет 30÷70 м/с.

Задачей данного изобретения является повышение вероятности встреливания УР в поле зрения прибора наведения путем уменьшения отклонений УР относительно заданной (оптимальной) траектории на начальном участке полета за счет уменьшения влияния дебаланса масс и аэродинамической не симметрии планера УР.

Это достигается тем, что в управляемой ракете в контейнере, содержащей рули, установленные в горизонтальной плоскости, стартовый и маршевый двигатели, блок стабилизатора, состоящий из упругих консолей, сложенных вокруг корпуса, на одной из которых закреплен трассер, установленный в плоскости, проходящей через ось контейнера и продольную ось трассера и смещенной от вертикальной плоскости симметрии, углы смещения плоскостей установки трассера и рулей в направлении от вертикальной плоскости симметрии со стороны хвостовой части УР находятся в диапазоне 50÷70 градусов в направлении против часовой стрелки и 30÷60 градусов в направлении по часовой стрелке соответственно, при этом масса трассера составляет 0,0075÷0,015 массы УР.

Предлагаемое техническое решение позволяет увеличить вероятность встреливания в поле зрения прибора наведения за счет уменьшения рассеивания управляемой ракеты на начальном участке полета и уменьшить боковые отклонения УР от воздействия бокового ветра, обеспечивая при этом встреливание УР в поле зрения прибора наведения при начальной скорости до 20÷30 м/с.

Иллюстрации, поясняющие принцип действия предлагаемого технического решения, приведены на фиг.1÷9.

На фиг.1, 2, 3 приведена схема конструкции УР. На фиг.4, 5, 6 УР в ТПК. На фиг.7 приведено значение отклонения УР (Z) на участке входа в поле зрения прибора наведения в зависимости от углового положения трассера (γ) относительно вертикальной плоскости симметрии. На фиг.8 приведено значение бокового отклонения УР (Z) от воздействия бокового ветра (W_x) при угловом положении консолей рулей (γ) на участке входа УР в поле зрения прибора наведения. На фиг.9 приведено значение вероятности встреливания в поле зрения прибора наведения в зависимости от значений отклонения УР от заданной траектории полета.

УР (фиг.1, 2, 3) состоит из последовательно расположенных блоков:

- отсека управления 1 с рулями 6;

- маршевого двигателя 2;

- боевой части 3;

- блока стабилизатора 4 с упругими консолями 7, на одной из которых установлен трассер 8;

- катушки проводной линии связи 5.

УР, размещенная в ТПК 9 (фиг.4, 5, 6), фиксируется в заданном положении, определяемом рисками 10 и 10', нанесенными на донной части корпуса УР и на поверхности ТПК в районе задней крышки соответственно. Упругая консоль (стабилизатор) в сложенном состоянии вместе с трассером удерживается стяжкой 11, консоли рулей 6 установлены на оси и сложены в контейнере на боковую поверхность корпуса УР. ТПК 9 крепится на ПУ с помощью зацепа 12, расположенного в вертикальной плоскости симметрии с осью ТПК.

Положение трассера в ТПК определяется углом между вертикальной плоскостью симметрии и плоскостью, проходящей через ось контейнера и трассера.

После выхода из ТПК полет УР происходит по баллистической траектории. К началу управления (t=0,3÷0,5 с) ракета встреливается в поле зрения прибора наведения ПУ. Наличие дебаланса масс трассера создает эксцентриситет от стартового (в ТПК) и маршевого двигателей (t_вклМД=0,08÷0,12 с), что приводит при произвольной ориентации УР в ТПК к отклонению как по курсу, так и по тангажу. Особенно существенно сказывается влияние бокового ветра на отклонение по курсу УР с несимметричными аэродинамическими характеристиками (рули в одной плоскости).

Экспериментальным путем установлено, что отношение масс трассера и УР, находящееся в пределах от 0,0075 до 0,015, в совокупности с положением УР в ТПК, при котором угол между вертикальной плоскостью симметрии и осью трассера находится в диапазоне от 50 до 70 градусов, а угол между вертикальной плоскостью симметрии и осью рулей в диапазоне от 30 до 60 градусов, обеспечивает минимальное отклонение УР на начальном участке полета от расчетной траектории, величина которого не превышает 0,2 м, вероятность встреливания Р при этом оценивается значением Р=0,94÷0,96.

Применение предлагаемого технического решения на малогабаритных УР, имеющих в своей конструкции трассер и рули в одной плоскости, позволяет:

- повысить вероятность встреливания в поле зрения прибора наведения;

- повысить эффективность динамики полета УР на начальном участке;

- и, как следствие, эффективность ПТРК в целом.

Источники информации

1. ПТУРС 9М115: Техническое описание 9К115. - М.: Военное издательство МО СССР, 1978 г.

Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере, содержащая рули, стартовый и маршевый двигатели, блок стабилизатора, состоящий из упругих консолей, сложенных вокруг корпуса, на одной из которых закреплен трассер, установленный в плоскости, проходящей через ось контейнера и продольную ось трассера и смещенной от вертикальной плоскости симметрии, отличающийся тем, что углы смещения плоскостей установки трассера и рулей от вертикальной плоскости симметрии со стороны хвостовой части ракеты находятся в диапазонах 50÷70 градусов в направлении против часовой стрелки и 30÷60 градусов в направлении по часовой стрелке соответственно, при этом масса трассера составляет 0,0075÷0,015 массы ракеты.