СПОСОБ НАЗЕМНОГО ИЛИ НАДВОДНОГО СТАРТА РАКЕТЫ С СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 1997 года по МПК F41F3/04 

Настоящее предложение относится к области ракетной техники и описывает новый способ наземного или надводного старта ракеты с системой управления.

Известные в настоящее время способы старта ракет с системой управления в основном базируются на старте ракет из пусковой установки, которая установлена и закреплена на носителе. В процессе выхода ракеты из пусковой установки механическая связь ее с носителем может либо сохраняться, либо видоизменяться, но обязательно должна существовать.

Пусковая установка может находиться в транспортном положении, а перед стартом ракеты переводиться в стартовое (например, РК "Редут"; РК-55; ЗРК "Круг"; ЗРК "Куб"; С-300В и др.). [1, с. 51, 52, 89, 91, 95]
Возможно стационарное размещение пусковой установки на носителе под определенным углом наклона к плоскости горизонта (например, большинство корабельных установок).

Способы старта ракет, используемые во всех вышеназванных вариантах, основаны на том, что ракета стартует из пусковой установки, имеющей механическую связь с носителем или (и) с поверхностью, на которой он находится. Очевидно, что при этом возможность старта ракеты определяется как состояние носителя (исправность носителя, поворотно-подъемного механизма и т.д.), так и состоянием поверхности, на которой он находится (прочность грунта, уклон и т.д. в случае наземного старта, а в случае надводного старта - бальность моря).

Указанные факторы ограничивают область применения ракетного оружия и снижают его мобильность и боевую живучесть.

Рассмотрим в качестве примера способ старта, изображенный на фиг. 1 и описанный в книге Б.И.Родионов, Н.Н.Новичков. Крылатые ракеты в морском бою. М: Воениздат, 1987, с. 29.

Ракета 1 стартует из пусковой установки 2, жестко закрепленной на носителе 3 под углом θ к плоскости горизонта. Носитель находится на поверхности 4. Старт может происходить при движении носителя на поверхности.

Ракета выходит из пусковой установки ПУ под действием тяги двигателя ракеты, обеспечивающей движение ее относительно ПУ, находящейся на носителе.

Из-за движения носителя по негладкой и нестационарной поверхности в момент выхода из ПУ конструкция ракеты нагружается силами реакции от перемещающейся совместно с носителем ПУ, величины которых формируют расчетный случай на прочность конструкции ракет. Как правило, в целях сокращения веса ракеты в этом случае вводится ограничение на качество поверхности (например, по балльности моря) в момент старта.

Кроме этого, для обеспечения безопасности старта и не приводнения ракеты после выхода из ПУ в штормовых условиях угол q вынуждены делать по возможности большим, что в, свою очередь, приводит к высокому расположению центра масс ПУ и снижает устойчивость носителя на негладкой и нестационарной поверхности.

Таким образом, способ старта ракеты, накладывает ограничения на качество поверхности, на которой находится носитель и снижает мобильность и боевую живучесть ракетного комплекса.

Известны способы старта ракеты из пусковой установки, размещенной на корабле или наземном транспортном средстве. Старт может осуществляться при движении носителя. Ракета выходит из пусковой установки (ПУ) под действием тяги двигателя ракеты, обеспечивающей движение ее относительно ПУ, находящейся на носителе [2]
Известные способы старта сокращают область применения ракетного оружия из -за ограничений, накладываемых на эту область состоянием носителя и поверхности, на которой он находится. Создание перспективных ракетных комплексов требует постоянного совершенствования способов старта в целях обеспечения возможно большей области применения за счет исключения возможно большего числа ограничений при условии обеспечения высоких летно -технических характеристик ракеты.

Расширение области применения повышает мобильность и боевую живучесть ракетного комплекса. Отсюда следует, что наилучшим способом старта ракеты будет тот, который позволит эффективно применить ракетное оружие при любых состояниях носителя и поверхности, на которой он будет находиться.

Для достижения этого предлагается старт ракеты с системой управления разделить на три части: отделение пусковой установки (ПУ) от носителя путем подброса ее в воздух, стабилизация, разворот и управление системой "ПУ - ракета" в процессе подброса, и выход ракеты из ПУ, находящейся в воздухе, путем их расталкивания.

Такой способ старта напоминает подачу мяча в спортивных играх, когда игрок для введения мяча в игру сначала его подбрасывает, а затем наносит по нему удар.

Учитывая спортивные ассоциации, возникающие при рассмотрении этого способа, и то обстоятельство, что старт ракеты происходит как бы сверху, а также учитывая, что предложение относится к области ракетного оружия, предлагаемый способ старта можно назвать способом по типу "Smash" (уничтожить неприятеля, сильный удар сверху).

Для примера приведем количественную оценку потребных усилий для свободного перемещения ПУ с ракетой в направлении, противоположном действию гравитационных сил.

Предположим, что масса ПУ с ракетой равна 4000 кг, длина 8000 мм, диаметр 700 мм.

Для обеспечения безопасности носителя примем, что выход ракеты из ПУ, находящейся в воздухе, должен происходить на расстоянии 15 м сзади носителя и на высоте 20 м.

Примем, что от момента подброса ПУ до выхода ракеты из нее должно пройти время порядка 2 с.

Исходя из принятых условий усилие для выброса должно составлять порядка 3000 кг в горизонтальном и 8000 кг в вертикальном направлениях. При этом скорость ПУ в момент выхода ракеты будет порядка 25 м/с.

Если предположить, что для создания усилия будет использован реактивный двигатель твердого топлива, то потребная его тяга должна составлять 8500 кг, вектор ее направлен в центр масс ПУ с ракетой, а угол установки сопла относительно вертикальной плоскости равен 20^o.

Запас твердого топлива такого двигателя составит величину:

где R тяга двигателя; t время его работы;
j -единичный импульс двигателя, с.

Объем двигателя составит величину:

где V_т плотность топлива, кг/м³; K_з коэффициент заполнения.

Примем, что диаметр двигателя равен 0,3 м, тогда его длина будет порядка 0,85 м.

Полученная оценка габаритов двигателя с учетом геометрических характеристик ПУ показывает реальность достижения заданных параметров по дальности и высоте от носителя на момент выхода ракеты из ПУ.

Следует отметить, что после подброса ПУ на нее будут действовать возмущения как вызванные пространственным перемещением носителя (начальные условия), так и приобретенные от погрешности передачи подбрасывающей силы. Например, погрешности установки двигателей увода.

Для парирования этих возмущений в целях стабилизации ПУ с ракетой в процессе подброса предлагается использовать систему автопилотирования и инерциальной навигации ракеты.

Величины угловых скоростей относительно плоскостей стабилизации системы "ПУ ракета" фиксируются датчиками угловых скоростей, размещенных в приборном отсеке ракеты и поступают в бортовой компьютер.

Кроме этого, для обеспечения заданного пространственного положения ПУ на момент начала относительно движения ракеты также используется система автопилотирования и инерциальной навигации ракеты. Эта задача решается совместно с задачей стабилизации ПУ с ракетой.

В бортовом компьютере по специальному алгоритму вырабатывается суммарный управляющий сигнал, исходя из условия стабилизации системы "ПУ ракета" и обеспечения заданного до старта пространственного положения ее на момент начала движения ракеты относительно ПУ.

Суммарный управляющий сигнал поступает в аппаратуру управления включением устройств, расположенных на ПУ.

Устройства создают кратковременные импульсы сил, обеспечивая необходимые управляющие моменты сил относительно центра масс ПУ с ракетой для парирования указанных возмущений и обеспечения заданного пространственного положения.

Исполнительными устройствами могут быть, например, реактивные двигатели.

Для примера приведем количественную оценку массовых характеристик реактивных двигателей. Для решения задачи стабилизации и разворота ПУ воспользуемся вышеприведенным примером.

Пусть моменты инерции ПУ с ракетой относительно центральных осей OY и OZ равны, J_y J_z 16000 кг• м², а момент инерции ПУ с ракетой относительно центральной оси O_x, J_x 123 кг• м².

Примем, что погрешность установки двигателя увода относительно центра масс по крену составляет 2 мм, тогда
M_возм 8500•0,002 17 кгм
Тогда тяга реактивного двигателя составит 50 кг.

Предположим, что действие этой силы для компенсации возмущения по крену будет продолжаться в течение одной секунды, тогда запас твердого топлива составит 0,25 кг.

Предположим, что подброс ПУ с ракетой осуществляется с поверхности носителя, имеющей угловую скорость в вертикальной плоскости, равную 1,4 с^-1. Для парирования этого возмущения необходимо иметь управляющий момент, равный 2300 кгм, а тягу 575 кг. Запас твердого топлива составит величину 5,7 кг.

Допустим, что в горизонтальной плоскости возмущение аналогично вертикальной. Тогда запас твердого топлива, необходимого для парирования возмущения в горизонтальной плоскости, будет равен 5,7 кг.

Допустим, что потребный разворот в горизонтальной и вертикальной плоскостях составляет 180^o. Тогда, потребный запас твердого топлива для его осуществления составит 6 кг для каждой из указанных плоскостей.

Таким образом, суммируя потребные запасы твердого топлива для стабилизации и разворота ПУ с ракетой и, учитывая необходимость удвоения этого запаса из-за специфики использования реактивных двигателей твердого топлива, получим:
G_т 2(0,25+5,7+5,7+6,0+6,0) 47,8 кг.

Потребный объем для размещения этого топлива составит 0,035 м³, что составляет порядка 1% от объема ПУ с ракетой.

Следует отметить, что в приведенных примерах суммарный вес двигателя увода, разворота и стабилизации составляет величину порядка 200 кг, что существенно меньше веса подъемно-поворотных механизмов современных ПУ.

Приведенные примеры показывают реальность предлагаемого способа старта.

Предлагаемый способ наземного или надводного старта ракеты с системой управления показан на фиг. 2.

Носитель 1 с ПУ 2 и ракетой 3 находится на поверхности 4.

По команде "Старт" на ПУ с ракеты начинает действовать сила F, обеспечивающая свободное перемещение ПУ в направлении, противоположном действию гравитационных сил G.

Имея заданные условия пространственного положения ПУ с ракетой на момент начала движения ракеты относительно ПУ (например, угол θ ), а также зная фактические значения угловых скоростей w_x, ω_y, ω_z бортовой компьютер ракеты формирует суммарные управляющие сигналы по каждой плоскости стабилизации YOZ, YOX, XOZ.

Указанные сигналы вызывают действия кратковременных импульсов сил F_y1, F_y2, F_x1, F_x2, F_z1, F_z2 таким образом, чтобы парировать возмущения, действующие на ПУ с ракетой, стремясь обеспечить минимальные угловые скорости и добиться заданного угла θ
В момент достижения заданной ориентации ПУ с ракетой бортовая аппаратура ракеты вырабатывает сигнал, по которому осуществляется запуск двигателя ракеты и начинается ее движение относительно ПУ.

Предлагаемый способ старта позволяет применять ракетный комплекс независимо от состояния носителя и при любом качестве поверхности, на которой он находится.

Это становится возможным вследствие отсутствия каких-либо связей ПУ с носителем после подброса ее в воздух.

Появляется возможность производить старт из транспортного горизонтального положения в условиях перемещения носителя, как в боевом состоянии, так и в состоянии перебазирования, обеспечивая при этом в начальный момент полета любой угол тангажа ракеты, вплоть до 90^o, независимо от исходного положения ПУ в пространстве.

Таким качеством не обладает ни один из известных способов старта.

При размещении ракетного комплекса на корабле этот способ позволяет реализовать подпалубное размещение ПУ при их горизонтальном положении, что повышает боевую живучесть комплекса даже при его использовании на малых ракетных кораблях.

Становится проще и безопаснее решать задачу аварийного выброса ракет.

Повышение боевой живучести связано с возможностью применять ракетный комплекс в условиях повреждения наземного носителя.

Таким образом, способ наземного или надводного старта ракеты с системой управления, основанный на использовании перемещения ПУ в стартовое положение без механических связей с носителем посредством силы (например, тяги двигателя), направление которой противоположно действию гравитационных сил, с последующим выходом ракеты из ПУ, находящейся в воздухе, позволяет повысить мобильность и боевую живучесть ракетного комплекса, а также расширить возможности его боевого применения.

ПУ ракет является одним из основных элементов комплекса ракетного вооружения и определяет такие важные параметры ракетного комплекса как мобильность и боевая живучесть.

Развитие техники привело к созданию ПУ, в которых ракета хранится, транспортируется и из которых стартует. Наиболее распространенным видом подобных устройств ПУ стал транспортно-пусковой контейнер (ТПК). Он представляет собой герметичную конструкцию цилиндрической формы, внутри которой размещается ракета на направляющих поверхностях. Такой тип ПУ использован во многих ракетных комплексах как тактического, так и стратегического назначений ("Пионер", "Тополь", "Редут", РК-55 и т.д.) [1, с. 22, 25, 51, 52]
Многие ПУ корабельных ракетных комплексов выполнены по аналогичной схеме (П-15, П-35, "Уран" и т.д.) [1, с. 57, 60, 65]
Все указанные типы ПУ представляют собой ТПК, механически связанный с носителем при старте ракеты.

Это обстоятельство ограничивает область применения ракетного комплекса из-за влияния на стартующую ракету качества поверхности, где находится носитель (уклон стартовой площадки, прочность грунта, балльность моря и т.д.).

Одной из удачных конструкций ПУ в настоящее время можно считать ПУ ракетного комплекса С-300В [1, с. 95]
ПУ размещена на гусеничном носителе 1 и содержит ТПК с ракетой 2, подъемный механизм 3, поворотную ферменную конструкцию 4, на которой установлен ТПК (см. фиг. 3).

В транспортном состоянии ТПК находится в горизонтальном положении. Для перевода ТПК в стартовое положение подъемный механизм осуществляет поворот ТПК с ракетой в вертикальное положение. В ПУ описанного типа, возможно, что при старте ракеты ТПК свободно перемещается в вертикальном направлении, осаживаясь на почве 5. Поперечные усилия, действующие на ТПК, воспринимаются узлами крепления и передаются на носитель.

Старт может осуществляться путем запуска порохового аккумулятора давления 6 и повышения давления в заданном пространстве 7.

Такая конструкция ПУ позволяет добиться минимального стартового воздействия на носитель, а вертикальное положение при старте обеспечивает возможность эффективно применять ракетный комплекс в любую сторону по азимуту при отсутствии на пусковой установке поворотного устройства в горизонтальной плоскости.

Эта ПУ не позволяет производить старт ракеты при движении носителя, при больших уклонах поверхности, на которой находится носитель, из транспортного положения ПУ. Имеет низкую устойчивость от возможных возмущений при нахождении ПУ с ракетой в стартовом положении из-за высокого расположения центра масс системы "носитель -ПУ".

В случае повреждения носителя (например, отказ его двигателя) отсутствует возможность перевода ПУ из транспортного положения в стартовое. Использование ракетного комплекса ограничено прочностью грунта стартовой площадки. Старт ракеты возможен только при вертикальном положении ПУ.

Указанные недостатки ограничивают область применения оружия, снижают мобильность и боевую живучесть ракетного комплекса, а также не позволяют обеспечивать старт ракеты под любым углом к плоскости горизонта при любом исходном положении ПУ.

С целью исключения указанных недостатков предлагается ПУ ракетных комплексов с наземным или надводным стартом, содержащая ТПК, систему увода ТПК с ракетой от носителя, систему разворота и стабилизации ТПК с ракетой в воздухе, систему разделения ТПК и ракеты.

На корпусе ТПК закреплена система увода его ракеты от носителя, выполненная, например, в виде реактивного двигателя, ось сопла которого расположена под углом к продольной оси ТПК, а также закреплена система стабилизации, разворота и управления ТПК с ракетой в воздухе, выполненная, например, в виде реактивных двигателей, оси сопел которых расположены поперек продольной оси ТПК, и содержащая устройства включения этих двигателей.

Предлагаемая ПУ основана на использовании и объединении научно -технического задела, имеющегося в следующих аналогичных направлениях:
решение задачи увода или разделения различных ступеней ракеты при их параллельном расположении;
решение проблемы разворота и стабилизации самолета вертикального взлета и посадки в воздухе при отсутствии подъемной силы крыла и неэффективности аэродинамических органов управления;
решение задачи разделения ракеты с капсулой в воздухе в случае размещения и хранения на носителе ракеты в капсуле и их совместного старта.

Предлагаемая ПУ представлена на фиг. 4, 5, 6.

На носителе 1 (автомобиль, корабль) находится ПУ, в которую входит:
ТПК 2 с опорными направляющими в виде цилиндрической поверхности;
система увода ТПК с ракетой от носителя в виде закрепленного на ТПК реактивного двигателя 3;
система разворота и стабилизации ТПК с ракетой в воздухе, представляющая из себя совокупность закрепленных на ТПК реактивных двигателей 4, 5, 6, оси сопел которых направлены поперек продольной оси ТПК, а также содержащая аппаратуру 7 управления включением этих двигателей;
системы разделения ТПК и ракеты в виде порохового аккумулятора давления 8, закрепленного внутри ТПК между задним торцем ракеты 9 и днищем 10.

По команде "Старт" производится запуск реактивного двигателя увода. Под действием тяги ТПК начинает свободно перемещаться в воздухе, не имея никаких связей с носителем.

Возмущения, действующие на ТПК и полученные из-за погрешности установки двигателя увода и определения центра масс 11, парируются за счет срабатывания двигателей разворота и стабилизации по крену 4, по тангажу 5, по курсу 6. Эти же двигатели обеспечивают заданные условия пространственного положения ТПК с ракетой на момент начала движения ракеты относительно ТПК.

Запуск этих двигателей осуществляется с помощью аппаратуры их включения, которая посредством электрических жгутов 12 соединена, с одной стороны, с двигателями, а с другой с бортовой аппаратурой системы управления ракеты.

Система разворота и стабилизации может быть построена на устройствах струйного управления.

После увода на безопасное расстояние от носителя, достижения потребного угла между осью ТПК и плоскостью горизонта и заданного азимута стрельбы происходит задействование порохового аккумулятора давления. В задонном пространстве ТПК повышается давление, возникает сила, отделяющая ТПК от ракеты. Запускается двигатель ракеты и начинается ее полет.

Предлагаемая ПУ лишена тех недостатков, которые присущи ПУ рассмотренного типа.

Предлагаемая ПУ позволяет производить старт:
при движении носителя;
при любых уклонах поверхности, на которой находится носитель;
из транспортного состояния носителя;
под любым углом к плоскости горизонта при любом исходном положении ПУ;
в случае повреждения носителя;
при любой прочности грунта;
с непосредственных стартовых позиций.

Использование предлагаемой ПУ в корабельном варианте безопаснее, чем вертикально установленные ПУ. К тому же, при старте нет ограничений по балльности моря. Гораздо проще решается задача обеспечения безопасного аварийного выброса ракет.

Учитывая указанные преимущества такого способа старта ракеты, а также устройства его реализации, можно предположить, что в дальнейшем этот способ станет широко распространенным способом старта ракет при наземном и морском базировании носителя и откроет возможности дальнейшего повышения эффективности ракетных комплексов.

Использование. Предложение относится к области ракетной техники и описывает новый способ наземного или надводного старта ракеты с системой управления и устройство его осуществления. Существо: для повышения мобильности и боевой живучести ракетных комплексов с наземным или надводным стартом предлагается осуществлять предварительный подброс пусковой установки (ПУ) с ракетой в воздух с последующими стабилизацией, разворотом и управлением ими и в дальнейшем выходом ракеты из ПУ. Для осуществления этого способа на корпусе пусковой установки установлены система увода ПУ с ракетой от носителя, система стабилизации, разворота и управления ПУ с ракетой. Предлагаемый способ и устройство его осуществления позволяют обеспечить старт ракеты под любым углом к плоскости горизонта при любом исходном положение ПУ с ракетой и независимо от состояния поверхности, на которой находится стартовая позиция. 2 с.п.ф-лы, 6 ил.

1. Способ наземного или надводного старта ракеты с системой управления, включающий выход ракеты из пусковой установки, например, под действием тяги двигателя, отличающийся тем, что осуществляют предварительный подбор пусковой установки с ракетой в воздух с последующими стабилизацией, разворотом и управлением ими, например, импульсными двигателями, тяга которых направлена поперек оси пусковой установки с ракетой. 2. Устройство для осуществления способа наземного или надводного старта ракеты с системой управления, включающее транспортно-пусковой контейнер с ракетой, закрепленный в горизонтальном положении на носителе, отличающееся тем, что на корпусе транспортно-пускового контейнера закреплена система увода его с ракетой от носителя, выполненная, например, в виде реактивного двигателя, ось сопла которого расположена под углом к продольной оси транспортно-пускового контейнера, а также закреплена система стабилизации, разворота и управления транспортно-пускового контейнера с ракетой в воздухе, выполненная, например, в виде реактивных двигателей, оси сопл которых расположены поперек продольной оси транспортно-пускового контейнера, и содержащая устройства включения этих двигателей.