УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Российский патент 1999 года по МПК F41F3/04 

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к малогабаритным управляемым ракетам с наведением по лазерному лучу, оснащенными стартовым твердотопливным реактивным двигателем, фотоприемным устройством и запускаемыми из трубчатых транспортно-пусковых контейнеров.

Управляемая ракета с наведением по лазерному лучу оснащается фотоприемным устройством, обращенным входным зрачком в сторону прибора наведения (пусковой установки), поэтому на борту ракеты оно располагается в хвостовой части, там же располагается и стартовый двигатель с его соплами. В связи с этим при запуске ракеты из транспортно-пускового контейнера возникает проблема воздействия газов стартового двигателя на оптические детали фотоприемного устройства. При пуске ракеты и включении стартового двигателя в закрытом объеме контейнера его пороховые газы попадают на оптические детали фотоприемного устройства, оставляя на них копоть и снижая светопропускание оптической системы. Чувствительность фотоприемного устройства падает, снижаются энергетические запасы в системе управления ракетой, что в конечном итоге может привести к потере управления ракетой в полете, т.е. снижается надежность ракеты.

Эта проблема разрешена при разработке ракеты Mapats [1] за счет того, что стартовый двигатель выполнен отделяемым после старта. До старта корпус стартового двигателя надежно перекрывает входной зрачок фотоприемника, исключая попадание на оптические детали газов стартового двигателя. Однако такое решение приводит к ухудшению массогабаритных характеристик ракеты в целом.

Прототипом предлагаемого изобретения является ракета Toledo [2], запускаемая из транспортно-пускового контейнера. В хвостовой части ракеты установлен фотоприемник и два малогабаритных стартовых ракетных двигателя. Недостатком прототипа является то, что при включении стартовых двигателей не исключается попадание пороховых газов на оптические элементы фотоприемного устройства, что снижает надежность управления ракетой по указанным выше причинам.

Техническим результатом изобретения является повышение надежности управляемой ракеты за счет предохранения оптических поверхностей фотоприемника от попадания на них пороховых газов стартового двигателя при пуске из транспортно-пускового контейнера.

Данная задача решается тем, что в ракете, размещенной в транспортно-пусковом контейнере, фотоприемное устройство, установленное рядом с соплами стартового двигателя, закрыто диском, скрепленным с корпусом фотоприемного устройства разрушаемой кольцевой обоймой, расположенной в зоне действия газовых струй стартового двигателя ракеты, между диском и фотоприемным устройством установлено торцевое уплотнение, а диаметр диска выполнен меньше наружного диаметра корпуса фотоприемного устройства.

Предлагаемое техническое решение поясняется чертежом (фиг. 1 - 4). На фиг. 1 изображена управляемая ракета 1, установленная в транспортно-пусковой контейнер 2. Торцы контейнера закрыты крышками 3. В хвостовой части ракеты расположен стартовый двигатель 4 с соплами 5. Между соплами стартового двигателя установлено фотоприемное устройство 6, корпус которого попадает в зону, обтекаемую газами стартового двигателя. На входной зрачок фотоприемного устройства установлен диск 7 (фиг. 2), скрепленный с корпусом фотоприемного устройства разрушаемой кольцевой обоймой 8, выступающей на корпусе в зону, обтекаемую газами стартового двигателя. Обойма скреплена с корпусом с помощью резьбы и может быть выполнена из пластмассы. Между корпусом фотоприемного устройства и диском установлено торцевое управление 9, например резиновая прокладка.

На фиг. 3 показано положение деталей при движении ракеты по контейнеру с включенным стартовым двигателем.

На фиг. 4 показана ракета в полете после выхода из контейнера и окончания работы стартового двигателя.

Управляемая ракета при старте работает следующим образом.

В транспортном положении ракета 1 (фиг. 1) установлена в транспортно-пусковом контейнере, торцы которого закрыты крышками 3. Входной зрачок фотоприемного устройства 6 с помощью торцевого уплотнения 9 (фиг. 2) герметично закрыт диском 7, скрепленным с корпусом фотоприемного устройства кольцевой обоймой 8. При включении стартового двигателя 4 в начальный момент его пороховые газы внутри объема контейнера создают давление, прижимающее диск к торцевому уплотнению 9 и сбрасывающее заднюю крышку 3 контейнера 2. Поток газов, истекающий из сопел стартового двигателя, обтекает кольцевую обойму 8 и воздействием скоростного напора разрушает ее. Однако за счет статического давления газов, действующего в застойной зоне за торцем фотоприемного устройства, диск удерживается на корпусе фотоприемного устройства, защищая его оптические поверхности от воздействия пороховых газов стартового двигателя 4 (фиг. 3). Так как внешний диаметр диска выполнен меньше наружного диаметра корпуса фотоприемного устройства 6, скоростной напор потока газов, истекающих из сопел 5 стартового двигателя 4, не воздействует на диск 7. При движении ракеты с работающим стартовым двигателем по контейнеру диск удерживается на корпусе фотоприемного устройства действием статического давления пороховых газов, защищая оптические поверхности фотоприемного устройства.

После окончания работы стартового двигателя уже ничто не удерживает диск 7 на фотоприемном устройстве 6 и под воздействием полетных перегрузок при движении ракеты после выхода из контейнера диск отделяется от корпуса фотоприемного устройства 6, открывая его (фиг. 4). В результате несмотря на то, что фотоприемное устройство на ракете установлено в зоне непосредственно обтекаемой пороховыми газами стартового двигателя 4, оптические поверхности фотоприемного устройства надежно защищены от воздействия пороховых газов.

Источники информации:
1. Журнал "Jane's Defense Weekly", 1985, V3, N 15.

2. Журнал "Military Technology", 1985, V9, N 11.

Изобретение относится к ракетной технике. Управляемая ракета с наведением по лазерному лучу размещена в транспортно-пусковом контейнере, содержит стартовый двигатель и фотоприемное устройство. Фотоприемное устройство закрыто диском, прикрепленным к корпусу разрушаемой кольцевой обоймой при воздействии на нее газовых струй стартового двигателя. Между диском и корпусом установлено торцевое уплотнение, а диаметр диска выполнен меньше наружного диаметра корпуса фотоприемного устройства. Изобретение позволяет повысить надежность управляемой ракеты за счет предохранения оптики фотоприемника от воздействия пороховых газов стартового двигателя. 4 ил.

Управляемая ракета с наведением по лазерному лучу, установленная в транспортно-пусковом контейнере и содержащая стартовый двигатель, фотоприемное устройство, отличающаяся тем, что фотоприемное устройство закрыто диском, скрепленным с корпусом фотоприемного устройства разрушаемой кольцевой обоймой, расположенной в зоне действия газовых струй стартового двигателя ракеты, между диском и фотоприемным устройством установлено торцевое уплотнение, а диаметр диска выполнен меньше наружного диаметра корпуса фотоприемного устройства.