СПОСОБ ОТДЕЛЕНИЯ НОСОВОГО БЛОКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 2003 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к военной технике, в частности к управляемым боеприпасам с головками самонаведения (ГСН).

Известен способ отделения баллистического колпака управляемого артиллерийского снаряда [1], являющийся аналогом предложенного способа и заключающийся в том, что разрушают элементы связи баллистического колпака с корпусом снаряда, перемещают его в осевом направлении и уводят в сторону от траектории движения снаряда за счет смещения центра масс колпака относительно его продольной оси и вращения снаряда. При этом боковое движение колпака определяется двумя факторами: во-первых, начальной боковой скоростью, вызванной вращением снаряда в момент отделения, и несимметрией, возникающей за счет смещения центра масс поршня и, во-вторых, боковой силой, возникающей из-за появления угла атаки, вызванного моментом силы лобового сопротивления, причем отделившийся колпак сохраняет угловую скорость снаряда.

Недостатком данного способа является то, что чем больше начальная боковая скорость, тем больше из-за вращения осредняется боковая аэродинамическая сила, при этом момент от несимметрии аэродинамических сил направлен случайным образом и может привести к уменьшения начального угла атаки колпака. В результате не исключается пересечение траекторий баллистического колпака после отделения и снаряда на участке самонаведения. В частности, при некоторых углах атаки возможно соударение колпака с носовой частью корпуса снаряда или с его наружными органами управления и их повреждение, что резко снижает надежность функционирования снаряда и может привести к отказу в его работе.

Конструкция, реализующая этот способ, состоит из управляемого снаряда и баллистического колпака, включающего подвижный полый корпус и неподвижный поршень, в кольцевой полости между которыми, организована рабочая камера высокого давления, при этом электровоспламенитель размещен в эксцентричном приливе поршня, что позволяет сместить центр масс колпака относительно его продольной оси.

Известен также способ увода баллистического колпака [2], который можно принять за прототип. Способ заключается в том, что разрушают элементы связи баллистического колпака с корпусом снаряда, перемещают его в осевом направлении и уводят в сторону от траектории движения снаряда боковой реактивной силой. Данный способ реализуется конструкцией управляемого артиллерийского снаряда, у которого в коническом полом корпусе отделяемого баллистического колпака выполнено сквозное боковое отверстие, перекрытое центральной вставкой с перпендикулярной оси снаряда камерой высокого давления под электровоспламенитель и пороховой заряд. Устройство работает следующим образом. Под воздействием давления пороховых газов происходит разрушение винтов, крепящих баллистический колпак к снаряду, корпус перемещается в осевом направлении относительно неподвижной центральной вставки, открывая боковое отверстие в корпусе. Затем движущийся корпус захватывает центральную вставку, вовлекая ее в движение в осевом направлении, и под действием боковой реактивной силы уходит с траектории полета снаряда.

Недостатком данного способа отделения баллистического колпака и последующего увода с траектории полета снаряда является то, что действие боковой реактивной силы носит кратковременный характер, причем направление ее действия по отношению к углу атаки снаряда реализуется произвольным образом, в результате чего не исключается пересечение траекторий баллистического колпака после отделения и снаряда на участке самонаведения, что при определенном соотношении их скоростей полета может привести к соударению. Надежное функционирование системы отделения ограничивается небольшим диапазоном скоростей снаряда и малыми углами атаки снаряда в момент отделения.

Задачей изобретения является повышение надежности функционирования управляемой ракеты (УР) в момент отделения носового блока при расширенном диапазоне скоростей полета и возможных углов атаки. Задача решается путем организации такой траектории полета носового блока после отделения, при которой исключается ее пересечение с траекторией полета ракеты.

Сущность предлагаемого способа отделения носового блока управляемой ракеты с ГСН заключается в том, что разрушают элементы связи носового блока с корпусом ракеты, перемещают его в осевом направлении и уводят с траектории полета ракеты действием боковой силы. Новым, по сравнению с прототипом, является то, что увод осуществляют действием поперечной результирующей аэродинамических сил, возникающих на боковой поверхности блока и аэродинамических рулях за счет поворота рулей вокруг оси в момент отделения и последующего разворота блока рулями на угол атаки с набегающим потоком воздуха. При этом боковая аэродинамическая сила реализуется в плоскости угла атаки УР и всегда направлена в сторону от траектории полета ракеты. В результате исключается пересечение траекторий носового блока и УР после разделения.

Управляемая ракета с ГСН, реализующая предлагаемый способ отделения носового блока, содержит закрепленный на корпусе ракеты разрушаемыми элементами носовой блок с телескопическим устройством отделения, поршень которого снабжен пиротехническим устройством, при этом новым является то, что корпус носового блока выполнен в виде тонкостенного обтекателя оживальной формы, жестко скрепленного с цилиндром, продольная ось которого совпадает с продольной осью ракеты, при этом в плоскости симметрии носового блока установлена с возможностью угловых перемещений пара рулей на общей оси, размещенной перпендикулярно продольной оси ракеты, причем ось рулей расположена впереди центра тяжести носового блока, но позади собственного аэродинамического центра давления рулей, снабжена ограничителем угловых перемещений и зафиксирована от поворота штоком с возможностью расцепления с ним, при этом шток жестко скреплен с упором, который неподвижно закреплен на поршне и установлен соосно продольной оси ракеты впереди цилиндра на расстоянии, не меньшем величины взаимного перекрытия оси рулей штоком. Предложенное устройство позволяет, за счет поворота рулей вокруг оси в момент отделения, создать постоянно действующий в поперечной плоскости момент сил, разворачивающий носовой блок на угол атаки с набегающим потоком воздуха. Возникающая при этом боковая аэродинамическая сила уводит носовой блок в сторону от траектории УР, обеспечивая надежное безударное отделение носового блока от ракеты при расширенном диапазоне скоростей полета и возможных углов атаки.

Способ отделения носового блока управляемой ракеты с головкой самонаведения и устройство для его осуществления поясняются чертежом, где на фиг.1 представлена схема отделения блока носового и увода его с траектории полета ракеты, на фиг.2 изображен общий вид управляемой ракеты, а на фиг.3 приведен выносной элемент "А" с увеличенным изображением носовой части ракеты.

Особенностью предлагаемого способа отделения носового блока управляемой ракеты с ГСН является то, что после разрушения элементов связи носового блока с корпусом ракеты и перемещения его в осевом направлении боковая аэродинамическая сила, уводящая носовой блок с направления движения ракеты, создается за счет поворота рулей набегающим потоком воздуха вокруг оси вращения "Б", расположенной сзади центра давления аэродинамических сил на руле "Г". Этот поворот осуществляется всегда в сторону увеличения угла атаки. Рули, в свою очередь, создают момент сил, разворачивающий весь блок на угол атаки, или, если носовой блок имел начальный угол атаки в составе ракеты, в сторону увеличения начального угла атаки, за счет чего увеличивается величина боковой аэродинамической силы и, соответственно, скорость бокового движения.

Управляемая ракета 1 с головкой самонаведения 2 содержит в носовой части закрепленый с помощью разрывных винтов 3 носовой блок 4, состоящий из наконечника 5, корпуса 6, цилиндра 7 и поршня 8. Корпус носового блока выполнен в виде тонкостенного обтекателя оживальной формы, жестко скрепленного с цилиндром, продольная ось которого совпадает с продольной осью ракеты, при этом в плоскости симметрии носового блока установлена с возможностью угловых перемещений пара рулей 9, объединенных общей осью 10, размещенной перпендикулярно продольной оси ракеты, причем ось рулей "Б" расположена впереди центра тяжести блока носового "В", но позади собственного аэродинамического центра давления рулей "Г", снабжена ограничителем угловых перемещений 11 и зафиксирована от поворота штоком 12 с возможностью расцепления с ним, при этом шток жестко скреплен с упором 13, который неподвижно закреплен на поршне с помощью шпилек 14, проходящих через отверстия "Д" в цилиндре. Причем упор установлен соосно продольной оси ракеты впереди цилиндра на расстоянии "Е", не меньшем величины взаимного перекрытия оси рулей штоком "Ж". В поршне имеется отверстие с резьбой, в котором размещен электровоспламенитель 15. Рабочая камера высокого давления "И" образована между цилиндром и поршнем и герметизирована резиновым уплотнительным кольцом 16.

Работа управляемой ракеты с головкой самонаведения и отделяемым носовым блоком заключается в следующем. До отделения носового блока аэродинамические рули 9 зафиксированы штоком 12 в продольном положении. При выходе ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения бортовая электронная аппаратура подает электрический импульс на электровоспламенитель 15. В рабочей камере "И" образуется давление газов, воздействующее на цилиндр 7 и поршень 8. При достижении определенного давления разрушаются винты 3, крепящие носовой блок 4 к ракете 1, поршень прижимается к ГСН 2, а цилиндр с корпусом 6 и наконечником 5 начинают движение относительно ракеты вперед, при этом неподвижно соединенный с поршнем шток 12 выходит из зацепления с осью 10, рули 9 расфиксируются и, так как ось рулей "Б" расположена сзади собственного центра давления аэродинамических сил "Г", под действием набегающего потока поворачиваются до упора ограничителя угловых перемещений 11 во внутреннюю поверхность наконечника. Поворот рулей осуществляется в сторону увеличения угла атаки. После соударения цилиндра с упором 13 движущийся корпус захватывает поршень, и носовой блок отделяется в продольном направлении от ракеты, а пара рулей создает момент сил, обеспечивающий разворот блока на угол атаки с набегающим потоком воздуха, и поперечная результирующая аэродинамических сил, возникающих на боковой поверхности блока и аэродинамических рулях, уводит носовой блок с траектории полета ракеты.

Таким образом, предлагаемый способ отделения носового блока управляемой ракеты с головкой самонаведения и устройство для его осуществления, по сравнению с известными, существенно повышает надежность функционирования ракеты в момент отделения носового блока при расширенном диапазоне скоростей полета и возможных углов атаки, за счет организации такой траектории полета носового блока после отделения, при которой исключается ее пересечение с траекторией полета ракеты.

Источники информации
1. Патент России 2089837, кл. F 42 В 15/00, 1995, аналог.

2. Патент России 2072096, кл. F 42 В 15/00, 1993, прототип.

Изобретения относятся к военной технике, в частности к управляемым боеприпасам. Согласно способу элементы связи носового блока с корпусом ракеты разрушают, перемещают носовой блок в осевом направлении и воздействуют на него боковой силой для увода с траектории полета. Увод осуществляется за счет поворота рулей вокруг оси в момент отделения и последующего разворота блока рулями на угол атаки с набегающим потоком воздуха. Корпус носового блока ракеты выполнен в виде тонкостенного обтекателя оживальной формы, жестко скрепленного с цилиндром, продольная ось которого совпадает с осью ракеты. В плоскости симметрии носового блока установлена с возможностью угловых перемещений пара рулей на общей оси. Ось рулей расположена впереди центра тяжести носового блока, но позади собственного аэродинамического центра давления рулей, снабжена ограничителем угловых перемещений и зафиксирована от поворота штоком. Шток жестко скреплен с упором, неподвижно закрепленным на поршне и установленным соосно продольной оси ракеты впереди цилиндра. Осуществление изобретений позволяет повысить надежность функционирования управляемой ракеты в момент отделения носового блока при расширенном диапазоне скоростей полета и возможных углов атаки. 2 с.п. ф-лы., 3 ил.

1. Способ отделения носового блока управляемой ракеты с головкой самонаведения, заключающийся в том, что разрушают элементы связи носового блока с корпусом ракеты, перемещают его в осевом направлении, воздействуют на носовой блок боковой силой для увода с траектории полета ракеты, отличающийся тем, что увод осуществляют действием поперечной результирующей аэродинамических сил, возникающих на боковой поверхности блока и аэродинамических рулях за счет поворота рулей вокруг оси в момент отделения и последующего разворота блока рулями на угол атаки с набегающим потоком воздуха. 2. Управляемая ракета с головкой самонаведения, содержащая закрепленный на корпусе ракеты разрушаемыми элементами носовой блок с телескопическим устройством отделения, поршень которого снабжен приротехническим устройством, отличающаяся тем, что корпус носового блока выполнен в виде тонкостенного обтекателя оживальной формы, жестко скрепленного с цилиндром, продольная ось которого совпадает с продольной осью ракеты, при этом в плоскости симметрии носового блока установлена с возможностью угловых перемещений пара рулей на общей оси, размещенной перпендикулярно продольной оси ракеты, причем ось рулей расположена впереди центра тяжести носового блока, но позади собственного аэродинамического центра давления рулей, снабжена ограничителем угловых перемещений и зафиксирована от поворота штоком с возможностью расцепления с ним, при этом шток жестко скреплен с упором, который неподвижно закреплен на поршне и установлен соосно продольной оси ракеты впереди цилиндра на расстоянии, не меньшем величины взаимного перекрытия оси рулей штоком.