УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Российский патент 2007 года по МПК F42B15/00 

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

Известен управляемый реактивный снаряд 9М113 противотанкового ракетного комплекса (ПТРК) "Конкурс", принятый за прототип ([1] Управляемый реактивный снаряд 9М113. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат, 1974). Конструктивно прототип (фиг.1) состоит из отсека управления (1), боевой части (2), разгонно-маршевой двигательной установки (3) и аппаратурного отсека, включающий корпус (4), внутри которого расположена бортовая аппаратура управления, катушку проводной линии связи (5) и бортовой источник излучения лампу-фару (6). На корпусе аппаратурного отсека крепятся лопасти (7), обеспечивающие стабилизацию ракеты в полете. Лопасти при расположении ракеты в контейнере находятся в сложенном вокруг корпуса аппаратурного отсека положении и удерживаются двумя полухомутами, которые предназначены для задержки раскрытия лопастей при выходе ракеты из контейнера с целью исключения обрыва троса проводной линии связи. Внутри корпуса аппаратурного отсека располагается бортовая аппаратура управления.

Данная конструкция управляемого снаряда не позволяет размещать бортовой источник излучения нигде, кроме как в донной части корпуса снаряда, в то время как классические требования командной полуавтоматической системы управления в современных условиях развития противотанковых комплексов предполагают размещение бортового источника излучения управляемого снаряда в пространстве на оптимальном расстоянии от корпуса снаряда. Это характерно для вращающихся по крену управляемых снарядов, не имеющих в составе бортовой аппаратуры управления гироскопических датчиков. Для устойчивого наведения таких управляемых снарядов на цель очень важно точно выделять текущий угол крена по пространственному положению бортового источника излучения, смещенного относительной продольной оси управляемой ракеты. Размещение бортового источника возможно либо на корпусе ракеты, либо на консоли стабилизатора. Фиксация бортового источника излучения на определенном расстоянии от корпуса ракеты вызовет непреодолимые конструктивные сложности при укладке консолей стабилизаторов, что повлечет за собой однозначное увеличение габаритов транспортно-пускового контейнера, а следовательно, габаритов и массы всего комплекса. Если бортовой источник излучения располагать под консолью стабилизатора и крепить его к ней, то при нахождении управляемого снаряда в контейнере сложенная консоль стабилизатора, под которой находится бортовой источник излучения, может быть повреждена, так как при складывании стабилизаторов консоль прижимает бортовой источник излучения к корпусу снаряда. При увеличенном усилии консоль стабилизатора может быть погнута, что впоследствии при выходе снаряда из контейнера может привести к потере устойчивого управления снарядом на траектории и, в конечном счете, не позволить выполнить боевую задачу.

Технической задачей данного изобретения является расширение возможности применения УР с бортовым источником излучения, который в полете будет располагаться на определенном расстоянии от ее продольной оси, повышение точности наведения УР на цель с одновременным повышением надежности эффективности боевой работы УР.

Поставленная техническая задача решается тем, что в управляемую ракету, содержащую последовательно расположенные отсек управления, разгонно-маршевый двигатель, боевую часть, хвостовой отсек с консолями стабилизаторов, бортовым источником излучения и катушкой проводной линии связи, дополнительно введены опоры для установки консолей стабилизаторов, причем количество опор соответствует числу консолей стабилизаторов, при этом каждая из опор закреплена к корпусу управляемой ракеты таким образом, что продольная ось опоры составляет с продольной осью управляемой ракеты острый угол, в передней и задней части опор выполнены два прямоугольных паза, при этом в нижнем основании каждой из консолей стабилизаторов закреплены две накладки и образованы два полукруглых выступа, которые входят в пазы опор, причем диаметральная высота опор превосходит наружный диаметр катушки проводной линии связи, а длина опор соизмерима с длиной нижней кромки консоли стабилизатора.

В предлагаемой конструкции продольная ось опоры составляет с продольной осью управляемой ракеты оптимальный острый угол 1-3°, подобранный экспериментальным путем.

Графические материалы, поясняющие принцип действия предлагаемого технического решения, приведены на фиг.2÷7.

На фиг.2 приведена схема конструкции УР. На фиг.3 изображен внешний вид УР в ТПК со сложенными консолями и бортовым источником излучения, находящимся между корпусом УР и консолью, при этом сами консоли сложены поверх опор. На фиг.4 изображен внешний вид блока стабилизаторов УР в полете с раскрытой консолью, на которой закреплен бортовой источник излучения. На фиг.5 изображен внешний вид консоли стабилизатора. На фиг.6 изображен вид сверху опоры с консолью стабилизаторов. На фиг.7 изображен внешний вид консоли стабилизатора.

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

- отсека управления с рулями 1;

- маршевого двигателя 3;

- боевой части 2;

- блока стабилизаторов, состоящего из упругих консолей 7, установленных на опоры 8, при этом к одной из консолей прикреплен бортовой источник излучения (трассер) 6;

- стартового двигателя 4, на корпусе которого располагается блок стабилизаторов и катушка 5 проводной линии связи.

На корпусе УР (фиг.4) устанавливаются опоры (8), соответствующие числу консолей стабилизаторов. Каждая из опор крепится к корпусу УР и однозначно позиционируется относительно ее продольной оси. Крепление опор осуществляется при помощи стандартных крепежных элементов. В основании каждой консоли (фиг.5) с каждой стороны присоединены две накладки (9) и имеются пазы (10), в которые вставляются скобы (11), с помощью которых консоль крепится к опоре. К опоре крепится пружинная защелка, удерживающая консоль от складывания в полете. Кроме того, в передней и задней части опоры выполнены (фиг.6) два прямоугольных паза (12), в которые входят (фиг.7) выступы консоли (13), обеспечивая фиксацию передней и задней кромок консоли на опоре, а также осуществляя определенное позиционирование консоли стабилизатора в раскрытом виде относительно продольной оси УР. В предлагаемой конструкции продольная ось опоры составляет с продольной осью управляемой ракеты оптимальный острый угол 1-3°. Данное значение острого угла подобрано экспериментальным путем.

УР до старта размещается в ТПК (фиг.3). Консоли стабилизатора (7) сложены вокруг корпуса стартового двигателя поверх опор (8). Бортовой источник излучения (6) крепится на одной из консолей (7) блока стабилизаторов. В сложенном состоянии бортовой источник излучения находится между двух соседних опор, а также между консолью стабилизатора, на которой он закреплен и корпусом УР. После старта УР и ее выхода из ТПК консоли стабилизатора (7) под действием упругих сил раскрываются. После раскрытия консоли стабилизатора бортовой источник излучения фиксируется на верхней кромке консоли стабилизатора и остается в таком положении до конца полета УР.

Консоли стабилизаторов в предлагаемой конструкции аналогичны прототипу. В качестве бортового источника излучения может быть использован пиротехнический трассер.

Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить расположение бортового источника излучения между консолью и корпусом УР при нахождении УР в контейнере, а в полете - надежную фиксацию бортового источника излучения на верхней кромке консоли практически сразу (через 0,05 с) после выхода УР из ТПК, постоянное на всем протяжении полета УР диаметральное отклонение бортового источника излучения от продольной оси УР - база источника и минимизировать влияние конструкции опор и механизма крепления источника излучения на внутренний диаметр ТПК.

Кроме того, заданное положение консоли стабилизатора под острым углом 1-3° относительно продольной оси УР обеспечивает интенсивную раскрутку ракеты в полете с заданным числом оборотов.

Применение предлагаемого технического решения на малогабаритных вращающихся по крену УР, имеющих в своей конструкции бортовой источник излучения и запускаемых их ТПК, позволяет:

- применить ТПК минимальных размеров, определяемых лишь габаритами бортового источника излучения и толщиной укладки консолей стабилизатора.

- обеспечить постоянное диаметральное удаление источника излучения относительно продольной оси ракеты;

- повысить надежность наведения УР на цель.

Источники информации

1. Управляемый реактивный снаряд 9М113. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат, 1974) - прототип.

Изобретение относится к области вооружения. Управляемая ракета содержит последовательно расположенные отсек управления, разгонно-маршевый двигатель, боевую часть, хвостовой отсек с консолями стабилизаторов, бортовым источником излучения и катушкой проводной линии связи. В ракету дополнительно введены опоры для установки консолей стабилизаторов. Количество опор соответствует числу консолей стабилизаторов. Каждая из опор закреплена к корпусу управляемой ракеты таким образом, что продольная ось опоры составляет с продольной осью управляемой ракеты острый угол. В передней и задней части опор выполнены два прямоугольных паза. В нижнем основании каждой из консолей стабилизаторов закреплены две накладки и образованы два полукруглых выступа, которые входят в пазы опор. Диаметральная высота опор превосходит наружный диаметр катушки проводной линии связи. Длина опор соизмерима с длиной нижней кромки консоли стабилизатора. При использовании изобретения повышается точность наведения управляемой ракеты на цель. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Управляемая ракета, содержащая последовательно расположенные отсек управления, разгонно-маршевый двигатель, боевую часть, хвостовой отсек с консолями стабилизаторов, бортовым источником излучения и катушкой проводной линии связи, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены опоры для установки консолей стабилизаторов, причем количество опор соответствует числу консолей стабилизаторов, при этом каждая из опор закреплена на корпусе управляемой ракеты таким образом, что продольная ось опоры составляет с продольной осью управляемой ракеты острый угол, в передней и задней части опор выполнены два прямоугольных паза, в нижнем основании каждой из консолей стабилизаторов закреплены две накладки и образованы два полукруглых выступа, входящие в пазы опор, причем диаметральная высота опор превосходит наружный диаметр катушки проводной линии связи, а длина опор соизмерима с длиной нижней кромки консоли стабилизатора.2. Управляемая ракета по п.1, отличающаяся тем, что продольная ось опоры составляет с продольной осью управляемой ракеты оптимальный острый угол 1-3°.