УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Российский патент 2010 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к вращающимся управляемым ракетам комплексов ракетного вооружения, устанавливаемых как на наземных установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др.

Комплексы вооружения боевых машин позволяют повысить огневую мощь экипажей и десанта за счет установки артиллерийского вооружения (например, для боевой машины пехоты). Еще более возрастает огневая мощь таких машин за счет дополнения обычного артиллерийского вооружения управляемым ракетным. От эффективности управляемой ракеты и комплекса управляемого ракетного вооружения зависит эффективность комплекса вооружения боевой машины в целом.

Известна управляемая ракета танкового комплекса пушечно-ракетного вооружения, используемого для вооружения американских модернизированных основных боевых танков М60А2 и легких разведывательных танков «Шеридан» (см., например, книгу А.Н.Латухина «Противотанковое вооружение», Воениздат, МО СССР, М., 1974, с.223).

В этом комплексе управляемая ракета «Шиллела» встреливается в инфракрасный луч управления, посредством которого происходит наведение управляемой ракеты в цель. Одним из основных недостатков этой ракеты является то, что она наводится со значительными ошибками. Это объясняется с одной стороны низкой точностью системы наведения, являющейся результатом неучета многих факторов внешних условий, а с другой - ограниченной маневренностью ракеты и недостаточной помехозащищенностью. Например, во время оценочных испытаний были применены средства радиоэлектронного противодействия системе наведения, в результате - на первой же сотне метров полета ракеты управлялись с ошибками. Указывается также, что ракета «Шиллела» «…не оправдала возлагавшихся на нее надежд и не выдержала соревнования с противотанковыми пушками в точности стрельбы.» (см. журнал ФРГ «Soldat und Technik», 1971, № 11, с.654). Кроме того, максимальная дальность полета ракеты (3000 м), обеспечиваемая системой наведения, не удовлетворяет современным требованиям (не менее 4000 м), предъявляемым к системам наведения управляемых ракет (см. Березин С.М. Тенденции развития вооружения бронетанковой техники. Тула, КБП, сборник «Горизонты КБП», 1997, с.26-32).

Известна управляемая ракета комплекса управляемого вооружения боевой машины пехоты БМП-1 «Малютка» (см., например «Боевая машина пехоты», Техническое описание и инструкция по эксплуатации, Воениздат, МО, СССР, 1979, с.120-137). Управляемая ракета содержит двигательную установку, совмещенные с нею газодинамические рули с ограничителем их поворота, датчик угла крена ракеты, привод газодинамических рулей, приемник.

Комплекс управляемого ракетного вооружения «Малютка» по сравнению с подобным комплексом танков М60А2 и «Шеридан» более совершенен в следующем отношении. Возросла точность при стрельбе управляемой ракетой. Улучшилась помехозащищенность. Однако дальность стрельбы управляемой ракетой осталась на том же уровне, не удовлетворяющем требованиям (всего 3000 м). Маневренность управляемой ракеты также недостаточно высока. Это обусловлено тем, что компенсация и силы веса ракеты и ее отклонений от заданного направления происходит с помощью одних и тех же рулевого привода и газодинамических рулей. Поскольку угол поворота газодинамических рулей ограничен, то их начальный поворот, необходимый для компенсации силы веса управляемой ракеты, уменьшает возможность рулей (диапазон их поворота), по компенсации отклонений управляемой ракеты от заданного направления.

Известна также управляемая ракета комплекса управляемого ракетного вооружения «Бастион» (см., например, Партала С.В. и др. Конструкция и функционирование ПТУР. - Пенза: ПАИИ, 2008. с.111-119).

Эта ракета по технической сути и существенным признакам является наиболее близкой к заявляемой и принята за ее прототип. Одновременно она является базовым объектом предлагаемой ракеты. Управляемая ракета комплекса «Бастион» содержит двигательную установку с двумя соплами, установленными симметрично относительно продольной оси ракеты под углом к ней, датчик угла крена ракеты, приемник и связанный с ним двумя входами дешифратор, две пары смещенных относительно друг друга на 90° аэродинамических рулей с ограничителями и двумя рулевыми приводами, каждый из которых соединен выходом с входом соответствующей пары аэродинамических рулей, блок компенсации веса, два сумматора, первые входы каждого из которых связаны с выходом датчика угла крена ракеты, а вторые - с выходом соответствующей пары аэродинамических рулей, два косинусных функциональных блока, первый вход каждого из которых соединен соответственно с первым и вторым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматоров, а выход - с первым входом каждого из рулевых приводов, два синусных функциональных блока, первый вход каждого из которых соединен соответственно со вторым и первым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматора, а выход - со вторым входом первого и второго рулевого привода.

Дальность полета управляемой ракеты комплекса «Бастион» увеличена и составляет 4000 м. Маневренность улучшена за счет более рациональной аэродинамической схемы ракеты. Однако, как и в комплексе «Малютка» для компенсации и силы веса, и отклонений ракеты от заданного направления используются одни и те же рули (функцию рулей на управляемой ракете комплекса «Бастион» выполняют аэродинамические рули) и рулевые приводы.

Поскольку угол поворота рулей ограничен, то возможности по компенсации отклонений ракеты от заданного направления, как и в комплексе «Малютка», недоиспользуются.

Кроме того, компенсация отклонений УР от заданного направления происходит на участке угла поворота рулей, близком к ограничению, что вызывает (в случае аэродинамических рулей) повышенное сопротивление полету ракеты, а вместе с тем и уменьшение ее скорости и дальности полета (этот недостаток характерен для всех УР, в которых для компенсации веса и отклонений от заданного направления используются одни и те же аэродинамические рули).

Целью настоящего технического решения является устранение вышеотмеченных недостатков и повышение маневренности управляемой ракеты, ее скорости и дальности полета.

Указанная цель достигается тем, что для компенсации веса ракеты используются газодинамические силы, действующие в перпендикулярной относительно продольной оси ракеты плоскости, а аэродинамические рули используются только для компенсации отклонений ракеты от заданного направления. Для этого в известной ракете, содержащей двигательную установку с двумя соплами, установленными симметрично относительно продольной оси ракеты под углом к ней, датчик угла крена ракеты, приемник и связанный с ним двумя входами дешифратора, две пары смещенных относительно друг друга на 90° аэродинамических рулей с ограничителями и двумя рулевыми приводами, каждый из которых соединен выходом с входом соответствующей пары аэродинамических рулей, блок компенсации веса, два сумматора, первые входы каждого из которых связаны с выходом датчика угла крена ракеты, а вторые - с выходом соответствующей пары аэродинамических рулей, два косинусных функциональных блока, первый вход каждого их которых соединен соответственно с первым и вторым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматора, а выход - с первым входом каждого из рулевых приводов, два синусных функциональных блока, первый вход каждого из которых соединен соответственно со вторым и первым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматора, а выход - со вторым входом первого и второго рулевого привода, каждое сопло снабжено управляемым клапаном, через который оно соединено с двигательной установкой, и установлены дополнительный сумматор, первый вход которого соединен с первым соплом, а второй - с выходом датчика угла крена ракеты, и последовательно соединенные масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу блока компенсации веса, дополнительный синусный функциональный блок, второй вход которого соединен с выходом дополнительного сумматора, а выход - с управляющим входом первого управляемого клапана, и инвертор, выход которого соединен с управляющим входом второго управляемого клапана.

Введение новых элементов и связей позволяет обеспечить компенсацию силы веса за счет газодинамических сил, что с одной стороны не приводит к увеличению сопротивления полету (как в случае с аэродинамическими рулями), а с другой - позволяет освободить аэродинамические рули для компенсации отклонений управляемой ракеты от заданного направления. Уменьшение сопротивления полету ракеты повышает ее скорость и дальность полета, а разгрузка аэродинамических рулей позволяет увеличить управляющее воздействие, что равносильно увеличению коэффициента усиления контура управления, а вместе с тем и маневренности управляемой ракеты.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показаны взаимное расположение и связи элементов предлагаемой управляемой ракеты и приняты следующие обозначения (предлагаемые элементы и связи на чертеже показаны пунктиром, а сплошными линиями изображены элементы и связи прототипа):

1 - приемник;

2 - косинусный функциональный блок;

3 - первый рулевой привод;

4 - первый аэродинамический руль;

5 - синусный функциональный блок;

6 - дешифратор;

7 - синусный функциональный блок;

8 - второй рулевой привод;

9 - второй аэродинамический руль;

10 - косинусный функциональный блок;

11 - второй сумматор;

12 - первый сумматор;

13 - датчик угла крена ракеты,

14 - блок компенсации веса;

15 - дополнительный сумматор;

16 - масштабирующий блок;

17 - дополнительный синусный функциональный блок;

18 - первый управляемый клапан;

19 - первое сопло;

20 - двигательная установка;

21 - инвертор;

22 - второй управляемый клапан;

23 - второе сопло.

Работа предлагаемой управляемой ракеты происходит следующим образом. После старта управляемой ракеты блок компенсации веса ракеты (БКВ) 14 вырабатывает сигнал в виде, например, напряжения, как и в прототипе, который через масштабирующий блок (МБ) 16 подается на дополнительный синусный функциональный блок 17.

Масштабирующий блок при этом обеспечивает согласование сигнала блока компенсации веса с характеристиками двигательной установки 20. И блок компенсации веса 14, и масштабирующий блок 16 могут быть установлены как на самой управляемой ракете, как в прототипе, так и на командном пункте управления (на бронеобъекте, на самоходной пусковой установке, на наземной пусковой установке и др.), как в комплексе управляемого ракетного вооружения «Малютка». В известных аналогах сигнал компенсации веса подается на рули (в прототипе через синусно-косинусные функциональные блоки). В предлагаемом же техническом решении через дополнительный синусный функциональный блок 17 на первый 18 и второй 22 управляемые клапаны. При этом, если на первый управляемый клапан сигнал поступает положительным, то на второй - отрицательным и наоборот (в зависимости от угла крена управляемой ракеты). Поэтому, если первый клапан увеличивает расход пороховых газов через сопло 19, то второй - уменьшает через сопло 23. В результате - реактивная газодинамическая сила, образуемая при истечении газов через сопло C₁, будет увеличиваться, а через сопло 23 - уменьшаться. При положении клапанов 18 и 22 в нейтральном положении, сечения в соплах одинаковы и газовые струи, истекающие через них, обеспечивают создание одинаковых и направленных под углом к продольной оси ракеты газодинамических сил R_C1 R_C2. При этом силы, действующие встречно и перпендикулярно продольной оси ракеты, будут соответственно равны: , где α - угол наклона сопел к продольной оси управляемой ракеты.

Если на клапан УК₁ подавать сигнал U_ksinγ, а на клапан УК₂ сигнал - U_ksinγ, где U_k - сигнал компенсации веса, а γ - угол крена плоскости сопел относительно горизонтальной плоскости, то сила на первом сопле будет: , а на втором: .

Силы и - противоположно направлены. Тогда суммарная сила в плоскости сопел будет равна:

.

Учитывая, получим: .

Поскольку управляемая ракета вращается, то в вертикальной плоскости суммарная сила R_Σ будет изменяться по закону синуса (если за начало отсчета взять отрицательную полуось абсцисс, совпадающую с горизонтальной плоскостью, а ракета вращается слева - вверх - направо). То есть, R_ΣB=R_Σsinγ=2RU_ksin²γ. Величина команды (сигнала) компенсации веса U_k с помощью масштабирующего блока 16 устанавливается такой, чтобы средняя величина R_ΣB за полуоборот управляемой ракеты была равна ее силе веса.

Дополнительный сумматор 15 обеспечивает подачу на блок 17 информации об угле крена плоскости сопел 19 и 23. С этой целью на дополнительный сумматор 15 подается информация со штатного датчика угла 13, установленного на прототипе, и информация о начальном смещении плоскости сопел относительно датчика угла 13. Для этого сумматор 15 связан с блоками 13 и 19.

Компенсация отклонений управляемой ракеты от заданного направления в предлагаемой ракете производится так же, как и в прототипе. Информация об этих отклонениях через приемник 1 поступает на дешифратор 6, с помощью которого производится их дешифровка (по тангажу и курсу), преобразование в управляющие напряжения и подача через синусно-косинусные блоки 2, 5, 7 и 10 на рулевые приводы 3 и 8, а затем и аэродинамические рули 4 и 9. Информация об угловом положении аэродинамических рулей 4 и 9 на синусно-косинусные функциональные блоки подается с первого 12 и второго 11 сумматоров, которые для этого связаны с датчиком угла 13 и соответствующим аэродинамическим рулем (4 или 9).

Таким образом, введение в управляемую ракету дополнительных сумматора, синусного функционального блока, двух управляемых клапанов и инвертора с новыми связями позволяет освободить аэродинамические рули от участия в создании аэродинамических сил, компенсирующих силу веса ракеты, и существенно увеличить (на 30-40%) управляющие аэродинамические силы, компенсирующие отклонения управляемой ракеты от заданного направления. Благодаря этому существенно возрастает маневренность управляемой ракеты и ее быстродействие. Поскольку компенсация силы веса происходит за счет газодинамических сил, то при прочих равных условиях уменьшается угол поворота аэродинамических рулей (при компенсации отклонений ракеты), что позволяет уменьшить сопротивление управляемой ракеты набегающему потоку воздуха. Благодаря этому увеличиваются скорость и дальность ее полета. Этот выигрыш достигается без дополнительных затрат энергии и материальных средств. Используются лишь особенности конструкции современных управляемых ракет (таких, например, как УР комплексов «Бастион», «Шексна» и др.), у которых сопла двигательной установки расположены под углом к продольной оси управляемой ракеты (18-20°).

Предварительные расчеты показывают, что быстродействие управляемой ракеты увеличивается на 10-15%, а скорость и дальность ее полета - соответственно на 5% и 7%.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к управляемым ракетам комплексов ракетного вооружения, устанавливаемых на различных объектах. Технический результат - повышение маневренности ракеты, ее скорости и дальности полета. Ракета содержит двигательную установку с двумя соплами, установленными симметрично относительно продольной оси ракеты под углом к ней, датчик угла крена ракеты, приемник и дешифратор, две пары аэродинамических рулей с двумя приводами, блок компенсации веса, два сумматора, два синусных функциональных блока, два косинусных функциональных блока и соответствующие связи. При этом каждое сопло снабжено управляемым клапаном, через который оно соединено с двигательной установкой, и установлены дополнительный сумматор, первый вход которого соединен с первым соплом, а второй - с выходом датчика угла крена ракеты. Ракета также содержит последовательно соединенные масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу блока компенсации веса, дополнительный синусный функциональный блок, второй вход которого соединен с выходом дополнительного сумматора, а выход - с управляющим входом первого управляемого клапана, и инвертор, выход которого соединен с управляющим входом второго управляемого клапана. 1 ил.

Управляемая ракета, содержащая двигательную установку с двумя соплами, установленными симметрично относительно продольной оси ракеты под углом к ней, датчик угла крена ракеты, приемник и связанный с ним двумя входами дешифратор, две пары смещенных относительно друг друга на 90° аэродинамических рулей с ограничителями и двумя рулевыми приводами, каждый из которых соединен выходом с входом соответствующей пары аэродинамических рулей, блок компенсации веса, два сумматора, первые входы каждого из которых связаны с выходом датчика угла крена ракеты, а вторые - с выходом соответствующей пары аэродинамических рулей, два косинусных функциональных блока, первый вход каждого их которых соединен соответственно с первым и вторым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматора, а выход - с первым входом каждого из рулевых приводов, два синусных функциональных блока, первый вход каждого из которых соединен соответственно со вторым и первым выходом дешифратора, второй - с выходом первого и второго сумматора, а выход - со вторым входом первого и второго рулевого привода, отличающаяся тем, что каждое сопло снабжено управляемым клапаном, через который оно соединено с двигательной установкой, и установлены дополнительный сумматор, первый вход которого соединен с первым соплом, а второй - с выходом датчика угла крена ракеты, и последовательно соединенные масштабирующий блок, вход которого подключен к выходу блока компенсации веса, дополнительный синусный функциональный блок, второй вход которого соединен с выходом дополнительного сумматора, а выход - с управляющим входом первого управляемого клапана, и инвертор, выход которого соединен с управляющим входом второго управляемого клапана.