СПОСОБ ПОРАЖЕНИЯ ПОДВОДНЫХ ЦЕЛЕЙ Российский патент 2014 года по МПК F42B15/00 F42B15/01 F42B15/22 

Изобретение относится к способам поражения подводной цели, с использованием боевой части подводного действия, доставляемой ракетой.

Известен способ поражения подводных целей на больших дальностях, патент RU №2371668, заключающийся в доставке отделяемой боевой части подводного действия к району расположения цели посредством баллистической ракеты (БР), в которой боевая часть расположена под сбрасываемым носовым обтекателем в составе отделяемой крылатой ракеты, сбросе обтекателя и отделении крылатой ракеты (КР) в районе расположения цели, управляемом горизонтальном полете крылатой ракеты над районом расположения цели, при котором сбрасывают, по крайней мере, один радиогидроакустический буй, размещенный в крылатой ракете, после приводнения которого принимают радиоинформацию от буя о местонахождении цели посредством аппаратуры приема радиоволн, размещенной на крылатой ракете, определяют координаты точки отделения боевой части подводного действия, осуществляют подлет к точке отделения, отделяют боевую часть подводного действия и задействуют после приводнения. Разгон БР осуществляется разгонным двигателем (разгонным устройством).

Существенными признаками предлагаемого способа, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: способ поражения подводных целей, заключающийся в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и, по крайней мере, одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения, при этом перед отделением боевой части подводного действия осуществляют отделение, по крайней мере, одного радиогидроакустического буя и, после его приводнения, посредством размещенной на ракете аппаратуры, обеспечивают прием по радиоканалу информации от радиогидроакустического буя о местонахождении цели, и по полученной информации корректируют точку отделения боевой части подводного действия.

В известном способе для полета БР по баллистической траектории тяга разгонного устройства должна превышать вес БР, что определяет большой расход и запас топлива, в том числе большой расход окислителя, который технически невозможно забрать из атмосферы, и поэтому в объеме БР, кроме горючего, размещают потребный для полета запас окислителя. Эти факторы увеличивают массу БР. Кроме того, в известном способе при полете БР не используется аэродинамическая подъемная сила, что дополнительно увеличивает потребный расход топлива, его запас в составе БР и ее массу. Большая масса БР затрудняет ее изготовление, техническое обслуживание при эксплуатации, транспортирование и увеличивает их стоимость, а также облегчает противодействие силам противника, что уменьшает вероятность поражения подводной цели.

Технической задачей, на решение которой направлен предлагаемый способ, является уменьшение массы устройства для поражения подводных целей.

Для решения поставленной задачи в способе поражения подводных целей, заключающемся в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и, по крайней мере, одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения, при этом перед отделением боевой части подводного действия осуществляют отделение, по крайней мере, одного радиогидроакустического буя и, после его приводнения, посредством размещенной на ракете аппаратуры, обеспечивают прием по радиоканалу информации от радиогидроакустического буя о местонахождении цели, и по полученной информации корректируют точку отделения боевой части подводного действия, для доставки отделяемой боевой части подводного действия и, по крайней мере, одного радиогидроакустического буя к району расположения цели используют крылатую ракету, снабженную маршевой силовой установкой с воздушно-реактивным двигателем, при этом скорость ее разгона на начальном участке траектории ограничивают величиной, достаточной для создания поддерживающей полет аэродинамической подъемной силы и запуска маршевого двигателя, после чего обеспечивают ее отделение от разгонного устройства, запуск маршевого двигателя и дальнейший полет к району расположения цели в атмосфере. Для экономии топлива при полете КР к району цели, воздушно-реактивный двигатель маршевой силовой установки ракеты выбирают турбореактивным, при этом полет на маршевом участке траектории осуществляют на высотах 0,05-15 км. Для уменьшения времени полета крылатой ракеты к району цели, воздушно-реактивный двигатель маршевой силовой установки ракеты выбирают прямоточным, при этом полет на маршевом участке траектории осуществляют на высотах 10-40 км.

Отличительные признаки предлагаемого устройства: для доставки отделяемой боевой части подводного действия и, по крайней мере, одного радиогидроакустического буя к району расположения цели используют крылатую ракету, снабженную маршевой силовой установкой с воздушно-реактивным двигателем, при этом скорость ее разгона на начальном участке траектории ограничивают величиной, достаточной для создания поддерживающей полет аэродинамической подъемной силы и запуска маршевого двигателя, после чего обеспечивают ее отделение от разгонного устройства, запуск маршевого двигателя и дальнейший полет к району расположения цели в атмосфере; воздушно-реактивный двигатель маршевой силовой установки ракеты выбирают турбореактивным, при этом полет на маршевом участке траектории осуществляют на высотах 0,05-15 км; воздушно-реактивный двигатель маршевой силовой установки ракеты выбирают прямоточным, при этом полет на маршевом участке траектории осуществляют на высотах 10-40 км.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат - уменьшаются масса устройства, затраты времени и средств на его изготовление, техническое обслуживание при эксплуатации и транспортирование, расширяется диапазон возможной дальности поражения подводной цели и увеличивается вероятность поражения подводной цели.

Предложенное техническое решение может найти применение при разработке устройств противолодочного вооружения уменьшенной массы и расширенным диапазоном дальности, увеличенной вероятностью поражения подводных целей.

Способ поясняется представленным на чертеже устройством, на котором в силовой установке использован ПВРД, как вариант воздушно-реактивного двигателя.

Устройство противолодочного вооружения выполнено в виде КР 1, включающей систему 2 управления, рулевые поверхности 3 с приводами 4, сообщенными с системой 2 управления. КР 1 оснащена маршевой силовой установкой, содержащей ПВРД 5, топливный бак 6, магистраль 7 подачи топлива в ПВРД 5, содержащую устройство 8 дозирования топлива, сообщенное с системой 2 управления. КР 1 также содержит боевую часть 9 подводного действия с устройством 10 ее отделения, сообщенным с системой 2 управления, по крайней мере, один радиогидроакустический буй 11 с устройством 12 его отделения, сообщенным с системой 2 управления, включающей аппаратуру 13 приема радиоволн, вычисления уточненных координат цели и определения точки отделения боевой части 9 подводного действия, ускоритель, выполненный в виде реактивного двигателя твердого топлива (РДТТ) 14, расположенного в полости 15 ПВРД 5 и состыкованного с КР 1 посредством устройства 16 отделения. В качестве разгонного устройства может быть использован также самолет-носитель, как основное разгонное устройство или дополнительное. ПВРД 5 содержит многостворчатое регулируемое реактивное сопло 17. Надстворчатая полость 18 реактивного сопла 17 ПВРД 5 сообщена с атмосферой линией 19, содержащей клапан 20 перекрытия, сообщенный с системой 2 управления.

Устройство работает следующим образом. Запас топлива РДТТ 14 выбирается исходя из обеспечения разгона КР 1 до скорости, достаточной для создания поддерживающей полет КР 1 аэродинамической подъемной силы и запуска ПВРД 5. После выгорания топлива РДТТ 14, система управления 2 задействует устройство 16 отделения, обеспечивая разделение КР 1 и РДТТ 14, который выбрасывается под воздействием избыточного давления воздуха в полости 15 ПВРД 5. Система 2 управления обеспечивает запуск ПВРД 5 и маршевый полет КР 1 от места старта до района нахождения цели. При этом благодаря тому, что маршевая силовая установка на основе ПВРД 5 для горения топлива, поступающего из топливного бака 6 по магистрали 7 через дозатор 8, использует атмосферный кислород, уменьшается в несколько раз стартовая масса КР 1, за счет уменьшения потребного запаса топлива на ее борту и, соответственно, уменьшения массы конструкции силовой установки. Маршевый полет КР 1 к району расположения морской цели осуществляется с использованием аэродинамической подъемной силы, следовательно, с малым расходом топлива в ПВРД 5, и выполняется на высотах 10-40 км. Использование в силовой установке ПВРД 5 обеспечивает увеличение маршевой скорости полета КР 1 и уменьшает время полета КР 1 к району расположения цели. При использовании в маршевой силовой установке турбореактивного двигателя (ТРД, на чертеже не показан) вместо ПВРД 5 экономичный маршевый полет ракеты 1 к району расположения морской цели, с малым расходом топлива, выполняется на высотах 0,05-15 км. Маршевый полет КР 1 с ТРД на малой высоте уменьшает заметность КР 1 на фоне поверхности Земли, что уменьшает вероятность ее обнаружения и противодействия и благодаря этому увеличивает вероятность поражения подводной цели. Наличие маршевой силовой установки на основе воздушно-реактивного двигателя (ПВРД 5 или ТРД) в сочетании с возможностью маневренного полета КР 1 в атмосфере обеспечивает разнообразие траекторий полета КР 1 и доставку радиогидроакустического буя 11 и боевой части 9 подводного действия как на большие, так и на малые дальности, что расширяет возможный диапазон дальности применения устройства. Наличие многостворчатого регулируемого реактивного сопла 17 позволяет, после набора КР 1 высоты и скорости полета, по команде системы 2 управления задействовать клапан 20 для перекрытия линии 19. при этом сброс газа из надстворчатой полости 18 в атмосферу прекращается, а газы, перетекающие через зазоры между створками реактивного сопла 17 в полость 18, увеличивают в ней давление, под действием которого реактивное сопло 17 переводится в положение с минимальным критическим сечением. Уменьшение критического сечения реактивного сопла 17 приводит к увеличению давления в камере сгорания и тяги ПВРД 5, что позволяет системе управления 2 путем воздействия на дозатор 8 уменьшить расход топлива из бака 6 по магистрали 7 в ПВРД 5 и тем самым дополнительно уменьшить потребный запас топлива в топливном баке 6, массу бака 6 и массу КР 1 в целом. В районе расположения подводной цели КР 1 осуществляет отделение, по крайней мере, одного радиогидроакустического буя 11, путем задействования устройства 12 его отделения. Наличие в составе КР 1 нескольких радиогидроакустических буев 11 позволяет, благодаря их расположению после приводнения на расстоянии друг от друга, с различными углами направления на цель, при известных собственных координатах, определить координаты подводной цели с большей точностью, и обеспечить задействование устройства 10 для приводнения боевой части 9 подводного действия ближе к месту расположения цели, что дополнительно увеличивает вероятность ее поражения.

Изобретение относится к вооружению, в частности к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения. Перед отделением боевой части подводного действия осуществляют отделение одного радиогидроакустического буя и после его приводнения, посредством размещенной на ракете аппаратуры, обеспечивают прием по радиоканалу информации от радиогидроакустического буя о местонахождении цели. По полученной информации корректируют точку приводнения боевой части подводного действия. Для доставки отделяемой боевой части подводного действия и одного радиогидроакустического буя к району расположения цели используют крылатую ракету. Ракета снабжена маршевой силовой установкой с воздушно-реактивным двигателем. Скорость разгона ракеты на начальном участке траектории ограничивают величиной, достаточной для создания поддерживающей полет аэродинамической подъемной силы и запуска маршевого двигателя, после чего обеспечивают ее отделение от разгонного устройства, запуск маршевого двигателя и дальнейший полет к району расположения цели в атмосфере. Достигается уменьшение массы устройства поражения подводных целей. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ поражения подводных целей, заключающийся в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и, по крайней мере, одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения, при этом перед отделением боевой части подводного действия осуществляют отделение, по крайней мере, одного радиогидроакустического буя и, после его приводнения, посредством размещенной на ракете аппаратуры, обеспечивают прием по радиоканалу информации от радиогидроакустического буя о местонахождении цели, и по полученной информации корректируют точку приводнения боевой части подводного действия, отличающийся тем, что для доставки отделяемой боевой части подводного действия и, по крайней мере, одного радиогидроакустического буя к району расположения цели используют крылатую ракету, снабженную маршевой силовой установкой с воздушно-реактивным двигателем, при этом скорость ее разгона на начальном участке траектории ограничивают величиной, достаточной для создания поддерживающей полет аэродинамической подъемной силы и запуска маршевого двигателя, после чего обеспечивают ее отделение от разгонного устройства, запуск маршевого двигателя и дальнейший полет к району расположения цели в атмосфере.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что воздушно-реактивный двигатель маршевой силовой установки ракеты выбирают турбореактивным, при этом полет на маршевом участке траектории осуществляют на высотах 0,05-15 км.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что воздушно-реактивный двигатель маршевой силовой установки ракеты выбирают прямоточным, при этом полет на маршевом участке траектории осуществляют на высотах 10-40 км.