Ракета для ведения воздушной разведки Российский патент 2020 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к средствам ведения оперативной воздушной разведки местности в сложных горных условиях с использованием переносных неуправляемых ракет малого калибра.

В настоящее время для визуализации различных военных и гражданских объектов на контролируемой территории, как за рубежом, так и у нас в стране, широко используются беспилотные летательные аппараты (БПЛА), оснащенные средствами переднего обзора и телепередачи видеоинформации на мобильный командный пункт [1]. Однако данные системы являются довольно сложными и дорогостоящими. Кроме того БПЛА не пригодны для ведения воздушной разведки в сложных горных условиях, когда в кратчайший промежуток времени в течение 2-3 минут необходимо оценить визуально ситуацию в труднодоступных горных районах со сложным рельефом, куда доступ людей ограничен, либо вовсе невозможен. Ведение подобной оперативной воздушной разведки в интересах МЧС представляется важным при решении многих практических задач, связанных с поиском затерявших в горах при восхождении альпинистов, лыжников и т.д., а также получением видеоинформации с мест катастроф, вызванных землетрясением, сходом лавин, селями и мощными паводками.

Решение подобных задач возможно с помощью малогабаритных переносных ракет разового применения, оснащенных системой видеонаблюдения и передачи видеоинформации по каналу связи на мобильный командный пункт. Однако создание таких ракет требует разработки специальных систем, обеспечивающих управление и стабилизацию в полете головных частей ракет, оснащенных приборами видеонаблюдения. По имеющимся открытым источникам известны две ракеты малого калибра, в которых частично решены задачи стабилизации отдельных его элементов и узлов.

Так, например, известна противоградовая ракета содержащая корпус с твердотопливным двигателем и сопловым блоком, коаксиальную обечайку, размещенную в хвостовой части корпуса с возможностью свободного вращения относительно продольной оси, и размещенные на обечайке аэродинамические поверхности, расположенные во взаимно перпендикулярных плоскостях, при этом одна пара диаметрально противоположных аэродинамических поверхностей снабжена стабилизаторами крена (роллеронами), а в другой перпендикулярной им паре образованы каналы для размещения вышибных зарядов и активных элементов для воздействия на облачные процессы [2].

Перед запуском ракеты роллероны предварительно раскручиваются до скорости порядка 50-10 об/мин. При этом в полете ракеты обечайка с аэродинамическими поверхностями не вращается вокруг продольной оси, а роллероны обеспечивают их стабилизированное состояние по углу крена. При входе ракеты в зону воздействия на облака, пиросостав, выгорая, перемещается вдоль трубки и, при совпадении запальных отверстий с отверстиями вышибных зарядов, осуществляется их поджиг, и последовательный отстрел активных элементов строго в бок от летящей ракеты вправо и влево. Горящие активные элементы оставляют за собой шлейфы активного дыма, который, взаимодействуя с облачной средой, формирует эффект осадкообразования.

Данная конструкция ракеты обеспечивает направленный отстрел активных элементов в бок от вращающейся в полете ракеты, что позволяет осуществить широкозахватное воздействие на облачную среду. Однако, в силу конструктивных особенностей ракеты, применяемая в ней система стабилизации по крену не может быть использована для стабилизации головных частей ракет, оснащенных приборами воздушной разведки.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому объекту является головная часть противоградовой ракеты, содержащая корпус, ячейки для активных элементов с запальными отверстиями и вышибными зарядами, размещенную по оси трубку с отверстиями на боковой поверхности, заполненную пиротехническим составом, в которой между корпусом и центральной трубкой образован зазор, куда установлен экран, выполненный в виде трубки с возможностью вращения вокруг продольной оси, который снабжен стабилизатором крена, при этом на боковой поверхности экрана выполнены отверстия соосно запальным отверстиям ячеек, причем отверстия расположены в одной плоскости [3].

В известном техническом решении экран, выполнен в виде трубки, содержащей на конце силовой гироскоп, представляющий собой вращающегося вокруг горизонтальной оси ротор, обеспечивающий стабилизацию трубчатого экрана с запальными отверстиями по углу крена. Это обеспечивает направленный отстрел активных элементов в бок от вращающейся в полете головной части ракеты, при совпадении запальных отверстий трубки с запальными отверстиями ячеек вышибных зарядов. Данная система стабилизации по крену также не может быть использована для стабилизации головных частей ракет, оснащенных приборами воздушной разведки.

Техническим результатом заявленного технического решения является переносная ракета со стабилизированной по крену головной частью для ведения оперативной воздушной разведки в сложных горных условиях.

Технический результат достигается тем, что в известной ракете, содержащей корпус, твердотопливный двигатель, сопловой блок с хвостовым оперением, головную часть (ГЧ) с прозрачным полусферическим обтекателем, аппаратуру видеонаблюдения и передачи данных, а также систему стабилизации ГЧ по крену, состоящую из силового гироскопа, механически связанного с воздушными рулями, согласно изобретению ГЧ прикреплена к корпусу ракеты с возможностью свободного вращения вокруг продольной ее оси, при этом ГЧ содержит два отсека, разделенные между собой поперечной перегородкой, где в первом отсеке, под прозрачным обтекателем, размещена аппаратура видеонаблюдения и передачи данных, а во втором отсеке размещена система стабилизации ГЧ по крену, в которой наружная рамка силового гироскопа прикреплена к перегородке с возможностью свободного вращения вокруг продольной оси ГЧ, и содержит четыре рычага управления Z-образной формы, каждый из которых снабжен двумя изогнутыми в противоположном направлении концами, при этом один изогнутый конец рычага выведен через корпус ГЧ наружу и прикреплен к плоскости воздушного руля по линии, проходящей через центр давления воздушного потока, а второй - изогнутый конец рычага прикреплен шарнирно к наружной рамке силового гироскопа.

Технический результат достигается и тем, что воздушные рули размещены у основания ГЧ в двух ортогональных плоскостях, проходящих по оси ГЧ ракеты.

Технический результат достигается также и тем, что наружная рамка силового гироскопа выполнена в виде стакана и содержит на уровне воздушных рулей ведущие пальцы, шарнирно прикрепленные к изогнутым концами рычагов управления ГЧ по крену, при этом каждый изогнутый конец рычага выполнен в виде кулисы, качающейся в плоскости перпендикулярной оси ГЧ и содержит на конце прорезь, куда заключен соответствующий ведущий палец рамки силового гироскопа.

На рисунке (Фиг. 1) представлена схематично ракета со стабилизированной по крену головной частью для ведения воздушной разведки; на Фиг. 2 - поперечное сечение ГЧ ракеты (вид по А-А.).

Ракета содержит корпус 1, двигатель 2, оснащенный твердотопливным зарядом 3, сопловой блок 4, хвостовое оперение 5, а также головную часть (ГЧ) 6, снабженную прозрачным полусферическим обтекателем 7. У основания ГЧ размещены воздушные рули 8. ГЧ прикреплена к корпусу ракеты 1 с возможностью свободного вращения вокруг продольной ее оси с помощью подшипников качения 9.

ГЧ ракеты содержит два отсека 10 и 11, разделенные между собой поперечной перегородкой 12, где в первом отсеке 10, под прозрачным полусферическим обтекателем 7, размещена аппаратура видеонаблюдения 13 и аппаратура передачи данных 14 по каналу видеосвязи, а во втором отсеке 11 размещена система стабилизации ГЧ по крену, включающая силовой гироскоп 15 с вращающимся ротором 16 и электрическим приводом 17. Наружная рамка гироскопа 18 выполнена в виде стакана и прикреплена к поперечной разделяющей перегородке 12 с возможностью свободного вращения вокруг продольной оси ГЧ 6.

Система стабилизации ГЧ по крену содержит четыре рычага управления Z-образной формы 19, каждый из которых снабжен двумя изогнутыми в противоположном направлении концами 20 и 21, при этом один изогнутый конец рычага 20 выведен через корпус ГЧ 6 наружу и прикреплен к плоскости воздушного руля 8 по линии, проходящей через центр давления воздушного потока, а второй - изогнутый конец рычага 21 прикреплен шарнирно к наружной рамке силового гироскопа 18, выполненного в виде стакана. Наружная рамка гироскопа 18 содержит четыре продольно расположенных пальца 22, которые шарнирно связанны с изогнутыми концами рычагов 21 управления ГЧ по крену, при этом каждый изогнутый конец рычага 21 выполнен в виде кулисы, качающейся в плоскости перпендикулярной оси ГЧ и содержит на конце прорезь 23, куда заключен палец 22 наружной рамки силового гироскопа 18.

Воздушные рули 8 и хвостовое оперение 5 размещены в двух ортогональных плоскостях, проходящих по оси ракеты. Ракета работает следующим образом.

Перед запуском ракета устанавливается в направляющую пусковой установки (на рисунке не показана). При этом воздушные рули 8, размещенные у основания ГЧ, и хвостовое оперение ракеты 5 находятся в двух ортогональных плоскостях, проходящих по оси ГЧ ракеты, что свидетельствует о том, что ротор силового гироскопа 16 выставлен горизонтально. Затем ротор силового гироскопа 16 с помощью электрического привода 17, раскручивается до скорости порядка 50⋅10³ об/мин. После этого к электрозапалу ракетного двигателя 2 (на рисунках электрозапал не показан) подается электрический импульс, от которого воспламеняется топливный заряд двигателя 3, при горении которого создается необходимая тяга и ракета сходит с пусковой установки в заданном направлении. При малейшем крене ГЧ ракеты в полете, ротор силового гироскопа 16, воздействуя через рычаги Z-образной формы 19 на воздушные рули 8, возвращает ГЧ в исходное положение, независимо от вращения самой ракеты в полете. Таким образом обеспечивается необходимая стабилизация ГЧ ракеты по крену на всем участке траектории полета ракеты. При входе ракеты в зону ведения воздушной разведки, видеоинформация в панорамном формате и в режиме «онлайн» через спутниковую систему связи, либо ретранслятор, передается на мобильный командный пункт для анализа.

Ракета в полете стабилизируется хвостовым оперением 5 за счет того, что центр сопротивления находится всегда сзади за центром тяжести. Вследствие этого сила сопротивления воздуха создает стабилизирующий момент, который возвращает ось ракеты к направлению касательной к траектории при любом случайном ее отклонении.

Предложенное техническое решение в сравнении с известными [1-3], обеспечивает высокую надежность и оперативность ведения воздушной разведки с использованием переносных ракет малого калибра.

Предложенное техническое решение может быть использовано при создании мобильных специализированных комплексов, позволяющих получать в режиме реального масштаба времени видеоинформацию с мест катастроф в труднодоступных горных районах со сложным рельефом, куда доступ людей и разведка с помощью БПЛА не представляются возможными.

Подобные комплексы могут быть использованы для ведения оперативной воздушной разведки в интересах МЧС при решении многих практических задач, связанных с поиском затерявших в горах при восхождении альпинистов, лыжников и т.д., а также получения видеоинформации с мест катастроф, вызванных землетрясением, сходом лавин, селями и мощными паводками.

Они могут быть использованы также для визуально контролируемой доставки в заданную точку района территории спецгрузов, например, снаряжения, медикаментов и прочих материалов.

Источники информации:

1. Кириллов А., Шаповалов В. Боевые роботы - в воздухе и на земле. - ТМ, №8, 2000 г, с. 12-17.

2. Патент РФ на изобретение №2034230. МПК F42B 10/06, 1995 г. «Противоградовая ракета» / Байсиев Х. - М.Х.

3. Патент РФ на изобретение №1793785. МПК F42B 15/08, 1995 г. «Головная часть противоградовой ракеты» // Байсиев Х. - М.Х., Болгов Ю.В. ПРОТОТИП.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к средствам ведения оперативной воздушной разведки в сложных горных условиях с использованием переносных неуправляемых ракет малого калибра. Технический результат – повышение надежности ракеты за счет стабилизации по крену головной частью для ведения оперативной воздушной разведки в сложных горных условиях. Ракета содержит корпус, твердотопливный двигатель, сопловой блок с хвостовым оперением, головную часть - ГЧ с прозрачным полусферическим обтекателем, аппаратуру видеонаблюдения и передачи данных, а также систему стабилизации ГЧ по крену. Эта система состоит из силового гироскопа, механически связанного с воздушными рулями. ГЧ прикреплена к корпусу ракеты с возможностью свободного вращения вокруг продольной ее оси. При этом ГЧ содержит два отсека. Они разделены между собой поперечной перегородкой. В первом отсеке, под прозрачным обтекателем, размещена аппаратура видеонаблюдения и передачи данных. Во втором отсеке размещена система стабилизации ГЧ по крену, в которой наружная рамка силового гироскопа прикреплена к перегородке с возможностью свободного вращения вокруг продольной оси ГЧ и содержит четыре рычага управления Z-образной формы. Каждый из рычагов снабжен двумя изогнутыми в противоположном направлении концами. Один изогнутый конец рычага выведен через корпус ГЧ наружу и прикреплен к плоскости воздушного руля по линии, проходящей через центр давления воздушного потока. Второй изогнутый конец рычага прикреплен шарнирно к наружной рамке силового гироскопа. При этом наружная рамка силового гироскопа выполнена в виде стакана и содержит на уровне воздушных рулей ведущие пальцы, шарнирно прикрепленные к изогнутым концам рычагов управления ГЧ по крену. При этом каждый изогнутый конец рычага выполнен в виде кулисы, качающейся в плоскости, перпендикулярной оси ГЧ, и содержит на конце прорезь. В нее заключен ведущий палец рамки силового гироскопа. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Ракета для ведения воздушной разведки, содержащая корпус, твердотопливный двигатель, сопловой блок с хвостовым оперением, головную часть - ГЧ с прозрачным полусферическим обтекателем, аппаратуру видеонаблюдения и передачи данных, а также систему стабилизации ГЧ по крену, состоящую из силового гироскопа, механически связанного с воздушными рулями, отличающаяся тем, что ГЧ прикреплена к корпусу ракеты с возможностью свободного вращения вокруг продольной ее оси, при этом ГЧ содержит два отсека, разделенных между собой поперечной перегородкой, где в первом отсеке, под прозрачным обтекателем, размещена аппаратура видеонаблюдения и передачи данных, а во втором отсеке размещена система стабилизации ГЧ по крену, в которой наружная рамка силового гироскопа прикреплена к перегородке с возможностью свободного вращения вокруг продольной оси ГЧ и содержит четыре рычага управления Z-образной формы, каждый из которых снабжен двумя изогнутыми в противоположном направлении концами, при этом один изогнутый конец рычага выведен через корпус ГЧ наружу и прикреплен к плоскости воздушного руля по линии, проходящей через центр давления воздушного потока, а второй изогнутый конец рычага прикреплен шарнирно к наружной рамке силового гироскопа.

2. Ракета для ведения воздушной разведки по п. 1, отличающаяся тем, что воздушные рули размещены у основания ГЧ в двух ортогональных плоскостях, проходящих по оси ГЧ ракеты.

3. Ракета для ведения воздушной разведки по п. 1, отличающаяся тем, что наружная рамка силового гироскопа выполнена в виде стакана и содержит на уровне воздушных рулей ведущие пальцы, шарнирно прикрепленные к изогнутым концам рычагов управления ГЧ по крену, при этом каждый изогнутый конец рычага выполнен в виде кулисы, качающейся в плоскости, перпендикулярной оси ГЧ, и содержит на конце прорезь, куда заключен соответствующий ведущий палец рамки силового гироскопа.