КИНЕТИЧЕСКАЯ БОЕГОЛОВКА С АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ НАВЕДЕНИЕМ Российский патент 2024 года по МПК F42B15/00 F42B10/00 

Изобретение относится к технике воздушно-космической обороны и касается ракетно-космических систем вооружения кинетического действия, служащих для перехвата целей в атмосфере, в частности, для перехвата высокоскоростных и высокоманевренных целей, например гиперзвуковых и крылатых ракет.

Экологическая опасность современных видов оружия массового поражения, а также разросшаяся городская и производственная инфраструктура, затрудняющая применение традиционных видов вооружения, заставляют искать новые виды оружия, действующие с более высокой избирательностью и точностью. Причем этому способствуют последние достижения в технике систем наблюдения (включая радиолокацию), цифровой информатики, телемеханики, связи и навигации, которые с неизбежностью будут использованы для дальнейшего совершенствования оружия на новых физических принципах. Использование современных технических достижений позволяет повысить дальность обнаружения целей, точность определения их координат, помехозащищенность, а также точность наведения на цель до величин, позволяющих отказаться от использования боеприпасов с большим и нечетко ограниченным радиусом поражающего действия и использовать чисто механическое столкновение с целью снаряда или рассеиваемых им готовых поражающих элементов (ГПЭ). При этом также можно использовать имеющиеся перспективные изобретения в ракетной технике, обеспечивающие возможность достижения гиперзвуковых и космических скоростей даже для малоразмерных снарядов типа артиллерийских, что позволит пробивать любые укрепления с большей эффективностью, чем у кумулятивных боеприпасов. Например, чтобы ускорить снаряд до 9 км/сек, отбрасывая массу со скоростью 3 км/сек, что реально для скорости истечения газов из РДТТ на смесевом топливе, то для 1 кг головной части кинетического действия потребуется стартовая масса снаряда всего около 25-30 кг (см. например, патенты РФ на изобретения №2749235, №2752730, №2754475, авторское свидетельство СССР №1519279 и др.).

Причем высокая, близкая к космической, скорость снаряда-перехватчика нужна прежде всего для того, чтобы успеть прийти в зону перехвата высокоскоростной цели за располагаемое короткое время перемещения цели от момента ее обнаружения. Особенно это необходимо при используемом на практике близком базировании наступательных вооружений противника (приграничные базы, подводные лодки, спутники).

Баллистические ракеты и их боеголовки могут быть перехвачены как в атмосфере, так и в космическом пространстве, что расширяет состав используемых средств перехвата. Особой проблемой, которая требует неотложного решения и которая является предметом данной заявки, является перехват высокоманевренных и высокоскоростных целей в атмосфере, таких как крылатые ракеты и низколетящие гиперзвуковые ракеты. При этом, кроме высокой точности наведения снаряда-перехватчика требуется еще и поперечное ускорение перехватчика, превосходящее ускорение цели, которое может достигать нескольких десятков G. Чтобы пространственно-временная траектория перехватчика пересеклась с пространственно-временной траекторией цели, необходимо на этапе сопровождения цели парировать каждый импульс ускорения маневрирования цели равным ему ускорением снаряда-перехватчика, поддерживая таким образом равенство итоговых отклонений цели и перехватчика за равное время t в соответствии с формулой пути S равноускоренного движения S=at²/2, где «а» - ускорение. При этом низколетящие гиперзвуковые и крылатые ракеты приходится перехватывать в воздушной среде при крайне малом располагаемом времени, составляющем менее секунды.

Таким образом от средств ускорения снаряда-перехватчика или его отделяемой головной части требуется обеспечить высокую конечную скорость и ускорение, которые, в свою очередь, обеспечат большую дальность действия системы перехвата и малое время выхода на боевую позицию. Такие скорости и ускорения может дать малоразмерный ракетный ускоритель снаряда - многоступенчатый или с расходуемой массой конструкции (см. вышеуказанные патенты). При этом малоразмерностью обеспечивается высокое отношение прочности к массе конструкции, которое, как известно, зависит от масштаба размеров устройства. А именно, обеспечивается тем, что с уменьшением линейных размеров устройства площадь сечений, ответственная за прочность, уменьшается квадратично, а объем и масса - в третьей степени, т.е. быстрее. Поэтому в крупнотоннажной ракете с трудом обеспечиваются стартовые ускорения даже в несколько G (G=10 м/сек²). И даже при этом получается большая стартовая масса ракет и высокая стоимость их производства и запуска, что несовместимо с необходимость отражения массированных нападений.

В указанных патентах приведены две разные схемы твердотопливных ускорителей, пригодных для разгона малоразмерных снарядов до космической скорости. В патентах №2749235 и №2752730 приведены варианты ускорителя с использованием дисперсного сыпучего топлива с квазинепрерывным отбрасыванием частей конструкции топливного бункера. В патенте №2754475 и в авторском свидетельстве №1519279, рассматривается вариант ускорителя с многоступенчатым твердотопливным двигателем, выполненным в виде продольного пакета из большого числа рабочих камер, состыкованных между собой так, что обеспечивается автоматическое отделение отработавших ступеней с сохранением непрерывности горения, тяги и управления. Ускорение малоразмерного снаряда в принципе возможно также с помощью рельсотрона (это магнитоэлектрический ускоритель). Но он пока может рассматриваться только в перспективе.

Старт снаряда с ракетным ускорителем возможен как с земли, так и со спутника. В последнем случае снаряд разгоняют в сторону, обратную скорости движения спутника. То есть, производится торможение, в результате которого головная часть переходит на траекторию крутого баллистического падения к земле. Однако недостатком орбитального базирования является сравнительно большой период обращения спутника, превышающий время подлета цели к объекту атаки.

Как при старте с земли, так и при старте со спутника, наведение на цель состоит из двух этапов. На первом этапе ускоритель задает точную траекторию баллистического вывода головной части в зону перехвата. На втором этапе, который начинается в момент возврата отделившейся баллистической боеголовки в атмосферу земли, осуществляется точное наведение ракеты или отделившейся боеголовки на цель с помощью аэродинамических рулей. Учитывая высокую скорость спуска заостренной носовой части боеголовки, составляющую несколько километров в секунду, атмосфера прошивается боеголовкой за время, составляющее всего несколько секунд. Таким образом, предъявляются высокие требования к быстродействию и точности действия аэродинамической системы управления.

Поскольку выбор той или иной схемы ракетного ускорителя не имеет существенного значения для конструкции отделяемой боеголовки, то в качестве прототипа рассмотрим наиболее близкую по схеме кинетическую отделяемую боеголовку, описанную в патенте №2752730 «Кинетическая ракетно-космическая система вооружения», приоритет от 21.07.2020 г. Автор и заявитель А.А. Горшков. Отделяемая боеголовка по патенту №2752730 состоит из носовой 1 и хвостовой 2 частей, соединенных посредством подшипника 3 (см. фиг. 1 настоящего описания). При этом носовая часть 1 боеголовки выполнена заостренной формы и содержит расположенные на ней аэродинамические лопасти 4, закрепленные по углу атаки винтообразно и служащие для раскручивания носовой части от набегающего потока воздуха. Хвостовая часть содержит аэродинамические рули 5, посредством которых осуществляется удерживание хвостовой части от вращения, а также управление тангажем, курсом и креном на этапе сопровождения и наведения на цель. Кроме того, рули 5 хвостовой части, имея большую парусность по сравнению с заостренной носовой частью, смещают центр аэродинамического давления относительно центра инерции назад и, действуя как стабилизатор, осуществляют первичную ориентацию продольной оси боеголовки вдоль скорости полета, что необходимо для того, чтобы началось раскручивание носовой части относительно хвостовой части набегающим потоком воздуха. Раскручиванием носовой части обеспечивается гироскопическая стабилизация ориентации продольной оси снаряда и упрощение алгоритма управления полетом снаряда при движении его в атмосфере и наведении на цель. При этом второй порядок действия системы управления углами ориентации оси боеголовки заменяется на первый порядок. Это означает, что перестановка руля воздействует на первую производную углового положения продольной оси снаряда, т.е. воздействует на скорость изменения угла, в отличие от воздействия на вторую производную угла при втором порядке управления, как это имеет место в обычной ракете или в самолете. Если при втором порядке действия системы управления схождение процесса регулирования к заданной величине достигается методом проб и ошибок (это обычный известный способ авторегулирования с использованием обратной связи), т.е. за несколько циклов апериодических колебаний, то в системе регулирования первого порядка возможно применить вычислительное регулирование за один цикл, при котором нужный для получения требуемого значения регулируемой величины импульс момента силы можно вычислить и реализовать с помощью однократного импульса отклонения рулей. При этом сокращается время переходных процессов и повышается точность регулирования, что необходимо для наведения снаряда на высокоманевренную цель. При этом, в указанном прототипе управляемые поперечные ускорения снаряда, необходимые для парирования маневров цели, создаются за счет подъемной силы фюзеляжа, возникающей при изменении его углов тангажа и курса (рыскания). Таким образом, используется свойство свободного гироскопа преобразовывать действующий на него момент силы в угловую скорость движения оси гироскопа в ортогональном к моменту и к оси направлении. Что касается угла ориентации боеголовки по крену, то он не стабилизируется вращением носовой части. Крен стабилизуется обычным планерным способом. Однако это допустимо, т.к. крен мало влияет на процесс наведения боеголовки вследствие ее осесимметричности.

Для компенсации промаха, или для увеличения площади поражающего действия, боевая часть обсуждаемого прототипа может быт быть выполнена в виде раскрываемого контейнера с готовыми поражающими элементами (ГПЭ) 6. При раскрывании контейнера, ГПЭ разлетаются в виде конуса с углом, определяемым отношением окружной скорости вращения контейнера к скорости полета боеголовки.

Преимущество такой системы в варианте земля-земля перед крылатыми ракетами состоит в меньших энергозатратах на преодоление расстояний средней и большой дальности, т.к. снаряд движется в атмосфере по кратчайшему расстоянию - почти вертикально, а основную часть пути проходит в сильно разреженной среде - практически в вакууме. Затраты же топлива на ускорение до суборбитальной скорости при этом не пропадают, а используются для поражающего действия. Другим преимуществом боеголовки кинетического действия является возможность точного регулирования радиуса разлета рассеиваемых ГПЭ, определяемый моментом времени раскрывания контейнера. Причем, в отличие от осколочно-фугасного боеприпаса, радиус разлета ГПЭ имеет четкую границу, определяемую соотношением окружной и поступательной скоростей движения носовой части. Это позволяет оперативно выбирать момент рассеивания, определяющий соответствующее значение радиуса поражающего действия в зависимости от фактической величины итогового промаха, ограничивая радиус минимально необходимым значением. При этом имеется возможность исключить повреждение близко расположенных к цели объектов и людей, т.е. действовать избирательно. Также при этом обеспечивается максимизация плотности распределения ГПЭ в пределах радиуса поражения.

Недостатком обсуждаемого прототипа боеголовки кинетического действия по патенту №2752730 является ограниченность достигаемого поперечного ускорения, т.к. оно создается только за счет подъемной силы «фюзеляжа» боеголовки. Причем, казалось бы тривиальное применение крыла достаточной площади, подъемная сила которого способна обеспечить требуемое ускорение, как это имеет место у крылатой ракеты, против которой предлагаемая боеголовка и должна действовать, здесь проблематично, т.к. ввиду большой площади крыла хвостовое оперенье теряет свою способность обеспечивать надежную ориентацию снаряда при входе его в атмосферу. Как это имеет место у любого аппарата планерной схемы, хвостовой стабилизатор и элероны работают только в ограниченном диапазоне углов атаки, в то время, как диапазон возможных углов отделяемой боеголовки в момент входа в атмосферу земли составляет полную сферу. При этом не поможет и увеличение площади хвостового оперенья. При любой площади оперенья и при наличии одновременно крыла, летательный аппарат самолетной (равно планерной) схемы с большой вероятностью начнет неуправляемое вращение (режим штопора), при котором аэродинамические рули действуют непредсказуемо (инверсия, срывы потока и т.п.). При этом эффективность аэродинамической раскрутки его носовой части, закрепленной на подшипнике, при наличии крыла также может быть низкой или нулевой. Поэтому получить требуемую высокую точность наведения с использованием вышеуказанного эффекта гироскопической стабилизации, позволяющего заменить многоцикловое регулирование расчетным одноцикловым, при установке на боеголовку крыла, с большой вероятностью не удастся. В результате известная кинетическая ракетно-космическая система вооружения применима только по маломаневренным или по крупноразмерным целям - по наземным группировкам войск (в том числе сильно-укрепленным), по скоплениям бронетехники, постройкам и др.

Целью предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка кинетической боеголовки с аэродинамическим наведением на цель, а именно - повышение точности наведения на высокоманевренные, высокоскоростные и малоразмерные цели.

Предлагается кинетическая боеголовка с аэродинамическим наведением, содержащая заостренную носовую часть, на которой закреплены расположенные винтообразно аэродинамические элементы, служащие для раскручивания носовой части при входе в атмосферу, а также содержащая соединенную с носовой частью посредством подшипника хвостовую часть, оснащенную аэродинамическими рулями управления. Цель достигается тем, что на хвостовой части в зоне расположения центра массы устройства жестко закреплено несущее крыло, а к задней кромке хвостовой части присоединен убираемый в процессе полета через атмосферу тормозной аэродинамический элемент, который выполняет функцию ориентации всего устройства на начальном этапе входа в атмосферу до момента, когда вступят в работу аэродинамические рули и крыло. Таким образом, обеспечивается надежная раскрутка носовой части винтообразно расположенными на ней аэродинамическими элементами. При этом, за счет крыла обеспечивается возможность создания больших поперечных перегрузок боеголовки, необходимых для парирования уклонений высокоманевренной и высокоскоростной, а также малоразмерной цели от перехвата.

В одном из вариантов осуществления содержатся два несущих крыла, расположенных взаимно ортогонально. Это позволяет, при наведении на цель устранить затраты времени на перекладку углового положения устройства по крену и управлять направлением подъемной силы соотношением подъемных сил двух плоскостей несущих крыльев.

В одном из вариантов, указанный тормозной аэродинамический элемент выполнен в виде стержня, имеющего на конце форму метелки и присоединенного к хвостовой части боеголовки посредством шарнира. При этом метелка обеспечивает увеличение силы торможения, а также демпфирует раскачку стержня от набегающего потока.

Для убирания тормозного элемента в полете, после выполнения им своей ориентирующей функции, в конструкцию тормозного элемента могут входить расплавляемые или сгорающие от газокинетического нагрева элементы, что обеспечивает автоматическое отделение тормозного элемента при полете боеголовки в верхних слоях атмосферы.

В возможном варианте осуществления, аэродинамические рули хвостовой части снабжены приводом управления, выполненным в виде магнитоэлектрических электромеханических преобразователей. Такой преобразователь состоит из постоянного магнита или электромагнита и расположенной в его воздушном зазоре легкой катушки, соединяемой с управляемым источником тока. В отличие от приводов другого типа, магнитоэлектрический привод обладает более высоким быстродействием, так как его подвижная часть, т.е. катушка, состоящая из провода, намотанного на легкий каркас, имеет очень малую массу. Кроме того, в отличие от электродвигателя, магнитоэлектрический привод конструктивно очень простой и компактный, что необходимо для размещения его в малоразмерной боеголовке.

При этом, в одном из вариантов, каждый рулевой аэродинамический элемент соединен с катушкой магнитоэлектрического преобразователя посредством торсионного вала, на концах которого закреплены рычаги, расположенные взаимно-перпендикулярно. Это позволяет расположить магнитоэлектрические головки трех каналов рулевого управления соосно продольной оси фюзеляжа боеголовки с разнесением их в продольном направлении. Этим обеспечивается достижение минимального мидельного сечения боеголовки, что необходимо для снижения потерь скорости на атмосферном участке полета.

В частном варианте выполнения боеголовки в кинематической цепи канала правления аэродинамическим рулем содержатся упоры, ограничивающие перемещения руля в обе стороны углами, соответствующими максимальным значениям подъемной силы руля по модулю. Таким образом обеспечивается возможность создания управляемых аэродинамических моментов по тангажу, курсу и крену путем кратковременного отклонения рулей на максимальный угол атаки и с управляемой длительностью по времени. При этом, за счет действия гироскопического эффекта, приращение угла атаки крыла боеголовки будет пропорционально времени удержания руля электромагнитами в отклоненном до упора положении. Таким образом обеспечивается возможность управления подъемной силой крыла боеголовки трехпозиционным импульсным одноцикловым авторегулированием, т.е. без использования схемы с обратной связью, что повышает быстродействие системы из за сокращения времени переходных процессов. При этом переходные процессы в виде затухающих или апериодических колебаний, имеющие место при обычном авторегулировании с обратной связью, заменяются однократным импульсом отклонения руля до упора на время, рассчитанное процессором системы управления. Учитывая высокое быстродействие современных цифровых электронных процессоров, это происходит, сточки зрения механических процессов, почти мгновенно.

В одном из вариантов выполнения боеголовка оборудована электрогенератором, питающим все бортовые системы боеголовки и приводимым от вращающейся носовой части боеголовки. Это избавляет от необходимости иметь на борту боеголовки батареи электропитания, которые требуют периодической подзарядки при хранении и имеют ограниченный срок службы. Это существенно ввиду того, что аналогичные малоразмерные боеприпасы обычно производятся массово и требуют длительного хранения.

В частном варианте выполнения боеголовки контейнер с ГПЭ, располагающийся в установленной с возможностью вращения носовой части, выполнен в виде конической композитной оболочки, в состав армирующей обмотки которого входит обмотка из электрического провода, соединённого через ключ с высоковольным конденсатором, заряжаемым, от бортового источника зарядки. При замыкании конденсатора на указанную обмотку оболочка контейнера мгновенно теряет прочность и распадается на множество мелких частей. Этим обеспечивается высокая регулярность процесса раскрывания контейнера с ГПЭ и малый размер отбрасываемых частей оболочки, что необходимо для обеспечения высокой избирательности поражающего действия.

С целью уменьшения мидельного сечения контейнера с ГПЭ, последние могут быть выполнены в виде пластин, имеющих форму секторов круга, сложенных в диски. Этим обеспечивается повышение плотности укладки ГПЭ до плотности материала, из которого они изготовлены. Кроме того, это повышает регулярность процесса разлета ГПЭ. При этом образуется распределение разлета в форме кольца с концентрацией плотности на окружности, диаметром которой можно управлять. Это позволит использовать ГПЭ, как нож с управляемым положением. Таким образом кинетическая боевая часть приобретает свойства направленности, позволяя увеличить допустимую величину промаха по малоразмерной цели за счет точного измерения параметров итогового промаха. Таким образом могут быть использованы расширяющиеся в последнее время возможности более точного измерения параметров пролета боеголовки мимо цели и скомпенсировать таким образом значительно более ограниченные возможности повышения точности работы систем наведения.

Изобретение поясняется нижеследующим детальным описанием примеров выполнения и тринадцатью фигурами.

На фиг. 1 изображена схема боеголовки, взятой за прототип.

На фиг. 2 изображена структурная схема предлагаемой боеголовки.

На фиг. 3 изображен вид по стрелке А, показанной на фиг. 2.

На фиг. 4 изображена кинематическая схема одного из каналов аэродинамической системы управления предлагаемой боеголовки с магнитоэлектрическим приводом.

На фиг. 5 изображен в двух проекциях вариант конструкции головки магнитоэлектрического привода.

На фиг. 6 изображено взаимное размещение трех каналов аэродинамических рулей боеголовки с магнитоэлектрическими приводами - вид по стрелке Б, показанной на фиг. 4.

На фиг. 7 показано взаимное размещение трех магнитоэлектрических головок управления вдоль продольной оси фюзеляжа - вид по стрелке В, показанной на фиг. 6.

На фиг. 8 показана в двух проекциях конструкция контейнера с ГПЭ - сечение плоскостью Г-Г, показанной на фиг. 2.

На фиг. 9 показана, в проекции на плоскость, ортогональная система координат четырехмерного пространства - времени, в котором рассматривается процесс наведения боеголовки на цель. Показан вид на оси координат X,Y,Z,t четырехмерного пространства вдоль большой диагонали четырехмерного куба. Дугами обозначены прямые углы, имеющиеся между осями в четырехмерном пространстве.

На фиг. 10 дано упрощенное представление процесса наведения с использованием трех проекций четырехмерного пространства на плоскости Xt, Yt, Zt, совмещенные между собой по оси времени, что позволяет понять необходимые условия для обеспечения успешности перехвата маневрирующей цели.

На фиг. 11 показаны графики одномерного движения перехватчика Sп(t) и цели Sц(t) от времени в специальной системе координат, в которой цель неподвижна. Показаны также порабола Gмц траектории движения цели при максимально возможной ее перегрузке, а также порабола Gмп, соответствующая ускоренной составляющей движения перехватчика при максимально возможной поперечной перегрузке, создаваемой крылом перехватчика за вычетом составляющей равномерного движения. Показаны предельно возможные смещения ΔSц и ΔSп цели и перехватчика, соответственно, относительно прогнозируемой точки Т столкновения, в результате маневра цели и располагаемого ответного маневра перехватчика, парирующего смещение цели путем перехода в новую точку Т2 прогнозируемого столкновения. Показано, что располагаемое парирующее смещение перехватчика не меняется в результате вычитания из графика G его движения составляющей, соответствующей равномерному движению.

На фиг. 12 показано семейство возможных суборбитальных траекторий движения боеголовки, создаваемх малоразмерным ракетным ускорителем в координатах: h - высота, L - дальность. Показана усредненная граница атмосферы h атм.

На фиг. 13 показан пример графика угловых перемещений α(t) аэродинамического руля предлагаемой боеголовки в процессе наведения на цель.

Предлагаемая кинетическая боеголовка содержит заостренную носовую часть 1 (см. фиг. 2), соединенную с хвостовой частью 2 посредством подшипника 3. На носовой части закреплены винтообразно лопасти 4, служащие для раскручивания носовой части от набегающего потока воздуха при движении в атмосфере. В хвостовой части расположены аэродинамические рули 5, служащие для удержания хвостовой части от раскручивания и для управления ориентацией боеголовки при ее полете в атмосфере по углам тангажа, курса и крена. В носовой части в данном варианте выполнения также расположен контейнер с ГПЭ 6, оборудованный механизмом управляемого раскрывания.

На хвостовой части 2 в зоне расположения центра инерции (равно центра массы) боеголовки жестко закреплены под нулевым углом атаки две плоскости несущего крыла, которые обозначены как одно крестообразное крыло 7, эквивалентное двум крыльям самолетной схемы (см. фиг. 3).

К заднему концу хвостовой части посредством шарнира 8 прикреплен тормозной аэродинамический элемент 9, выполненный виде стержня с метелкой 10 на конце. Метелка 10 служит для увеличения тормозной аэродинамической силы и демпфирует раскачивания стержня в аэродинамическом потоке. Имеется также механизм выключения действия тормозного элемента на начальном этапе входа в атмосферу. В частности он может быть выполнен за счет изготовления стержня или/и метелки 10 из сгорающего или расплавляющегося материала.

Фюзеляж, крыло и аэродинамические рули не достигают стреловидности, соответствующей углам маха применяемых скоростей полета. Имеются только заострения передних кромок. Это допустимо ввиду того, что боеголовка пикирует по крутой траектории с использованием гравитации вместо двигателя. Кроме того, действие сил сопротивления атмосферы очень кратковременное - несколько секунд. За это время глубина проникновения температуры в зонах прямого скачка уплотнения будет незначительная.

Имеется три канала аэродинамического управления четырьмя шарнирно установленными аэродинамическими элементами 5 (см. фиг. 2, 3, 4). При этом аэродинамические элементы 5а и 5б (см. фиг. 6) соединены между собой по углу отклонения и выполняют функцию руля направления (киля). Из-за наличия гироскопической стабилизации от вращающейся носовой части, киль получается расположенным горизонтально. Аэродинамические элементы 5в и 5г имеют взаимно-независимое управление. При этом синфазная компонента отклонения элементов 5в и 5г используется для управления по тангажу, а противофазная - по крену.

Хотя при управлении по крену эффект гиростабилизации не проявляется, расположенные в вертикальной плоскости элементы могут работать не только по тангажу, но и как элероны, приуроченные к оперенью, а не к крылу.

Управление углами атаки аэродинамических элементов 5 управления осуществляется с помощью расположенных в хвостовой части боеголовки трех магнитоэлектрических головок 11, осуществляющих трехпозиционное управление. Всего имеется три подобных по конструкции канала управления, соответствующих управлению по тангажу, курсу и крену.

Кинематическая схема системы одного из трех указанных каналов управления аэродинамическим рулем показана на фиг. 4. Аэродинамический элемент 5, установленный на оси 12, посредством тяги 13 соединен с рычагом 14 торсиона 15. На другом конце торсиона 15 имеется рычаг 16, расположенный перпендикулярно рычагу 14 и соединенный тягой 17 с катушкой 18 магнитоэлектрической головки 11.

Магнитоэлектрическая головка 11 содержит постоянный магнит 19 (см. фиг. 5) с малым воздушным зазором 20 в магнитной цепи. В воздушном зазоре 20 помещается, с возможностью осевого перемещении, катушка 18. При этом стенки зазора магнита 19 могут выполнять функцию направляющих, т.к. виду кратковременности функционирования боеголовки износ не имеет существенного значения. Катушка 18 соединяется гибкими проводниками 21 с выходом электронного блока 22 управления.

В данном варианте выполнения используется командное наведение на цель по радиоканалу. Причем необходимые для пилотирования текущие значения углов ориентации боеголовки по тангажу, курсу и крену получаются путем измерения углов поляризации радиоволны, получаемой с командного пункта наведения. Для этого на борту боеголовки имеется специальная антенна, состоящая из трех взаимно ортогональных диполей. При этом приемник выполнен многоканальным. Передатчик на командном пункте содержит две передающие антенны разной поляризации. Поперечно ориентированные диполии 23 указанной бортовой векторной антенны размещены в крестообразном крыле 7, выполненном из диэлектрического композитного материала, например из текстолита. Продольно ориентированный диполь 24 размещен в хвостовом радиопрозрачном обтекателе.

Питание всех бортовых систем боеголовки осуществляется от электрогенератора 25, приводимого от вращения носовой части 1 боеголовки.

ГПЭ 6 размещаются в контейнере 26, выполненном в виде конуса из композитного материала. Армирование конуса выполнено в виде обмотки из расплавляющегося при нагреве материала, например из металла или из стекловолокна. При этом в состав армирующей обмотки включена электропроводящая обмотка, которая через ключ 27 соединяется с высоковольтным конденсатором 28 (см. фиг. 8), заряжаемым в полете от специального преобразователя напряжения (не показан).

Система целеуказания и наведения, в частном варианте выполнения, может представлять собой многопозиционную (как минимум 3-4-х позиционную) радиолокационную систему (МПРЛС) - наземную или воздушного базирования. В частности она может базироваться на специальных снарядах, аналогичных малоразмерному ракетному ускорителю, используемому в качестве носителя предлагаемых боеголовок, и формирующих штурмовую группу снарядов-перехватчиков, действующих совместно. Причем такая группа заодно может выполнять функцию системы базовых станций навигационной системы, позволяя т.о. обойтись без использования спутниковых навигационных систем, которые не являются достаточно защищенными от противодействия. При этом, требуемая высокая точность и разрешающая способность радиолокации и радионавигации при применении МПРЛС обеспечивается использованием исключительно дальнометрических радиолокационных измерений (т.е. без использования угломерных свойств диаграмм направленности антенн. Это позволяет обойтись компактными по размерам дипольными бортовыми антеннами - менее, чем четвертьволновыми.

Рассмотрим процесс функционирования предлагаемой боеголовки. Но прежде рассмотрим задачу о возможности перехвата одного летательного аппарата (ЛА) другим ЛА с самой общей точки зрения.

Полет ЛА может быть в общем случае представлен в ортогональной пространственно-временной системе координат изображенной на фиг. 9, где - X; Y; Z - пространственные декартовые координаты положения ЛА, a «t» время. При этом мы имеем дело с четырехмерным пространством, в котором имеется четыре взаимно ортогональных направления. Прямые углы между ними обозначены на проекции фиг. 9 дугами. Причем в задаче наведения на маневрирующую цель нельзя пренебречь ни одним из трех пространственных измерений, т.к. маневр цели в любом направлении может быть использован для уклонения от перехвата. Однако задачу можно упростить, если разложить движение на три двухмерных пространственно-временных проекции движения в координатах Xt, Yt, Zt (см. фиг. 10), в которых движение представляется в виде трех плоских графиков. При этом кривыми Хц(t), Yц(t), Zц(t), а также Xп(t), Yп(t), Zп(t), изображены графики изменения во времени координат цели и перехватчика, соответственно.

Условием успешности перехвата цели является пересечение всех трех пар графиков движения цели и перехватчика в одной временной плоскости, что соответствует (на трех графиках фиг. 10) точкам Т, расположенным на общей вертикали. В четырехмерном пространстве это точка прогнозируемого столкновения. Пространственные и временные координаты этой точки могут в процессе сопровождения цели синхронно изменяться. Но не следует доводить ее до близкого расположения к защищаемому объекту, т.к. цель при перехвате может взорваться. Коридоры возможного маневрирования цели и перехватчика определяются параболами Gмц, и Gмп максимально возможных перегрузок цели и перехватчика, соответственно. Если цель атакует сосредоточенный объект, то при приближении ее к объекту атаки, коридор маневрирования цели сужается аналогичными параболами предельных перегрузок (не показаны). При этом, вместо перехвата, положительным результатом может явиться увод цели от объекта. Это возможно, если цель маневрирует не по жесткой программе, а активно взаимодействуя с перехватчиком.

Коридор возможных перемещений цели и перехватчика в точке текущего расположения цели и перехватчика сходится до нуля. То есть вершина образуемого указанными параболами конусообразного коридора возможного маневрирования перемещается во времени вместе с ЛА.

Задачей перехватчика является удержание зоны пересечения коридора возможного маневрирования перехватчика с коридором возможного маневрирования цели на одной текущей плоскости Т времени для всех трех пространственных координат (на фиг. 10 текущие зоны пересечения графиков заштрихованы). При этом сама выбранная плоскость Т времени, на которой поддерживается пересечение всех трех пар графиков, может оперативно меняться, смещаясь на одинаковую величину для всех трех проекций. Т.е. можно менять планируемый момент времени столкновения перехватчика с целью в зависимости от складывающейся игровой ситуации, определяемой непредсказуемым маневрированием цели, которая может быть оснащена интеллектом того или иного уровня. Тем не мене, столкновение с целью, при выполнении вышеуказанного условия поддержания совмещения во времени всех трех зон пересечения коридоров возможного маневрирования в трех проекциях, приведет к неизбежному схождению зоны пересечения в точку. Таким образом условием успешности перехвата является обеспечение возможности удержания точки пересечения всех трех пар проекций движения в одной плоскости времени. А это, в свою очередь будет возможно, если каждое изменение ускорения цели перехватчик может немедленно парировать таким же изменением собственного ускорения. Это возможно, если располагаемая перегрузка перехватчика будет превышать располагаемую перегрузку цели. Это следует из того, что, вызванное внезапным появлением ускорения цели, приращение ее смещения ΔSц всегда может быть парировано равным ему смещением ΔSп перехватчика, если перехватчик сможет создать такое ускорение (см. фиг. 11). Это следует из пропорциональности пути перемещения ускорению при одинаковом времени перемещения (см. формулу равноускоренного движения, приведенную на стр. 3 настоящего описания).

Вернемся к рассмотрению процессов функционирования предлагаемой кинетической боеголовки с аэродинамическим наведением. Запуск ее может производиться ракетным ускорителем по различным траекториям, как с земли, так и из космоса. Старт с земли выгоднее производить вертикально или с наклоном не более 45 градусов. При этом мы получаем серию возможных суборбитальных траекторий (см. фиг. 12), высота которых может доходить до 2500 километров и более. При этом дальность может составлять более тысячи километров. Несмотря на 25- или 30-кратное превышение стартовой массы ускорителя над массой боеголовки, это выгоднее, чем перемещать боеголовку на низких высотах в атмосфере, т.к. в последнем случае мы получим больший расход топлива уже на дальности в несколько сотен километров, а конечная скорость боеголовки будет меньше (максимум 10 км/сек вместо 20 км/сек и более) чем при запуске через космос.

Процесс аэродинамического наведения на цель производится следующим образом.

Если все рули 5 находятся в среднем положении, т.е. под нулевым углом атаки, то ориентация продольной оси планера стабилизируется за чет гироскопического эффекта, создаваемого быстрым вращением носовой части 1 боеголовки. Если подать ток в катушку 18 одной из магнитоэлектрических головок 11 (см. фиг. 4), то тяга 17, воздействуя на рычаг 16 торсиона 15, повернет торсион. А выходной рычаг 14 торсиона 15, воздействуя на тягу 13, повернет руль 5 до упора. Причем упоры, ограничивающие ход руля (упоры не показаны), отрегулированы на угол атаки, соответствующий максимальной подъемной силе руля 5. Под действием этого момента вращающаяся носовая часть, а с ней и фюзеляж планера, начнет совершать так называемое прецессионное движение, при котором ось вращающегося тела, т.е. гироскопа, совершает движение с угловой скоростью, вектор которой пропорционален приложенному моменту силы и направлен перпендикулярно вектору момента силы. То есть, при попытке повернуть боеголовку в вертикальной плоскости, она будет вращаться в горизонтальной плоскости. Будет, как говорят, прецессировать с постоянной скоростью, определяемой моментом силы, создаваемым рулем 5. Угол, на который повернется продольная ось фюзеляжа боеголовки будет пропорционален времени, в течение которого руль будет удерживаться в отклоненном положении. Таким образом управление всеми тремя углами ориентации фюзеляжа, как твердого тела может производиться серией знакопеременных импульсов равной амплитуды (+1 и -1) и управляемой длительности (см. фиг. 13). Таким образом осуществляется время-импульсное трехпозиционное управление скоростью изменения углового положения боеголовки по углу тангажа (при синфазном отклонении рулей 5в и 5г), или по углу крена (при противофазном отклонении рулей 5в и 5г). Управление по углу курса осуществляется при отклонении рулей 5а и 5б, приводящихся посредством общего торсиона 15вг и работающих в качестве киля. При управлении по углу крена гироскопический эффект не действует. Однако это не влияет на точность наведения, т.к. угловая ориентация вектора подъемной силы может управляться за счет изменения соотношения углов атаки плоскостей крестообразного несущего крыла 7, а регулятор крена не участвует в процессе наведения, а только стабилизирует крен в постоянном или медленно меняющемся положении.

Каждому угловому отклонению оси фюзеляжа относительно вектора воздушной скорости соответствует определенная величина и направление вектора поперечной подъемной силы, создаваемой крестообразным крылом 7. Управляя угловым положением продольной оси боеголовки, мы изменяем угол атаки крыла относительно скорости набегающего потока, управляя таким образом вектором подъемной силы крыла. Эта сила обуславливает движение боеголовки по дуге. Предельное значение угла атаки, ограничиваемое сравнимыми явлениями, формирует изображенный на фиг. 10 коридор возможных поперечных перегрузок боеголовки, который, для успешности перехвата цели, должен быть шире коридора предельных перегрузок цели. Это, при равных аэродинамических совершенствах крыла цели и перехватчика, обеспечивается тем, что у кинетического перехватчика отсутствует полезная нагрузка в виде боевой части. Это уменьшает инерционность кинетической боеголовки по сравнению с инерционностью цели, у которой боевая часть обычно имеется. Таким образом, маневренность кинетического перехватчика, лишенного боевой части, будет больше. Это преимущество может отсутствовать у перехватчика, если цель тоже кинетическая. Однако это уже будет война между кинетическими боеголовками, которая менее опасна экологически, чем война фугасных или ядерных боеприпасов.

Таким образом, предлагаемая боеголовка обеспечивает победу в борьбе именно с опасными видами вооружений: фугасными, химическими, бактериологическими и ядерными, делая их уязвимыми перед кинетическим оружием, которое, в свою очередь, как любое холодное оружие, менее опасно для экологии и для существования и развития цивилизации.

Кинетическая боеголовка с аэродинамическим наведением содержит заостренную носовую часть и хвостовую часть, соединенную с носовой частью посредством подшипника. На носовой части закреплены расположенные винтообразно аэродинамические элементы, служащие для ее раскручивания при входе в атмосферу. Хвостовая часть содержит аэродинамические рули управления, несущее крыло, закрепленное в зоне расположения центра масс боеголовки, тормозной аэродинамический элемент, выполняющий функцию ориентации всего устройства на начальном этапе входа в атмосферу и убираемый в процессе полета через атмосферу. Обеспечивается повышение точности наведения на высокоманевренные, высокоскоростные и малоразмерные цели. 9 з.п. ф-лы, 13 ил.

1. Кинетическая боеголовка с аэродинамическим наведением, содержащая заостренную носовую часть, на которой закреплены расположенные винтообразно аэродинамические элементы, служащие для раскручивания носовой части при входе в атмосферу, а также содержащая соединенную с носовой частью посредством подшипника хвостовую часть, оснащенную аэродинамическими рулями управления, отличающаяся тем, что на хвостовой части, в зоне расположения центра массы боеголовки, жестко закреплено несущее крыло, а к задней кромке хвостовой части присоединен убираемый в процессе полета через атмосферу тормозной аэродинамический элемент, который выполняет функцию ориентации всего устройства на начальном этапе входа в атмосферу.

2. Кинетическая боеголовка по п. 1, отличающаяся тем, что в зоне расположения центра массы боеголовки к хвостовой части прикреплены два несущих крыла, плоскости которых расположены взаимно перпендикулярно.

3. Кинетическая боеголовка по п. 1, отличающаяся тем, что указанный тормозной аэродинамический элемент выполнен в виде стержня, имеющего на конце форму метелки и присоединенного к хвостовой части боеголовки посредством шарнира.

4. Кинетическая боеголовка по п. 3, отличающаяся тем, что в конструкцию тормозного элемента входят расплавляемые или сгорающие от газокинетического нагрева элементы.

5. Кинетическая боеголовка по п. 1, отличающаяся тем, что привод аэродинамического руля хвостовой части представляет собой электромеханический преобразователь магнитоэлектрического типа, содержащий постоянный магнит, в воздушном зазоре которого расположена с возможностью осевого перемещения катушка, соединенная гибкими проводниками через ключ с источником тока.

6. Кинетическая боеголовка по п. 5, отличающаяся тем, что катушка магнитоэлектрического привода соединена с рулевым аэродинамическим элементом посредством торсионного вала, на концах которого закреплены рычаги, расположенные взаимно перпендикулярно.

7. Кинетическая боеголовка по п. 5, отличающаяся тем, что в кинематической цепи канала управления аэродинамическим рулем содержатся упоры, ограничивающие перемещения руля в обе стороны углами, соответствующими максимальным значениям подъемной силы руля по модулю.

8. Кинетическая боеголовка по п. 1, отличающаяся тем, что она содержит электрогенератор, ротор которого связан по вращению с указанной носовой частью боеголовки.

9. Кинетическая боеголовка по п. 1, отличающаяся тем, что она содержит расположенный в указанной носовой части контейнер с ГПЭ, выполненный в виде конической композитной оболочки, в состав армирующей обмотки которого входит обмотка из электрического провода, соединенного через ключ с высоковольтным конденсатором.

10. Кинетическая боеголовка по п. 9, отличающаяся тем, что указанные ГПЭ выполнены в виде пластин, имеющих форму секторов круга и сложенных в указанном контейнере в виде стопки дисков.