Зенитная управляемая ракета Российский патент 2025 года по МПК F42B6/00 

Область техники, к которой относится изобретение.

Изобретение относится к области военной техники, а именно к управляемым снарядам и ракетам, и может быть использовано при разработке зенитных управляемых снарядов и ракет (ЗУР) для перехвата малоскоростных и зависающих беспилотных летательных аппаратов класса «мини», противодействия беспилотным системам разведки на поле боя, корректировки огня артиллерии, ударным средствам типа «дрон-камикадзе».

Уровень техники.

Известны управляемые ракеты класса "поверхность – воздух" сверхмалой дальности, например, отечественные ракеты: 9М33, 9М311, 9М330, 9М331, 9М335, 9М338, 9М340, переносные ЗРК типа 9М333, 9М336 и др., разработано большое количество аналогичных ракет за рубежом.

Все перечисленные ракеты разрабатывались под задачу борьбы с самолетами и вертолетами, средствами высокоточного оружия: управляемыми авиационными бомбами и кассетами, универсальными и специализированными ракетами: противорадиолокационными, противокорабельными и др.

Несмотря на высокую эффективность поражения перечисленных классов целей, существенным недостатком всех перечисленных ЗУР является их высокая стоимость в серийном производстве, несопоставимая с ценой применяемых в настоящее время на линии боевого соприкосновения беспилотных летательных аппаратов (БЛА) класса «мини» и высокая скорость полета, ограничивающая ближнюю границу зоны поражения и, соответственно, боевые возможности борьбы с БЛА класса «мини» непосредственно на линии боевого соприкосновения.

Эти ракеты с разной степенью раскрытия описаны в: «Арсенал-инфо.рф»; «Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного артиллерийского и ракетного оружия. Часть II. Физические основы устройства и функционирования ракетного оружия: Учебник для вузов / под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева.— Тула: Изд-во ТулГУ, 2007; «Ракеты «Факела», М., МКБ "Факел" им. академика П.Д. Грушина, 2003 г.; Аналитический обзор военно-научной информации 3 (152), НИИ КиВ ВМФ ВУНЦ ВМФ «ВМА им. Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова», Санкт-Петербург, 2013; Карпенко А.В. Российское ракетное оружие 1943-1993 г., справочник, издание второе, СПБ, "ПИКА", 1993; Авиация ПВО России и научно-технический прогресс: Боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра, под ред. Е.А. Федосова, М., Дрофа, 2001; Карпенко А.В., ВТС, «НЕВСКИЙ БАСТИОН», 11.03.2018; «Крылья Родины», № 8, 1993, «Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра...» №5-6, 1999; Военно-информационные сайты: Deagel.com; Guide to Military Equipment, svpressa.ru, bmpd.livejournal.com; dambiev.livejournal.com; www.globalwarnews.ru; military-informant.com; china-inc.ru и др.

Известны устройства борьбы с БЛА путем:

– установки наземных минных заграждений, метающих вверх поражающие элементы (RU 198365 U1);

– установки наземных заграждений, выпускающих воздушные шары, наполненные газом легче воздуха (RU 191584 U1);

– обрызгивания БЛА-цели с БЛА-перехватчика быстрозастывающими каплями пенополиуретановых смесей (RU 208980 U1);

– поражения многоствольным стрельбовым модулем, размещенным на квадрокоптере или на земле и формирующим осколочное поле сплошного поражения БЛА (RU 222488 U1, RU 213791 U1);

– поражения гранатами на парашютах, сбрасываемых с БЛА (RU 145279 U1);

– перехвата БЛА сетью-ловушкой различных конструкций выброса с борта БЛА-перехватчика (RU 202673 U1, RU 200588 U1, RU 185949 U1, RU 185949 U1, RU 150610 U1);

В настоящее время на линии боевого соприкосновения делаются попытки поражения БЛА аналогичными БЛА путем тарана.

Недостатком всех перечисленных методов борьбы с миниБЛА является сопоставимые скорости полета и располагаемые перегрузки БЛА-цели и БЛА-перехватчика, что существенно ограничивает эффективность перехвата целей. В соответствии с [«Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного артиллерийского и ракетного оружия. Часть II. Физические основы устройства и функционирования ракетного оружия: Учебник для вузов / под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева. - Тула: Изд-во ТулГУ, 2007] эффективность перехвата может быть обеспечена только при существенном превышении скорости и располагаемых перегрузок (не менее чем в 1,5…2 раза) ракеты-перехватчика.

Техническим ограничением повышения скорости квадрокоптеров для перехвата миниБЛА является использование несущей силы винтов, которая ограничена трансзвуковой скоростью вращающихся лопастей. Для увеличения скорости полета как на самолетах, так и на ракетах используются турбовентиляторные двигатели, например ракеты АLCМ, АCМ, «Tomahawk», Х-55, Х-101 и др.

Недостатками рассмотренных ракет применительно к проблеме перехвата БЛА-целей являются:

– самолетная схема, требующая для поворота ракеты по курсу предварительного разворота ракеты по крену;

– применение для привода турбовентилятора турбореактивного двигателя, что существенно увеличивает себестоимость ракеты, делая ее сравнимой с ракетами на основе жидкостных или твердотопливных двигателей.

В качестве прототипа изобретения может быть рассмотрена конструкция зенитной управляемой ракеты 9М96 (Патент РФ № RU 2757645 C1), [«Ракеты «Факела», М., Изд. НО «Ассоциация «Лига содействия оборонным предприятиям», 2012 г.]. Ракета, выполненная по аэродинамической схеме «утка» содержит корпус, крыльевой блок (Патент РФ № RU 2722329 C1), аэродинамические рули, установленные по Х-образной конструктивно-компоновочной схеме, маршевый двигатель, аппаратуру системы наведения и управления, специальное программное обеспечение, предохранительно-исполнительный механизм, дистанционный взрыватель, боевую часть и источник тока.

Недостатком прототипа изобретения применительно к рассматриваемой проблеме перехвата малоразмерных целей на линии боевого соприкосновения является применение реактивного двигателя, что существенно ограничивает возможности производства и эксплуатации ракеты по требованиям безопасности обращения с взрывчатыми и энергонасыщенными материалами. Высокие давления и температуры, возникающие при работе ракетных двигателей, технологическая сложность их изготовления приводят к росту себестоимости ракеты, что отмечено как основной недостаток перечисленных выше аналогов изобретения.

Целью предлагаемого изобретения является расширение боевых возможностей зенитных управляемых ракет класса «поверхность-воздух» по поражению малоскоростных и зависающих беспилотных летательных аппаратов класса «мини» непосредственно на линии боевого соприкосновения, противодействию ведения разведки такими средствами на поле боя, корректировки огня артиллерии, а также ударам по наземным целям (применению «дронов-камикадзе»).

Раскрытие сущности изобретения.

Сущность предлагаемого технического решения заключена в том, что

в зенитной управляемой ракете, содержащей корпус, двигатели, аппаратуру системы наведения и управления, специальное программное обеспечение, дистанционный взрыватель, предохранительно-исполнительный механизм, боевую часть и источник тока применены:

– конструктивно-компоновочный облик ракеты по Х-образной аэродинамической схеме «утка»;

– турбовентилятор в качестве маршевого двигателя ракеты;

– электродвигатель в качестве привода турбовентилятора;

– кольцевая насадка турбовентилятора в качестве блока крыльев;

– размах нескладывающихся управляющих рулевых поверхностей равный диаметру кольцевой насадки турбовентилятора;

– ракета выполнена с возможностью укладывания в транспортно-пусковой контейнер без складывания рулевых поверхностей и с возможностью герметизации в нем;

– аппаратура системы наведения и управления выполнена на основе инерциальной системы управления (ИСУ), сопряженной с оптоэлектронной головкой самонаведения (ОЭГСН), корректирующей траекторию полета в зависимости от изменения траектории полета цели;

– специальное программное обеспечение (СПО) ИСУ ракеты предусматривает два варианта ее старта вертикальный и наклонный.

Технический результат предлагаемого технического решения заключается в:

– упрощении конструкции по сравнению с существующими зенитными управляемыми ракетами;

– достижении простоты изготовления и эксплуатации за счет использования серийных узлов и деталей;

– снижении массы ракеты по сравнению с известными ракетами сверхмалой дальности типа 9М33, 9М311, 9М330, 9М331, 9М333, 9М335, 9М336, 9М338, 9М340 в 20…35 раз, что позволяет упаковать 3…5 ТПК с ракетами в одну стандартную укладку бойца весом до 10 кг;

– снижении себестоимости изготовления ракеты по сравнению с известными ракетами сверхмалой дальности типа 9М33, 9М311, 9М330, 9М331, 9М333, 9М335, 9М336, 9М338, 9М340 в 20…25 раз с пропорциональным увеличением серийной способности;

– возможности применения ракеты как в составе переносного ЗРК (звено отделение – взвод), так и в составе ЗРК групповой защиты (звено рота – батальон).

Краткое описание чертежей.

Фиг. 1. Конструктивно-компоновочная схема ракеты.

1 – ОЭГСН с дистанционным взрывателем (лазерным дальномером);

2 – направляющие метательного заряда боевой части;

3 – предохранительно-исполнительный механизм;

4 - инерциальная система управления;

5 – рулевые привода;

6 – аэродинамические рули;

7 – блок управления рулевыми приводами;

8 – химические источники тока;

9 – блок управления электродвигателем турбовентилятора;

10 – электродвигатель турбовентилятора;

11 – лопатки турбовентилятора;

12 – спрямляющий аппарат с кольцевой насадкой турбовентилятора.

Осуществление изобретения.

Осуществление изобретения обеспечивается:

– применением в ракете конструктивно-компоновочной Х-образной аэродинамической схемы «утка»;

– применением в качестве маршевого двигателя толкающего турбовентилятора;

– применением для привода турбовентилятора управляемого электрического двигателя большей мощности;

– применением в качестве блока крыльев кольцевой насадки турбовентилятора;

– выбором размаха нескладывающихся управляющих рулевых поверхностей равным диаметру кольцевой насадки турбовентилятора;

– выполнением ракеты с возможностью ее укладки в транспортно-пусковой контейнер без складывания рулевых поверхностей и с возможностью герметизации в нем;

– выполнением аппаратура системы наведения и управления на основе инерциальной системы управления (ИСУ), сопряженной с оптоэлектронной головкой самонаведения (ОЭГСН), корректирующей траекторию полета в зависимости от изменения траектории полета цели;

– выполнением специального программного обеспечения (СПО) ИСУ ракеты для обеспечения двух вариантов ее старта вертикальный и наклонный.

Изобретение относится к области военной техники, а именно к управляемым снарядам и ракетам. Зенитная управляемая ракета содержит корпус, маршевый турбовентилятор с электроприводом, кольцевую насадку как крыльевой блок, рулевые поверхности с размахом, равным диаметру насадки, без необходимости складывания для транспортировки, аппаратуру наведения на основе инерциальной системы управления и оптоэлектронной головки самонаведения, специальное программное обеспечение для вертикального или наклонного старта, дистанционный взрыватель, предохранительно-исполнительный механизм, боевую часть и источник тока. Ракета выполнена по Х-образной аэродинамической схеме «утка». Ракета герметично размещается в транспортно-пусковом контейнере и корректирует траекторию в зависимости от движения цели. Достигается упрощение конструкции, снижение массы, применение как в составе переносного ЗРК, так и в составе ЗРК групповой защиты. 1 ил.

Зенитная управляемая ракета, содержащая корпус, двигатели, аппаратуру системы наведения и управления, специальное программное обеспечение, дистанционный взрыватель, предохранительно-исполнительный механизм, боевую часть и источник тока, отличающаяся тем, что конструктивно-компоновочный облик ракеты выполнен по Х-образной аэродинамической схеме «утка», маршевый двигатель ракеты представляет собой турбовентилятор, привод турбовентилятора представляет собой электродвигатель, крыльевой блок представляет собой кольцевую насадку турбовентилятора, размах рулевых поверхностей равняется диаметру кольцевой насадки турбовентилятора, ракета выполнена с возможностью укладывания в транспортно-пусковой контейнер без складывания рулевых поверхностей и с возможностью герметизации в нем, содержит аппаратуру системы наведения и управления на основе инерциальной системы управления (ИСУ), сопряженной с оптоэлектронной головкой самонаведения (ОЭГСН), корректирующей траекторию полета в зависимости от изменения траектории полета цели, специальное программное обеспечение (СПО) ИСУ ракеты, предусматривающее два варианта ее старта - вертикальный и наклонный.