УПРАВЛЯЕМАЯ ПУЛЯ

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.

Известна зенитная ракета зенитного ракетного комплекса 9К331 «Тор-М1» [Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного, артиллерийского и ракетного оружия. Часть И. 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. - 784 с.], в которой реализовано комбинированное моментное управление ракетой. Сопла газодинамического привода размещены в аэродинамических рулях, при этом реактивная сила, создаваемая газодинамическим устройством управления, создает управляющий момент только при отклонении аэродинамических рулей.

Недостатком аналога является невозможность использования такого решения на бескрылых летательных аппаратах, а также то, что ввиду ограничений, накладываемых на величину угла отклонения аэродинамических рулей, большая часть реактивной силы, создаваемой газодинамическим устройством управления, не участвует в создании управляющего момента.

Известен способ и устройство управления снарядом [заявка WO 2008/112510 А1, МПК⁶ F41G 7/00], конструкция устройства, описанного в нем, является наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению и принята авторами в качестве прототипа. Устройство для управления снарядом (Фиг.1) содержит боевую часть 1, газодинамическое устройство управления 2, блок управления 3 и стартовый двигатель 4. При этом конструкция устройства позволяет его использовать для управления бескрылыми летательными аппаратами. Газодинамическое устройство управления представляет собой совокупность импульсных ракетных двигателей и при этом выполнено в едином корпусе с блоком управления.

Недостатки устройства управления снарядом заключаются в следующем:

- управление летательным аппаратом осуществляется в импульсном режиме и является дискретным, что снижает маневренность летательного аппарата и уменьшает быстродействие управления;

- стартовый двигатель выполнен неотделяемым, что увеличивает аэродинамическое сопротивление на энергопассивном участке траектории полета летательного аппарата;

- газодинамическое устройство управления занимает часть внутреннего объема летательного аппарата, в которой возможно размещение боевой части или стартового двигателя, что снижает боевую эффективность летательного аппарата.

Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение габаритов летательного аппарата по длине при уменьшении пассивной массы летательного аппарата и увеличении его жесткости, уменьшение доли свободного объема в переходном обтекателе, реализация непрерывного во времени управления летательным аппаратом на всем участке работы газодинамического устройства управления, уменьшение габаритов и массы газодинамического устройства управления, уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение маневренности летательного аппарата.

Поставленная задача решается тем, что в управляемой пуле, выполненной по двухступенчатой бикалиберной схеме, содержащей боевую часть, стартовый двигатель, блок управления и газодинамическое устройство управления, новым является то, что она снабжена переходным обтекателем, в котором вокруг хвостовой части маршевой ступени размещено газодинамическое устройство управления, выполненное в виде газодинамического рулевого привода с пороховым аккумулятором давления торообразной формы, реализующее моментное управление путем создания поперечной тяги, при этом сопла газодинамического устройства управления выведены наружу переходного обтекателя в радиальном направлении, стартовый двигатель выполнен отделяемым, корпус стартового двигателя выполнен коническим, боевая часть размещена в носовой части маршевой ступени, а блок управления - в хвостовой части маршевой ступени, которая вдвинута в центральную трубку, выполненную в стартовом двигателе.

Газодинамическое устройство управления размещено в переходном обтекателе, что позволяет использовать для размещения газодинамического устройства управления свободный объем внутри управляемой пули, при этом объем, занятый остальными агрегатами управляемой пули, остается неизменным. Поскольку источником рабочего тела для газодинамического устройства управления является пороховой аккумулятор давления, управление летательным аппаратом удается реализовать непрерывным, за счет чего увеличивается быстродействие и маневренность летального аппарата. Бортовая аппаратура управляемой пули размещена в хвостовой части маршевой ступени и вдвинута в центральную трубку, расположенную в стартовом двигателе, благодаря чему уменьшается длина управляемой пули в сравнении с прототипом.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическим материалом (Фиг.2), где на чертеже изображена управляемая пуля. Управляемая пуля содержит маршевую ступень с боевой частью 1, газодинамическое устройство управления 2, блок управления 3, стартовый двигатель 4 с центральной трубкой 5, переходный обтекатель 6, связывающий стартовый двигатель с маршевой ступенью и сопла газодинамического устройства управления 7. Стрелками на Фиг.2 изображено направление реактивной струи, создаваемой газодинамическим устройством управления.

Боевая часть 1 представляет собой носовую часть маршевой ступени и служит для поражения цели. Вокруг задней части маршевой ступени расположено газодинамическое устройство управления 2, размещенное в переходном обтекателе 6. К задней части боевой части 1 примыкает блок управления 3, включающий в себя бортовую аппаратуру и аэродинамическое устройство управления маршевой ступенью. Блок управления предназначен для приема оптического луча, определяющего отклонение реального положения управляемой пули от потребного, обработки этого сигнала и выдачи управляющих команд на газодинамическое устройство управления в промежуток времени между стартом управляемой пули и отделением стартового двигателя, а также на аэродинамическое устройство управления после отделения стартового двигателя, причем бортовая аппаратура располагается в хвостовой части маршевой ступени и при этом вдвинута в центральную трубку 5 стартового двигателя. Стартовый двигатель 4 выполнен коническим для обеспечения аэродинамической устойчивости и расположен в задней части управляемой пули. Центральная трубка 5 расположена в стартовом двигателе 4 и служит для размещения в ней хвостовой части маршевой ступени. Переходный обтекатель 6, служащий для обеспечения аэродинамической устойчивости и уменьшения лобового сопротивления, расположен перед стартовым двигателем 4 и надвинут на маршевую ступень. Сопла газодинамического устройства управления 7 выведены наружу переходного обтекателя 6 и служат для создания направления действия реактивной струи, создающей управляющую силу.

Устройство работает следующим образом.

На участке разгона управляемой пули работает стартовый двигатель 4, разгоняющий управляемую пулю до требуемого значения скорости, причем коническая форма стартового двигателя позволяет обеспечить требуемую аэродинамическую устойчивость, а переходный обтекатель 6 скрывает выступающие части маршевой ступени и ламиниризирует поток воздуха, улучшая процесс обтекания управляемой пули и снижая аэродинамическое сопротивление. Маршевая ступень на участке разгона за счет сил инерции удерживается в контакте со стартовым двигателем 4, за счет чего повышается жесткость управляемой пули. Во время полета управляемой пули с момента старта до момента отделения стартового двигателя осуществляется моментное управление летательным аппаратом за счет того, что газодинамическое устройство управления 2 создает реактивную тягу в поперечном направлении при помощи сопел 7, в результате действия которой образуется управляющий момент относительно центра масс управляемой пули, выводящий управляемую пулю на пространственный угол атаки. После окончания работы стартового двигателя за счет различных значений массы и лобового сопротивления стартового двигателя и маршевой ступени происходит их разделение, причем маршевая ступень начинает двигаться быстрее и выходит из центральной трубки 5 стартового двигателя. В процессе разделения хвостовая часть маршевой ступени, в которой размещен блок управления 3, движется вдоль центральной трубки 5, обеспечивая плавное разделение и минимальные возмущения. После разделения стартовый двигатель отбрасывается, а маршевая ступень продолжает двигаться по инерции и может искривлять свою траекторию в заданном направлении с помощью аэродинамического устройства управления, находящемся в блоке управления 3, причем ее движение осуществляется за счет скорости, достигнутой за время работы стартового двигателя.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить габариты летательного аппарата по длине при уменьшении пассивной массы летательного аппарата и увеличении его жесткости, уменьшить долю свободного объема в переходном обтекателе, реализовать непрерывное во времени управление летательным аппаратом на всем участке работы газодинамического устройства управления, уменьшить габариты и массу газодинамического устройства управления, уменьшить аэродинамическое сопротивление и увеличить маневренность летательного аппарата.