Результат интеллектуальной деятельности: БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА

Изобретение относится к военной технике, в частности к баллистическим ракетам.

Известна баллистическая ракета 9М21 комплекса 9К52 «Луна-М» содержащая боевую часть и ракетный двигатель, на хвостовой части которого установлен аэродинамический стабилизатор [1], принятая за аналог.

Недостатком аналога является то, что его полет на всем участке траектории проходит без какой-либо коррекции и управления. Вследствие этого точность стрельбы неудовлетворительная.

Наиболее близким устройством того же назначения к заявленному изобретению по совокупности заявляемых признаков является баллистическая ракета 8К14 комплекса 9К72 принятая авторами за прототип [2]. Эта ракета содержит головную часть, корпус, двигательную установку, систему управления и систему аварийного подрыва ракеты. Головная часть является боевой частью ракеты и устанавливается на нее при подготовке к пуску. Система управления обеспечивает управление ракетой на активном участке траектории (при работающей двигательной установке) при помощи устройства управления вектором тяги в виде четырех газоструйных рулей.

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известной баллистической ракеты, принятой за прототип, относится то, что управление баллистической ракетой осуществляется только на активном участке траектории отклонением вектора тяги газовыми рулями. После окончания работы двигателя ракета летит до цели без управления по баллистической траектории. В результате, возмущения получаемые ракетой на неуправляемом участке траектории не компенсируются, ракета имеет низкую точность стрельбы и требуется большой расход ракет для поражения малоразмерных целей, кроме того ракета летит к цели без маневра, что увеличивает вероятность ее поражения средствами противоракетной обороны.

Технической задачей предлагаемого изобретения является устранение указанного выше недостатка, а именно обеспечение высокой точности стрельбы изначально разработанной без управления на конечном участке траектории баллистической ракеты и снижение вероятности поражения ее средствами противоракетной обороны.

Технический результат - снижение расхода баллистических ракет изначально разработанных без наведения на конечном участке траектории на поражение малоразмерной цели за счет повышения точности стрельбы вследствие управления ракетой на конечном участке траектории и снижения вероятности поражения ее средствами противоракетной обороны за счет выполнения противоракетного маневра при наведении на цель.

Указанный технический результат достигается тем, что в состав баллистической ракеты, изначально разработанной без наведения на конечном участке траектории и содержащей головную часть, корпус, двигательную установку и систему управления дополнительно введен блок управления на конечном участке траектории, устанавливаемый при подготовке ракеты к пуску и содержащий в своем составе несущий корпус, аппаратуру спутниковой навигации с расположенной на внешней поверхности блока управления приемной антенной, бесплатформенную инерциальную навигационную систему, бортовой вычислитель, рулевые привода (например четыре для одновременного управления по крену, тангажу, рысканью и демпфирования колебаний), аэродинамические рули (например четыре по числу рулевых приводов), источник питания, бортовую аппаратуру дистанционного приема полетного задания, которое формируется наземной аппаратурой подготовки и передачи полетного задания (на рис. не показано), транзитный электрический кабель.

Конструктивно блок управления выполнен в виде цилиндра и устанавливается между головной частью и корпусом баллистической ракеты. Установка блока управления осуществляется на технической позиции обслуживания ракетного комплекса перед подготовкой ракеты к пуску. Места крепления блока управления с головной частью и блока управления с корпусом баллистической ракеты повторяют места крепления между головной частью и корпусом исходной ракеты, а транзитный электрический кабель обеспечивает электрическую связь головной части с системой управления штатной ракеты посредством электрических разъемов аналогичных примененных в штатной ракете для соединения головной части с системой управления. При выполнении электрической и механической стыковки блока управления с баллистической ракетой дополнительная доработка не требуется. Для уменьшения вероятности обнаружения и поражения средствами противоракетной обороны за счет уменьшения геометрических размеров атакующего цель объекта, блок управления может оснащаться блоком отделения в полете скрепленных между собой головной частью с блоком управления от остальной части баллистической ракеты. Для увеличения удобств при эксплуатации за счет уменьшения внешних габаритов ракеты и снижения лобового сопротивления на начальном и среднем участках траектории, аэродинамические рули могут быть выполнены складываемыми внутрь блока управления или иметь решетчатую форму и складываться снаружи вдоль внешней поверхности блока управления, что упрощает размещение аппаратуры внутри блока управления по сравнению со складыванием рулей внутрь корпуса. Рулевой привод может иметь в качестве исполнительного органа электродвигатель постоянного тока, что позволяет уменьшить общие габариты рулевого привода и упростить схему построения рулевого привода. Для увеличения надежности приема спутниковых сигналов при выполнении ракетой маневров на траектории количество приемных антенн N (где N - количество приемных антенн) может быть увеличено. Перечень фигур чертежей.

На фиг. 1 представлена баллистическая ракета с блоком управления. В состав баллистической ракеты входят:

1 - головная часть ракеты;

2 - блок управления;

3 - места установки блока управления на ракету;

4 - корпус ракеты с установленной внутри двигательной установкой и системой управления;

5 - устройство управления вектором тяги.

На фиг. 2 изображен блок управления.

В состав блока управления входят:

6 - несущий корпус;

7 - аппаратура спутниковой навигации;

8 - приемная антенна аппаратуры спутниковой навигации;

9 - бесплатформенная инерциальная навигационная система;

10 - бортовой вычислитель;

11 - рулевой привод;

12 - аэродинамический руль;

13 - источник питания;

14 - бортовая аппаратура дистанционного приема полетного задания;

15 - транзитный электрический кабель.

На фиг. 3 изображен блок (2) управления, оснащенный блоком (16) отделения, остальные блоки соответствуют обозначениям, принятым на фиг. 2.

На фиг. 4 представлен блок (2) управления со складывающимися внутрь блока (2) управления рулями.

На фиг. 5 изображен блок (2) управления со складываемыми снаружи вдоль блока (2) управления решетчатыми рулями.

На фиг. 6 приведена траектория баллистической ракеты с блоком (2) управления.

На фиг. 7 приведена траектория баллистической ракеты с отделением головной части (1) с блоком (2) управления от ракеты.

Возможность осуществления изобретения подтверждается ниже следующим описанием работы баллистической ракеты с блоком (2) управления.

На технической позиции обслуживания ракетного комплекса расчет стыкует разъемы (на рис. не показано) транзитного электрического кабеля (15) с ответными разъемами (на рис. не показано) системы управления и соединяет блок (2) управления с корпусом (4) ракеты по месту (3) установки посредством крепежных изделий (например гайками, болтами, винтами и т.д.) применяемых для соединения головной части (1) с корпусом (4) исходной ракеты. Далее соединяются электрические разъемы (на рис. не показано) головной части (1) с ответными разъемами (на рис. не показано) транзитного электрического кабеля (15) и на передний торец блока (2) управления устанавливается головная часть (1) и крепится по месту (3) установки посредством крепежных изделий (например гайками, болтами, винтами и т.д.) применяемых для соединения головной части (1) с корпусом (4) исходной ракеты. На огневой позиции стартовый расчет выполняет действия по приведению ракеты в боевую готовность в соответствии с руководством по эксплуатации штатной ракеты без блока управления, при этом дополнительно в бортовую аппаратуру приема полетного задания дистанционно от наземной аппаратуры подготовки и передачи полетного задания вводятся только координаты цели и циклограмма работы блока управления в полете. После старта бортовой вычислитель (10) блока (2) управления запускает выполнение циклограммы, аппаратура (7) спутниковой навигации определяет текущие координаты ракеты, команды управления на аэродинамические рули (12) блока (2) управления не подаются. Первоначальный участок полета осуществляется по траектории соответствующей траектории полета исходной ракеты с компенсацией получаемых ракетой возмущений при помощи устройства (5) управления вектором тяги. После окончания работы двигательной установки ракета летит по баллистической траектории без управления. В зависимости от дальности стрельбы и в соответствии с циклограммой пуска в назначенное время на нисходящей ветви траектории начинается управляемый полет (см. фиг. 6) при помощи блока (2) управления, при этом предварительно при наличии блока (16) отделения происходит отделение скрепленных между собой головной частью (1) и блоком (2) управления от корпуса (4) ракеты (см. фиг. 7), при наличии складывающихся рулей происходит их открытие. Бортовой вычислитель (10) одновременно по сигналам бесплатформенной инерциальной навигационной системы (9) формирует команды по стабилизации крена и демпфирования продольных и поперечных колебаний ракеты (боевой части с блоком (2) управления) и команды наведения в соответствии с выбранным законом наведения по данным о положении ракеты (боевой части с блоком (2) управления) в пространстве, определяемых аппаратурой (7) спутниковой навигации совместно с бесплатформенной инерциальной навигационной системой (9) и заданным при пуске координатам цели. Рулевые привода отрабатывают команды, отклоняя каждый из имеющихся аэродинамических рулей (12) на требуемые углы независимо друг от друга в заданном направлении, создавая одновременно управляющие силы и моменты по курсу, тангажу и крену. Наведение на цель осуществляется для снижения влияния ошибок определения высоты и для повышения эффективности боевой части с большими углами подхода к цели (пикирование), при этом для снижения вероятности поражения средствами противоракетной обороны выполняется противоракетный маневр.

Все элементы, используемые при создании предлагаемого изобретения, известны специалистам в данной области техники.

Таким образом, вышеизложенные сведения свидетельствуют о выполнении при использовании заявленного изобретения следующей совокупности условий:

- средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в военной технике, а именно, в баллистических ракетах;

- для заявленного устройства в том виде, как оно охарактеризовано в независимом пункте изложенной формулы изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных в заявке или известных до даты приоритета средств и методов;

- устройство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, способно обеспечить достижение усматриваемого заявителем технического результата, а именно, снижение расхода на поражение малоразмерной цели изначально разработанных без наведения на конечном участке траектории баллистических ракет за счет повышения точности стрельбы из-за управления ракетой на конечном участке траектории.

Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию «промышленная применимость».

Источники информации:

1. Широкорад А. Б., Энциклопедия отечественного ракетного оружия. 1817 - 2002., Москва. ACT., Минск, Харвест, 2003 г.;

2. Ракета 8К14. Пособие для офицеров ракетных войск. Часть 1. Устройство ракеты. Военное издательство Министерства Обороны СССР, Москва, 1961 г. (https://armyman.info/books/id-1191.html).