Результат интеллектуальной деятельности: Самонаводящаяся электроракета

Изобретение относится к ракетам, использующим для создания воздушной реактивной тяги и полета электрическую энергию бортового источника электроэнергии.

Изобретение может быть использовано в системах противовоздушной обороны (ПВО) точечных объектов типа электростанций, командных пунктов, зенитно-ракетных комплексов и радиолокационных станций ближнего действия для перехвата ракет и беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в непосредственной близости от объектов обороны.

Известна самонаводящаяся ракета /RU 2015151254 A/, использующая для создания воздушной реактивной тяги и полета электрическую энергию бортового источника электроэнергии, далее самонаводящаяся электроракета, выполненная по аэродинамической схеме «Утка».

Указанная самонаводящаяся электроракета /RU 2015151254 A/ - прототип изобретения, содержит пустотелый корпус, с головной стороны которого установлена головка самонаведения, а в хвостовой - электрический реактивный движитель (ЭРД), содержащий многолопастную крыльчатку. Внутри корпуса электроракеты установлен управляющий вычислительный модуль, регулятор хода и вентильный электродвигатель. На валу вентильного электродвигателя закреплена многолопастная крыльчатка ЭРД, создающая воздушно-реактивной струю и тягу ЭРД электроракеты.

При этом для управления полетом электроракеты используется ее переднее оперение (схема «Утка»), соединенное через управляющий вычислительный модуль с выходом головки самонаведения.

Недостатком известной самонаводящейся электроракеты является пониженная маневренность, связанная с трудностью управления электроракетой ее передним оперением из-за недостаточного и изменяющегося в процессе полета величины скоростного напора воздуха на оперение электроракеты и из-за изменяющихся углов атаки каждого руля переднего оперения.

Для повышения управляемости электроракеты в процессе ее полета требовалось измерять:

- величину скоростного напора воздуха на корпус электроракеты, например трубкой «Пито»;

- текущие углы атаки для каждого руля переднего горизонтального оперения посредством дополнительного измерения шарнирных моментов каждого руля горизонтального оперения.

Измеренные данные использовались далее в управляющем вычислительном модуле для выработки согласованных команд управления передним оперением и скоростью вращения крыльчатки ЭРД.

Это в свою очередь приводило к усложнению алгоритма управления в вычислительном модуле электроракеты и, как следствие, к дополнительному снижению устойчивости и управляемости известной электроракеты во всем диапазоне скоростей полета.

При этом повышались риски автоколебания ракеты и дополнительное снижение ее маневренности и точности наведения на воздушный объект.

Задачей изобретения является устранение недостатков известной электроракеты, а техническим результатом - повышение маневренности электроракеты и точности ее наведения на воздушный объект.

Сущность изобретения.

Решение поставленной технической задачи и достижение заявленного технического результата обеспечивается тем, что самонаводящаяся электроракета содержит пустотелый корпус. С головной стороны корпуса установлена головка самонаведения, а в хвостовой - электрический реактивный движитель (ЭРД), содержащий многолопастную крыльчатку. Внутри корпуса электроракеты последовательно установлены блок электрических аккумуляторов, управляющий вычислительный модуль, регулятор хода и вентильный электродвигатель. На валу вентильного электродвигателя закреплена многолопастная крыльчатка ЭРД. В реактивном воздушном потоке ЭРД установлены струйные рули управления. Струйные рули связанны через рулевые приводы с управляющим вычислительным модулем электроракеты. Для измерения углового отклонения оси электроракеты по крену относительно направления на объект атаки на головной части корпуса электроракеты установлены флюгарки с цифровыми датчиками углов отклонения флюгарок от оси электроракеты за счет набегающего на них потока воздуха. Датчики углов соединены по цифровому интерфейсу с головкой самонаведения и управляющим вычислительным модулем для выработки команд управления струйными рулями электроракеты.

Такое исполнение электроракеты в отличие от прототипа позволяет:

- исключить необходимости корректировки управления электроракетой по скорости ее полета за счет постоянства высокоскоростного напора обдува струйных рулей, установленных в воздушно- реактивной струе ЭРД, независящего от скорости полета электроракеты;

- возможность управления вектором тяги и моментом по крену на околонулевых скоростях электроракеты, характерных для старта и разворота электроракеты, за счет указанной выше особенности установки струйных рулей;

- возможность экстренного торможения реверсом и направлением тяги за счет возможности изменения направления вращения многолопастной крыльчатки и углового положения струйных рулей, установленных в сопле ЭРД электроракеты, для безопасного применения электроракеты в зоне жилых построек, повторного захода на цель, выброса парашюта и последующего спасения ракеты.

Указанные технические преимущества предложенной электроракеты позволяют упростить алгоритм управления электроракетой, снизить флуктуационные ошибки наведения и, как следствие, повысить маневренность электроракеты и одновременно повысить надежность работы и точность ее наведения на воздушный объект.

Сущность изобретения поясняется рисунками, представленными на фиг. 1 - фиг. 6.

На фиг. 1 представлен рисунок, поясняющий конструкцию самонаводящейся электроракеты, на фиг. 2 - сечение Е-Е электрореактивного движителя (ЭРД) электроракеты в месте расположения флюгарок, на фиг. 3 - сечение «В-В» ЭРД электроракеты в зоне расположения дельтовидных крыльев и направляющих лопаток, на фиг. 4 - сечение С-С ЭРД электроракеты в месте расположения многолопастной крыльчатки, на фиг. 5 - сечение «D-D» ЭРД электроракеты в месте расположения спрямляющих лопаток, на фиг. 6 - сечение «Е-Е» ЭРД электроракеты в месте расположения струйных рулей.

На фиг. 1-6 позициями обозначены:

1 - корпус самонаводящейся электроракеты;

2 - головка самонаведения;

3 - электрический реактивный движитель (ЭРД);

4 - многолопастная крыльчатка;

5 - управляющий вычислительный модуль;

6 - регулятор хода;

7 - вентильный электродвигатель;

8 - флюгарки;

9 - цифровые датчики углов;

10 - струйные рули управления;

11 - рулевые приводы;

12 - дельтовидные крылья;

13 - направляющие лопатки;

14 - воздухозаборник;

15 - сопло;

16 - центральное тело;

17 - спрямляющие лопатки;

18 - блок силовых аккумуляторных батарей;

19 - контейнер.

Согласно фиг. 1 фиг. 6 самонаводящаяся электроракета содержит пустотелый корпус 1. С головной стороны корпуса 1 установлена головка 2 самонаведения, а в хвостовой - электрический реактивный движитель (ЭРД) 3, содержащий многолопастную крыльчатку 4. Внутри корпуса 1 электроракеты последовательно установлены блок 18 силовых аккумуляторных батарей, управляющий вычислительный модуль 5, регулятор хода 6 и вентильный электродвигатель 7. На валу вентильного электродвигателя 7 закреплена многолопастная крыльчатка 4 ЭРД 3. В реактивном воздушном потоке ЭРД 3 установлены струйные рули 10 управления. Струйные рули 10 связанны через рулевые приводы 11 с управляющим вычислительным модулем 5 электроракеты. Для измерения углового отклонения оси электроракеты по крену относительно направления на объект атаки на головной части корпуса 1 электроракеты установлены флюгарки 8 с цифровыми датчиками 9 углов отклонения флюгарок от оси электроракеты за счет набегающего на них потока воздуха. Датчики 9 углов соединены по цифровому интерфейсу с головкой 2 самонаведения и управляющим вычислительным модулем 5 для выработки команд управления струйными рулями 10 электроракеты.

При этом ЭРД 3 закреплен на наружной поверхности хвостовой части пустотелого корпуса 1 электроракеты дельтовидными крыльями 12 и направляющими лопатками 13. Конструктивно ЭРД 3 содержит последовательно и соосно установленные по течению воздушного потока дельтовидные крылья 12, воздухозаборник 14, направляющие лопатки 13, многолопастную крыльчатку 4 с приводом от вентильного электродвигателя 7, а также сопло 15. Внутри сопла 15 установлено центральное тело 16. На внешней поверхности тела 16 установлены струйные рули 10 управления электроракетой. Центральное тело 16 закреплено внутри сопла 15 спрямляющими лопатками 17. Дельтовидные крылья 12 и направляющие лопатки 13 выполнены с равномерным угловым шагом, а их задние кромки разнесены вдоль продольной оси ЭРД на величину, не меньшую чем размер хорды профиля направляющей лопатки 13. Для компенсации углового вращения воздушно-реактивной струи ЭРД дельтовидные крылья 12 выполнены с загибом задней кромки против направления вращения многолопастной крыльчатки 4. Струйные рули 10 установлены на внешней поверхности центрального конического тела 16 за срезом сопла 15 соплового аппарата. Многолопастная крыльчатка 4 установлена на валу вентильного электродвигателя 7 между направляющими 12 и спрямляющими 17 лопатками. Последовательно соединенные блок 18 силовых аккумуляторных батарей, регулятор 6 хода двигателя и вентильный электродвигатель 7 образуют электрическую силовую установку электроракеты. Головка 2 самонаведения электроракеты может быть выполнена активной, полуактивной или пассивной. Активная головка 2 самонаведения содержит излучающий и приемный тракты инфракрасного диапазона (на фигурах не показано). Приемный тракт соединен с сигнальным выходом блока флюгарок 8 и сигнальным входом вычислительным модуля 5 электроракеты через цифровые каналы связи. Приемный тракт головки самонаведения 2 соединен по управляющему выходу с излучающим трактом по параметрам формы излучаемого импульса. Флюгарки 8 выполнены в виде трапециевидных крыльев, свободно ориентирующихся по набегающему воздушному потоку.

Самонаводящаяся электроракета работает следующим образом.

В зависимости от оснащения ГСН 2 (активная, пассивная или полуактивная) в память управляющего вычислительного модуля 5 вводится соответствующие программа и алгоритм наведения электроракеты на воздушный объект. По данным внешнего целеуказания и/или при автономном обнаружении воздушного объекта ГСН 2 включается электрическая зарядка блока 18 силовых аккумуляторных батарей электроракеты (ЭР) от внешнего источника электропитания. Одновременно в управляющий вычислительный модуль (УВМ) 5 электроракеты производится загрузка полетного задания (ПЗ), включающего данные об оптимальной траектории полета электроракеты в зону захвата летательного аппарата (ЛА) головкой самонаведения 2 электроракеты (ЭР). Полетное задание (ПЗ) включает последовательность скоростных, временных и пространственных параметров ЭР, а также параметров цели, подлежащей перехвату. После зарядки аккумуляторов автоматически производится включение электрического вентильного электродвигателя 7 и раскрутка многолопастной крыльчатки, При сравнении тягового усилия электрического ЭРД 3 с пороговым значением удержания ЭР в пусковой установке (ПУ) электроракета вылетает из ПУ и разворачивается в заданном направлении полета. В процессе полета производится измерение блоком флюгарок 8 углового рассогласования Δα оси ЭР с заданным (полетным заданием) направлением траектории ее движения. УВМ 5 отрабатывает указанное рассогласование и выдает корректирующий сигнал на рули 10 управления для сведения величины Δα → 0 и поддержание оси ЭР с направлением траектории ее движения. При выводе ЭР в зону видимости ГСН 2 опасного ЛА, например террористического «дрона», ГСН 2 обнаруживает его и берет на автосопровождение. Сигнал о захвате ЛА передается с ГСН 2 на УВМ 5. При этом УВМ 5 отключает контур инерциального наведения от рулей 10 и подключает их через себя к сигнальному выходу ГСН 2. Образованный контур самонаведения далее используется далее для автоматического наведения ЭР на «дрон». При подлете к «дрону» по командному сигналу с УВМ 5 из контейнера 19 ЭР выбрасывается привязной сетчатый парашют (на фигурах не показан) для захвата «дрона». При этом происходит торможение ЛА и далее его увод и посадка в безопасное (для охраняемого объекта ПВО) место с использованием тяговой силы ЭРД 3 электроракеты.

Данное изобретение не ограничивается указанным выше примером его осуществления.

В рамках данного изобретения возможны и другие варианты реализации и применения предложенной электроракеты, не выходящие за пределы представленных материалов заявки.

Так для перехвата крупногабаритных ЛА, например вертолетов, в корпусе 1 и/или контейнере 19 электроракеты может размещаться фугасная, осколочно-фугасная или термобарическая боевая часть.

В качестве устройств захвата малогабаритных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) может использоваться перфорированный кольцевой парашют, радиально раскрывающаяся сетка или блок радиально выбрасываемых нитей с гарпунами на концах.

В случае промаха ЭР возможна повторная атака на ЛА за счет повышенной ее маневренности и разворота на 180° .

Для само спасения электроракеты в случае полного разряда ее силовых электрических батарей в контейнере 19 ЭР может быть размещен спасательный парашют.

Для увеличения дальности действия электроракеты в качестве бортового источника электроэнергии могут использоваться химические и/или водородные источники электричества.

Изобретение разработано на уровне опытного образца электроракеты и ее программного обеспечения. Испытания показали промышленную реализуемость электроракеты и возможность достижения заявленного результата в части повышения маневренности, точности наведения на цель и надежности ее работы.