Результат интеллектуальной деятельности: СВЕРХЗВУКОВАЯ РАКЕТА

Изобретение относится к управляемому ракетному оружию (УРО), а более конкретно - к крылатым и аэробаллистическим ракетам с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД).

Известны изделия УРО, оснащенные ПВРД, а также твердотопливными стартово-разгонными ступенями (СРС) для предварительного набора скорости и запуска ПВРД - см., например, С.М. Ганин, А.В. Карпенко, В.В. Колногоров, Г.Ф. Петров «Беспилотные летательные аппараты», СПб., сборник «Невский бастион», изд-во «ГАНГУТ», 1999 г., стр. 22-25 (изделия «Буря», «Буран», П-20С), стр. 115 (изделие зенитного ракетного комплекса 2К11 «Круг»).

Известны также реактивные снаряды, оснащенные вкладными (интегрированными) в камеру сгорания ГТВРД стартово-разгонными ступенями - см., например, А.В. Карпенко «Отечественные тактические ракетные комплексы», СПб., сборник «Невский бастион», изд-во «ГАНГУТ», 1999 г., стр. 10-12 (изделия «034», «036», «036А» ракетного комплекса «Вихрь»),

Известно сверхзвуковое противокорабельное изделие УРО «Яхонт» с ПВРД и интегрированной СРС, обеспечивающее минометный старт из транспортно-пускового контейнера (ТПК) с наземных, надводных и подводных носителей, а также бесконтейнерный старт с авиационных носителей, программный с возможностью разворотов полет на малой либо большой/малой высоте в зону цели по данным системы инерциальной навигации (СИН) и радиовысотомера (РВ), поиск и селекцию цели типа «надводный корабль» (НК) посредством системы конечного наведения (СКН) - см., например, Л.Е. Макаров, В.А. Поляченко, М.А. Хомяков, А.В. Благов и др. «60 лет самоотверженного труда во имя мира» (Федеральное государственное унитарное предприятие «НПО машиностроения»), М., изд. дом «Оружие и технологии», 2004 г., стр. 87-90, 231-236 (ближайший аналог).

Однако принятая конструктивно-компоновочная схема сверхзвуковой ракеты (CP) - ближайшего аналога с лобовым воздухозаборником (ВЗ) приводит к невозможности использования всей площади миделя CP для размещения антенных устройств (АУ) и визиров каналов СКН; кроме того, при маршевом сверхзвуковом полете CP только по маловысотным траекториям крыло является избыточным; кроме того, не предусмотрен старт изделия из торпедных аппаратов (ТА) подводных лодок (ПЛ).

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности селекции НК в сложной помеховой обстановке за счет увеличения поперечного сечения головного отсека CP для размещения не менее двух каналов СКН при одновременном увеличении апертуры антенных и визирных устройств каналов, а также соответствующая оптимизация аэродинамической схемы CP с учетом старта из ТА ПЛ и реализуемых траекторий полета, дополнительно: снижение демаскирующих признаков изделия на траектории маршевого полета и участка самонаведения (СН).

Указанная техническая задача решается для CP, включающей цилиндрический фюзеляж (в составе головного, центральных и хвостового отсеков), ПВРД и нерегулируемый ВЗ, бортовую аппаратуру системы управления в составе СИН, СКН, высотомера и обеспечивающих систем (электропитания, терморегулирования, силовых коммутаций рулевых приводов и т.п.), аэродинамические рули, утопленную в камере сгорания ПВРД твердотопливную СРС, следующим образом: передняя панель головного отсека фюзеляжа выполнена в виде клина с углом развала плоскостей 60°…170° в тангажной плоскости и с аэродинамической иглой (АИ) по продольной оси CP, в плоскостях клина заподлицо с внешней поверхностью выполнено не менее двух плоских иллюминаторов СКН, которая выполнена комбинированной в виде радиолокационных и оптико-электронных каналов, воздухозаборник выполнен подфюзеляжным с полуконусом сверхзвукового диффузора, складным в калибр CP, с возможностью его выдвижения в полете. CP выполнена в калибре 500…700 мм и снабжена бугелями под направляющие торпедного аппарата либо обтюраторами под транспортно-пусковой контейнер, сгруппированными не менее чем в два пояса. При этом головной отсек фюзеляжа может быть выполнен в конфигурации клин-конус с углом наклона образующей конуса к плоскости шпангоута, стыковочного со смежным отсеком фюзеляжа, до 60°. Кроме того, аэродинамические рули CP могут выполняться складными с их установкой по схеме X на головном отсеке. При этом перед камерой сгорания ПВРД на хвостовом отсеке могут быть установлены складные аэродинамические стабилизаторы, для чего в фюзеляже CP выполняется подсечка в соответствии с правилом площадей. Для реализации высотных траекторий полета в зоне центра масс CP в маршевой конфигурации установлены две либо четыре консоли крыла, при этом в фюзеляже выполнена подсечка в соответствии с правилом площадей. Также на головной отсек изделия может устанавливаться (с герметизацией замкнутого объема) сбрасываемый головной обтекатель, выполненный в калибре CP, а АИ может быть выполнена складной. В свою очередь, полуконус сверхзвукового диффузора ВЗ может быть выполнен одно- либо двухскачковым. Кроме того, высотомер CP может выполняться лазерным (ЛВ). Антенное устройство сантиметрового диапазона длин волн СКН может быть выполнено в виде фазированной антенной решетки (ФАР) и размещено в нижней части верхней плоскости радиопрозрачной клиновой панели головного отсека. При этом АУ миллиметрового диапазона длин волн СКН также может выполняться в виде ФАР и размещаться в верхней части верхней плоскости радиопрозрачной клиновой панели головного отсека. В свою очередь, иллюминатор и визирное устройство телевизионного канала СКН могут быть размещены в нижней плоскости клиновой панели головного отсека. Аналогично, иллюминатор и визирное устройство тепловизионного канала СКН также могут быть размещены в нижней плоскости клиновой панели головного отсека. Кроме того, один или два иллюминатора и визирное устройство активного лазерного канала СКН могут быть размещены в нижней плоскости клиновой панели головного отсека.

На фиг. 1 показан вариант CP в маршевой конфигурации для полета по маловысотным траекториям. На фиг. 2 представлен вариант размещения в головном отсеке данной CP антенных и визирных устройств каналов СКН. На фиг. 3, 4 показаны маршевые конфигурации крылатых вариантов CP (соответственно, аэродинамических схем «утка» и нормальной). На фиг. 5 приведена стартовая конфигурация маловысотной CP при ее размещении в ТА ПЛ.

Приняты обозначения:

1 - головной отсек фюзеляжа CP;

2 - блок центральных отсеков фюзеляжа CP;

3 - хвостовой отсек фюзеляжа CP;

4 - камера сгорания ПВРД;

5 - воздухозаборник ПВРД в маршевой конфигурации CP;

6 - аэродинамическая игла в маршевой конфигурации CP;

7 - аэродинамический руль (консоль в маршевой конфигурации CP);

8 - аэродинамический стабилизатор;

9 - стартово-разгонная ступень;

10 - сбрасываемый головной обтекатель;

11 - консоль крыла;

12 - АУ сенсора сантиметрового диапазона длин волн (вариант);

13 - АУ сенсора миллиметрового диапазона длин волн (вариант);

14 - визирное устройство телевизионного канала (вариант);

15 - визирное устройство тепловизионного канала (вариант);

16 - визирное устройство активного лазерного канала (вариант);

17 - иллюминатор ЛВ (вариант).

На фиг. 1 (вариант маршевой конфигурации CP для полета по маловысотным траекториям) показаны следующие характерные элементы предлагаемого технического решения:

- головной отсек поз. 1, блок центральных отсеков поз.2 и хвостовой отсек поз. 3 фюзеляжа CP; при этом головной отсек поз.1 типа клин-конус снабжен аэродинамической иглой поз.6 и аэродинамическими рулями поз.7, блок центральных отсеков поз.2 включает размещение складного сверхзвукового (с одно- либо двухскачковым полуконусом диффузора) нерегулируемого воздухозаборника поз. 5 ПВРД, хвостовой отсек поз. 3 включает размещение аэродинамических стабилизаторов поз. 8 перед механически «нежесткой» камерой сгорания ПВРД поз. 4 (отсек поз. 3 и стабилизаторы поз. 8 выполнены с учетом правила площадей, когда для минимизации аэродинамического сопротивления значения площадей поперечного сечения трансзвукового/сверхзвукового летательного аппарата с учетом всех элементов конструкции выполняются по возможности одинаковыми);

- камера сгорания поз. 4 ПВРД, которая в стартовой конфигурации служит для размещения стартово-разгонной ступени поз. 9 (фиг. 5);

- иллюминатор поз.17 ЛВ, который на высотах до ~400 м заменяет традиционный РВ, обеспечивая (при соответствующей мощности излучения и чувствительности приемника ЛВ) более точное всепогодное измерение высоты и, самое главное, качественное снижение демаскирующих признаков работы радиоэлектронных устройств СР.

Высота 400 м обеспечивает дальность радиогоризонта (с учетом высоты радиоотражения целей типа НК) ~100 км, что для характерной ширины диаграммы направленности АУ поз. 12 представляется рациональным, в том числе в обозримой перспективе.

Следует отметить, что конструктив плоских клиновых панелей (поверхностей) носовой части головного отсека поз. 1 с установленными заподлицо (для снижения аэродинамического сопротивления) плоскими иллюминаторами (окнами прозрачности) позволяет параллельно разместить (в т.ч. с заменой при модернизации) несколько каналов СКН (поз. 12-16), работающих в различных спектральных диапазонах длин волн. При этом наличие АИ поз. 6 вдоль продольной оси изделия обеспечивает снижение аэродинамического сопротивления CP до уровня, допускающего сверхзвуковой маршевый полет с приемлемым уровнем расхода топлива ПВРД.

Подфюзеляжный (в маршевой конфигурации) воздухозаборник поз.5 при маловысотном профиле полета CP обладает самым низким уровнем демаскирующих признаков в сравнении с другими конфигурациями выступающих в поток ВЗ. В стартовой конфигурации ВЗ поз. 5 сложен в калибр CP 500…700 мм, который определяется, с одной стороны, миделем камеры сгорания поз. 4 ПВРД, допускающим его устойчивую работу, с другой стороны, калибром штатных ТА ПЛ (533 мм, 650 мм) для «тяжелых» торпед.

Следует также отметить, что в зависимости от типа старта - из торпедного аппарата или транспортно-пускового контейнера (капсулы) - CP снабжается бугелями под направляющие ТА либо обтюраторами под калибр ТПК, сгруппированными не менее чем в два пояса с целью безударного выхода изделия строго по оси пускового устройства.

Для увеличения подъемной силы носовой части и оптимизации аэродинамических моментов CP допускается выполнение головного отсека поз. 1 в конфигурации клин-конус (с боковой обечайкой конической формы) с углом наклона образующей конуса к плоскости шпангоута, стыковочного со смежным (т.е. следующим после головного) отсеком фюзеляжа, до 60°. В этом случае на головном отсеке поз. 1 могут быть размещены складные аэродинамические рули поз. 7 (аэродинамическая схема CP «утка»). При этом с целью увеличения рабочих углов аэродинамического (без срыва воздушного потока) управления CP по каналам курса и тангажа - аэродинамические рули поз. 7 устанавливаются по схеме X (фиг. 1-3).

Увеличение дальности применения CP (в случае, когда скрытные маловысотные траектории полета не являются приоритетными) может быть достигнуто путем оснащения изделия крылом поз. 11 соответствующей размерности и конфигурации, позволяющим реализовать маршевый полет на большой высоте. Вариант крылатой CP аэродинамической схемы «утка» показан на фиг. 3, вариант CP нормальной аэродинамической схемы - на фиг. 4. При этом соответствующие отсеки фюзеляжа (поз. 2, поз. 3) выполняются с подсечкой (уменьшением площади поперечного сечения) по правилу площадей, одновременно данный конструктивный прием позволяет сложить несущие и/или стабилизирующие аэродинамические поверхности (поз. 7, поз. 11) в калибр (мидель) CP, например, для размещения в ТА ПЛ. Следует отметить, что подсечка может иметь различную конфигурацию своего поперечного сечения.

Следует также отметить, что, при отсутствии на головном отсеке поз. 1 аэродинамических рулей поз. 7, - коническая обечайка отсека поз. 1 может быть заменена цилиндрической (типа клин-цилиндр) с соответствующим увеличением апертуры антенных и визирных устройств СКН (фиг. 4).

В стартовой конфигурации CP на головной отсек поз.1 может устанавливаться головной обтекатель поз. 10 (выполненный в калибре CP), который сбрасывается на участке малых скоростных напоров. При этом АИ поз. 6 выполняется складной (например, телескопически в корпус головного отсека поз. 1).

Представленный на фиг. 2 вариант размещения в головном отсеке поз. 1 антенных и визирных устройств каналов СКН включает:

- размещение АУ типа фазированной антенной решетки сенсора см-диапазона СКН поз.12 в нижней части (зона максимально возможного раскрыва апертуры АУ) верхней плоскости радиопрозрачной клиновой поверхности (панели);

- размещение АУ (типа ФАР) сенсора мм-диапазона СКН поз. 13 над АУ сенсора см-диапазона поз.12 в верхней плоскости радиопрозрачной клиновой поверхности;

- размещение визирных устройств оптико-электронных каналов СКН (пассивных телевизионного поз. 14 и/или тепловизионного поз. 15, активного лазерного поз. 16) за специализированными по диапазону пропускания иллюминаторами нижней плоскости клиновой поверхности.

Наличие подобной комбинированной СКН позволяет CP штатно функционировать в самой сложной помеховой обстановке. При этом допускается изменение комплектации каналов, а также последовательная модернизация СКН при сохранении неизменной конфигурации головного отсека поз. 1, что позволит поддерживать заданную эффективность CP на протяжении всего периода жизненного цикла изделия.

На фиг. 5 приведен вариант стартовой конфигурации маловысотной CP при ее размещении в ТА ПЛ. Показаны следующие характерные элементы предлагаемого технического решения:

- головной отсек поз. 1 закрыт (с герметизацией замкнутого объема) сбрасываемым головным обтекателем поз. 10, который отделяется, например, после выхода CP из-под воды;

- аэродинамические поверхности (например, стабилизаторы поз. 8) сложены в калибр CP;

- СРС поз. 9 размещается как внутри камеры сгорания поз. 4 ПВРД, так и за хвостовым срезом CP с учетом располагаемой длины ТА ПЛ (например, для ТА ПЛ калибром 533 мм общая стартовая конфигурация CP может достигать ~8200 мм для отечественных и ~6200 мм для зарубежных ТА).

Применение предложенного технического решения представляется целесообразным для комплексов УРО различных видов базирования (включая ТА ПЛ) при поражении приоритетных целей типа НК в сложной помеховой и огневой обстановке, с возможностью сохранения модернизационного потенциала и конкурентоспособных значений критерия «эффективность-стоимость» на обозримую перспективу.