Результат интеллектуальной деятельности: ПЛАНЕР КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ

Изобретение относится к области ракетной техники, более конкретно к крылатым ракетам (КР) морского и авиационного базирования.

Изобретение описывает устройство планера КР, позволяющее размещать ее как на морских, так и на авиационных носителях, и может найти применение при создании унифицированных ракет, в том числе - адаптации ранее разработанных ракет к новым типам носителей.

К числу основных требований, обеспечивающих высокие эксплуатационные характеристики, предъявляемые к современным КР, относятся:

- сверхзвуковая скорость полета, обеспечивающая высокую вероятность преодоления ракетой ПВО;

- досягаемость, позволяющая носителю применять оружие без захода в зону возможного поражения средствами ПВО;

- габаритно-массовые характеристики, позволяющие размещать КР на наиболее распространенных морских (легкие суда класса ракетный катер, корвет) и авиационных (самолеты тактической авиации) носителях.

Совокупности указанных требований отвечают противокорабельные КР морского базирования ЗМ80 ("Москит") и "Яхонт" (см. энциклопедия "Оружие и технологии России", том 3, "Вооружение военно-морского флота", издательский дом "Оружие и технологии", Москва, 2001 г., стр.103 и 126). При сверхзвуковых скоростях полета (М≥2,5÷3) они имеют дальности стрельбы 120 км (КР "Москит") и 300 км (КР "Яхонт"). В то же время в процессе проведенного анализа характеристик существующих противокорабельных КР не выявлено авиационных ракет требуемой досягаемости: сверхзвуковая противокорабельная КР Х-31А имеет дальность стрельбы в пределах 50-70 км (А.В.Карпенко, С.М.Ганин, "Отечественные авиационные тактические ракеты", военно-технический сборник "Бастион" №1, 2000, С.-Петербург, стр.62), тогда как современные корабельные зенитные управляемые ракеты (ЗУР) способны поражать самолеты-носители противокорабельных КР на дистанциях до 100 км (ЗУР "Стандарт-2" мод.2) и - до 140 км (ЗУР "Стандарт-2" мод.4). Поэтому поиск технических решений, направленных на адаптацию существующих морских противокорабельных КР к авиационным носителям, представляется весьма актуальным, однако прикладное значение могут иметь предложения, обеспечивающие минимальный объем доработок базового образца и максимальную степень унификации ракет различных видов базирования.

Известно устройство сверхзвуковой КР, описанное в патенте РФ №2117907 от 20.08.98 г., МКИ F 42 В 15/00, F 02 К 7/18. Данная КР выполнена по нормальной аэродинамической схеме и оснащена интегральной силовой установкой с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) со встроенной в его воздушный тракт стартово-разгонной ступенью. Планер ракеты включает осесимметричный фюзеляж, крыло и оперение, расположенные по схеме "плюс" (пат. №2117907). Фюзеляж разделен на отсеки, в том числе: носовой, являющийся лобовым воздухозаборником ракеты, средний, представляющий собой топливный бак тороцилиндрической формы, и хвостовой, выполненный в виде ПВРД "несущей конструкции", то есть камера сгорания ПВРД непосредственно формирует наружную поверхность хвостовой части ракеты.

В патенте РФ №2215981 от 10.12.03 г описано решение, позволяющее компактно разместить КР аналогичной схемы в транспортно-пусковом контейнере (ТПК), применительно к варианту ее морского или наземного базирования.

Однако для авиационных КР характерны иные способы размещения и механический интерфейс с носителями. Как правило, КР крепятся к самолету-носителю посредством двух пар (передней и задней) стандартных или специальных узлов подвески, расположенных симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии ракеты, например две пары выступающих за обводы верхней части фюзеляжа узлов подвески под самолет крылатых ракет Х-31 и Х-35 (А.В.Карпенко, С.М.Ганин, "Отечественные авиационные тактические ракеты", военно-технический сборник "Бастион". 2000, №1, С.Петербург, стр.64, 73). Указанные узлы взаимодействуют с замками и направляющими элементами авиационного пускового устройства (АПУ).

Другой особенностью ракет авиационного базирования является преимущественное применение "Х"-образной схемы установки аэродинамических поверхностей, что позволяет размещать их на АПУ в конфигурации с раскрытым крылом и оперением (фиг.1 и 2).

Применительно к КР, выполненным по схеме, описанной в патентах №2117907 и №2215981, реализация типовых для авиационных ракет решений по подвеске под самолет сопряжена со следующими сложностями.

Во-первых, предусмотренная в данном схемном решении установка крыла и оперения по схеме "плюс" препятствует компактному размещению КР на самолете-носителе, так как при размещении таких ракет с раскрытыми аэродинамическими поверхностями увеличиваются общие габариты "подвески" как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскостях (см., например, фиг.2 и 3). Первое может наложить ограничения на режимы "взлета-посадки" самолета во избежание "касания" взлетно-посадочной полосы (размер "h", фиг.3) и вызвать необходимость складывания прилегающих к АПУ крыла и аэродинамического руля, а второе - существенно усложняет условия компоновки в пределах ограниченного пространства (например, между гондолами двигателей или в непосредственной близости с другим вооружением самолета (размер "М", фиг.3)). В то время как складывание крыла и оперения на "подвеске" лишает ракету управляемости в начальной фазе автономного полета и, очевидно, потребует применения специальных мер по стабилизации ее движения до момента полного раскрытия аэродинамических поверхностей.

Во-вторых, центральная часть КР рассматриваемой схемы представляет собой топливный отсек тороцилиндрической формы, который имеет достаточно сложную конструкцию, состоящую из двух оболочек (внутренней и наружной), днищ и перегородок кольцевой формы. Подобные конструкции сверхзвуковых летательных аппаратов изготавливают из свариваемых алюминиевых сплавов с применением специального оборудования для автоматической сварки. Внедрение в уже разработанную конструкцию отсека новых узлов подвески под самолет или осуществление с этой целью доработки существующих шпангоутов с соответствующим усилением прилежащих к ним оболочек потребует не только большого объема расчетно-конструкторских работ, но и практически полной экспериментальной отработки статической и динамической прочности этого наиболее ответственного и дорогостоящего агрегата планера. А в случае, когда базовый образец находится в стадии производства, дополнительно требуется перепроектирование, изготовление и наладка сварочного оборудования со всеми вытекающими затратами.

В-третьих, ограничения на величину диаметра описанной окружности КР, накладываемые габаритами транспортно-пускового контейнера в базовом морском варианте, могут не позволить выполнить узлы подвески под самолет выступающими за контур фюзеляжа (аналогично узлам КР Х-31 и Х-35). Требованию максимальной степени унификации основных агрегатов КР в большей степени отвечают узлы, "утопленные" в корпус фюзеляжа, что предполагает организацию в силовых шпангоутах ракеты специальных ниш под захваты и направляющие элементы авиационного пускового устройства. Однако, учитывая реальные прочностные характеристики конструкционного материала шпангоутов (в рассматриваемом случае - алюминиевого топливного бака), для восприятия сил и моментов, сопутствующих эксплуатации ракеты на самолете, потребны достаточно большие строительные высоты силовых элементов. Это приводит не только к росту массы шпангоутов, в которых выполнены указанные узлы, но и к ограничению внутренних полезных объемов ракеты.

Выбор места установки узлов подвески под самолет по длине фюзеляжа (вне центрального отсека) не только позволяет полностью заимствовать конструкцию топливного бака базового образца для авиационного варианта ракеты, но и расширяет возможности по выбору конструкционного материала шпангоутов, в которых предполагается расположить указанные узлы. И если для изготовления корпусных агрегатов ПВРД традиционно применяют жаростойкие стали, то выбор высокопрочного сплава для изготовления шпангоута с передними узлами подвески предопределен соображением уменьшения строительных высот его силовых элементов и, следовательно, габаритов ниш в шпангоуте. При этом очевидно, что конструкция указанного шпангоута, равно как и передней рамы ПВРД, нуждаются в доработке и экспериментальной отработке прочности, но объем их несопоставимо меньше потребных работ в случае внедрения узлов в конструкцию топливного бака КР.

Выбор положения узлов в поперечном сечении фюзеляжа обусловлен, с одной стороны, соображениями рациональной конфигурации ракеты на подвеске под самолетом и, с другой стороны, сохранением ее ориентации в полете. Это реализуется путем предусмотренного послестартового "доворота" КР по крену на 45° в маршевое полетное положение (с пространственной ориентацией ракеты по схеме "плюс"), что хотя и требует доработки алгоритмов управления движением ракеты, но они будут распространяться только на начальную стадию полета и не затронут алгоритмы основных участков траектории, включая наведение на цель. Но основным эффектом от реализации данного предложения, как средства адаптации ранее разработанной ракеты к новому типу носителей, является сохранение компоновки ее оборудования и, следовательно, корпусных конструкций фюзеляжа, так как размещение целого ряда агрегатов противокорабельных КР, таких как антенны радиовысотомера, визир головки самонаведения, топливозаборное устройство и др., напрямую увязано с ее ориентацией в полете.

Задачей, решаемой изобретением, является создание максимально унифицированной конструкции планера КР, отвечающей условиям размещения на различных типах носителей при минимальной степени доработки базового образца.

В планере КР, содержащем осесимметричный фюзеляж, состоящий из последовательно скрепленных носового, центрального и хвостового отсеков, последний из которых выполнен в виде прямоточного воздушно-реактивного двигателя, а также - крыло и оперение, расположенные по схеме "плюс", выполнены узлы для подвески ракеты под самолет, расположенные в стыковом шпангоуте носового отсека и в передней раме прямоточного двигателя и представляющие собой ниши на их наружной поверхности, причем положение указанных узлов в поперечном сечении фюзеляжа обеспечивает подвеску ракеты в положении, развернутом вокруг продольной оси на угол 45°.

Сущность предлагаемого устройства проиллюстрирована на Фиг.1-6.

На Фиг.1-3 показаны варианты размещения ракеты на самолете в "X"-образной конфигурации и по схеме "плюс" с отображением особенностей компоновки, присущих каждому из вариантов.

На Фиг.4 представлен общий вид КР в маршевой полетной конфигурации, на Фиг.5 - размещение КР в транспортно-пусковом контейнере применительно к морскому варианту ее базирования, на Фиг.6 - размещение КР на авиационной пусковой установке самолета-носителя.

Крылатая ракета 1 с осесимметричным фюзеляжем выполнена по нормальной аэродинамической схеме с "плюсообразными" крыльями и оперением. Носовой отсек 2 представляет собой обечайку лобового воздухозаборника, средний 3 представляет собой топливный бак тороцилиндрической формы, хвостовой 4 выполнен в виде ПВРД "несущей конструкции". В воздушном канале среднего отсека 3 и в полости ПВРД 4 размещена стартово-разгонная ступень. На стыковочных шпангоутах 7 носового отсека 2 и хвостового отсека 4, скрепляемых со средним отсеком 3, например, шпилечным соединением, выполнены ниши узлов подвески 6, расположенных под углом 45° к плоскостям ракеты I-III и II-IV (см. Д-Д Фиг.6), и образующие, соответственно, передний и задний пояс подвески. Узлы подвески обеспечивают подвеску КР на авиационной пусковой установке самолета-носителя 5 с раскрытыми крыльями по "X", т.е. наиболее рациональным образом применительно к авиационным носителям. В то же время рассматриваемые узлы, утопленные в корпус планера ракеты, не препятствуют размещению ее в транспортно-пусковом стакане 8 (Фиг.5) при морском и наземном базировании (см. патент РФ №2215981 от 10.12.03 г).

Указанное устройство функционирует следующим образом.

При подвеске на самолет ракета 1 (см. Фиг 6.) подводится с помощью загрузочного устройства к авиационной пусковой установке 5 с предварительной относительной выставкой ниш узлов подвески 6 ракеты и захватывающих устройств АПУ. Захватывающие устройства синхронно вводятся ручным приводом или с помощью специального устройства в ниши узлов подвески 6 ракеты (Д-Д, фиг.6). Происходит механическая сцепка и фиксация ракеты на АПУ самолета-носителя. В таком состоянии ракета находится на всех этапах совместной эксплуатации с самолетом-носителем до момента пуска КР.

По команде "Пуск" захватывающие устройства АПУ с помощью специального механизма привода синхронно расфиксируются и выходят из состояния зацепления с узлами подвески ракеты 6. С этого момента КР начинает свое автономное движение с одновременной стабилизацией положения с помощью аэродинамических рулей по командам от бортовой автономной системы управления и с программным разворотом ракеты относительно продольной оси на 45° в маршевое полетное положение по схеме "плюс". Далее проводится запуск двигателя стартово-разгонной ступени и разгон ракеты. Конечный участок траектории полета КР соответствует траектории полета ракеты в случае ее базирования на морских носителях (при старте из ТПС).

Таким образом, можно заключить, что использование предлагаемого решения позволяет унифицировать для различного вида базирования КР ее наиболее ответственный и трудоемкий в изготовлении агрегат - планер. При этом за счет единства производственных процессов базового и унифицированного изделий сокращаются сроки и издержки на освоение производства последнего, а в дальнейшем за счет серийного производства - обеспечивается снижение затрат на изготовление ракет в целом.