КРЫЛАТАЯ РАКЕТА В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, обеспечивающим компактное размещение и требуемые условия эксплуатации ракетного оружия на носителях, и может найти применение на крылатых ракетах (КР), преимущественно сверхзвуковых, разрабатываемых, в числе прочего, под условия подводного старта.

Рациональное использование объемов, выделенных на носителях для размещения ракетного оружия, является одним из показателей его технического совершенства. Данную цель преследует достаточно большое количество известных в данной области решений. Например, крылатая ракета, снабженная сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД) со встроенной в его воздушный тракт стартово-разгонной ступенью (патент РФ 2117907 от 20.08.98). Данное решение предусматривает размещение стартово-разгонной ступени (СРС) как в камере сгорания СПВРД, так и в воздушном канале, связывающем лобовой осесимметричный воздухозаборник ракеты с двигателем. Благодаря этому обеспечивается максимальная плотность внутренней компоновки КР. Но последнее полностью не исчерпывает понятия "компоновка ракеты на носителе", которое распространяется также на особенности ее размещения в пределах пусковой установки (ПУ) носителей.

Известно устройство КР "Томагавк" и ее транспортно-пускового контейнера (ТПК), используемого для запуска ракеты из торпедных аппаратов (ТА) подводных лодок (ПЛ) (Родионов Б.И., Новичков Н.Н. "Крылатые ракеты в морском бою", Воениздат, 1987, стр. 16-18). С целью ограничения габаритов КР "Томагавк" при размещении ее в ТПК крыло и оперение выполнены складывающимися, а воздухозаборник турбореактивного двигателя ракеты - выдвигающимся. Причем крыло КР "Томагавк", имеющее большое удлинение, складывается путем разворота его консолей относительно оси, перпендикулярной фюзеляжу (по принципу "перочинного ножа"), а оперение, имеющее относительно небольшой размах, - вокруг фюзеляжа.

ТПК КР "Томагавк" выполняет функции защиты конструкции ракеты от механических повреждений и неблагоприятного воздействия внешней среды (в т.ч. морской воды) до старта, а также служит "направляющим аппаратом" при его осуществлении. Упомянутый ТПК выполнен в виде стальной капсулы, имеющей отверстия для заполнения его внутренней полости водой и выравнивания давления с наружным. При старте КР "Томагавк" выбрасывается из ТПК посредством источников давления из состава гидравлической системы ТА ПЛ, затем запускается СРС ракеты, которая обеспечивает прохождение ею подводного участка и разгон в воздухе.

Однако указанные особенности устройства ТПК и схема выброса ракеты из контейнера, основанная на использовании внешних источников давления, ограничивают типаж ПУ, из которых они могут применяться (только торпедные аппараты ПЛ).

Известен также ТПК КР "Томагавк", предназначенный для размещения и запуска ракеты из вертикальных ПУ ПЛ ("ПУ вертикального запуска КР "Томагавк" на АПЛ "Лос-Анджелес", "Судостроение за рубежом", 7, 1986, стр. 48-51), выполненный в виде стального цилиндра с торцами, загерметизированными специальными заглушками. КР "Томагавк", размещаемая в указанном ТПК, имеет крылья, оперение и воздухозаборник, сложенные по схеме, описанной выше, и крепится в продольном направлении с помощью опорного устройства в нижней части контейнера, а в поперечном - посредством фиксирующих вкладышей. Упомянутый ТПК снабжен системой выстреливания, выполненной в виде газогенератора и обтюрированного поддона. Старт КР "Томагавк" из ТПК осуществляется по следующей схеме: избыточное давление, создаваемое газогенератором, воздействуя на поддон, выталкивает его вместе с КР из контейнера, при этом ракета своей носовой частью разрушает мембранную заглушку переднего торца контейнера. Дальнейшее движение КР осуществляет в порядке, аналогичном описанной выше схеме старта из ТА.

Данное решение по технической сущности наиболее близко к предлагаемому изобретению и поэтому взято авторами за прототип.

Необходимо отметить, что известное конструктивно-компоновочное решение может быть признано рациональным только применительно к классу дозвуховых низколетящих КР, к которым относится "Томагавк". Что касается других классов ракет, например сверхзвуковых КР, совершающих полет по комбинированным ("высокая - низкая") траекториям, наиболее характерным для современных эффективных противокорабельных ракет большой дальности, его применение нецелесообразно.

Это связано со следующими обстоятельствами.

Во-первых, воздухозаборники сверхзвуковых летательных аппаратов по сравнению с дозвуковыми принципиально имеют более сложное устройство. В частности для уменьшения потерь полного давления в сверхзвуковом воздухозаборнике торможение потока воздуха в нем осуществляется посредством ступенчатого конуса или клина, а устойчивая работа на различных режимах обеспечивается применением системы регулирования. Типовые системы регулирования сверхзвуковых воздухозаборников включают механизмы перемещения конуса или отдельных панелей клина торможения, створки для перепуска части воздуха в атмосферу и др. Это делает крайне проблематичной реализацию "выдвижного" или "складывающего" исполнения сверхзвуковых воздухозаборников, особенно имея в виду необходимость герметизации в сложенном положении, тогда как применение "фиксированного" подфюзеляжного сверхзвукового воздухозаборника не позволит рационально использовать внутренние полезные объемы ТПК. Более оправданным как с точки зрения плотности компоновки, так и реализуемых летно-технических характеристик представляется применение в этом случае схемного решения с лобовым осесимметричным воздухозаборником (например, КР по патенту 211790). Учитывая необходимость герметизации внутренних полостей ракет, стартующих из под воды, воздухозаборники данного типа снабжают специальными отделяемыми носовыми обтекателями, например обтекателем КР "Гранит" (см. фото КР "Гранит" в статье "Золото "Курска", "Известия" от 30.12.2000 г.). Однако применение аналогичных обтекателей в составе КР, имеющих жесткие ограничения по габаритным размерам, приводит к "потерям" длины ТПК.

Во-вторых, для сверхзвуковых КР оптимальным является стреловидное крыло малого удлинения, складывание которого по принципу "перочинного ножа" явно нерационально. В то же время складывание вокруг фюзеляжа крыла с площадью (и, следовательно, размахом), потребной для полета на высотном (до 10-15 км) участке траектории, сопряжено с существенным увеличением диаметра описанной окружности КР, что также препятствует рациональному использованию внутренних полезных объемов ТПК.

В-третьих, применение в составе системы выстреливания КР из ТПК обтюрированного поддона в качестве средства создания поршневого эффекта предполагает, с одной стороны, выделение внутренних объемов контейнера для его размещения, с другой стороны, сам поддон представляет собой дополнительный элемент ненадежности. В силу ограниченной базы его боковой опорной поверхности при несинхронном срабатывании элементов крепления поддона к ТПК в момент страгивания поддона или перекосов в процессе его движения в контейнере возможно заклинивание поддона, чреватое аварийной ситуацией. Это требует тщательной и дорогостоящей экспериментальной отработки системы "ТПК - поддон - КР". Те же соображения можно распространить и на герметичную заглушку верхнего торца ТПК, которая до старта должна выдерживать высокое забортное давление и в тоже время разрушаться носовой частью ракеты при начале ее движения.

С целью исключения указанных недостатков и создания интегрированной конструкции КР и ТПК, характеризующейся наиболее полным и рациональным использованием полезных объемов, крылатая ракета в транспортно-пусковом контейнере, содержащая осесимметричный фюзеляж, оборудованный воздухозаборником воздушно-реактивного двигателя ракеты и снабженный складывающимися крыльями и оперением, соосно скрепленную с фюзеляжем стартово-разгонную ступень, устройства герметизации внутренних полостей ракеты и контейнера, элементы продольного и поперечного раскрепления ракеты в контейнере, а также обтюратор заданного объема контейнера, согласно предлагаемому изобретению имеет воздухозаборник, расположенный в носовой части фюзеляжа и снабженный обтекателем, посредством которого ракета крепится в контейнере в продольном направлении и осуществляется герметизация внутренних полостей как ракеты, так и контейнера, каждое крыло ракеты выполнено из двух кинематически связанных частей, складывающихся вокруг фюзеляжа, который в месте размещения крыльев выполнен с диаметром, меньшим миделя, вдоль поверхности фюзеляжа закреплены опорные накладки, контактирующие с внутренней поверхностью контейнера, а обтюратор закреплен на хвостовой части стартово-разгонной ступени.

Один из частных случаев конкретного исполнения предложенного "многофункционального" носового обтекателя ракеты может иметь боковую поверхность цилиндроконической формы, на которой выполнен уступ, опирающийся на передний торец контейнера, и установлены кольца уплотнения, контактирующие с его внутренней поверхностью. При этом обтекатель может быть скреплен с контейнером посредством срезных элементов.

В случае использования предложенного решения на КР с СПВРД с размещенной в нем СРС (как это будет показано ниже) хвостовая часть стартово-разгонной ступени может быть выполнена выступающей за донный срез фюзеляжа. На выступающей части СРС может быть закреплен обтюратор заданного объема контейнера.

Основной положительный эффект предлагаемого изобретения, а именно увеличение плотности компоновки ракеты в контейнере, обеспечивается путем сокращения общего количества "технологических" агрегатов КР и ТПК за счет применения устройств, органично совмещающих несколько функций, в том числе носового обтекателя, обеспечивающего герметизацию как внутренних полостей ракеты, так и контейнера и при этом являющегося элементом продольного раскрепления ракеты в ТПК; обтюратора, закрепленного на СРС, который предназначен для создания поршневого эффекта при старте, и при этом выполняющего функции последней поперечной опоры ракеты, что в целом позволяет наиболее рациональным образом использовать длину ТПК;
- применения двухзвенного складывания крыла в сочетании с местным (в районе размещения сложенных частей крыла) "поджатием" фюзеляжа, что позволяет предельно сократить диаметр описанной окружности ракеты и, следовательно, величину зазора между фюзеляжем и внутренней поверхностью ТПК.

Последнее обстоятельство позволило выполнить опорные элементы поперечной фиксации ракеты в ТПК в виде накладок, прочно скрепленных с фюзеляжем. Будучи проложены вдоль фюзеляжа они обеспечивают восприятие поперечных нагрузок при эксплуатации и надежный безударный выход КР из ТПК при старте. При этом в силу минимальной высоты и обтекаемой формы в плане упомянутые опорные накладки практически не влияют на летно-технические характеристики (ЛТХ) КР. Что касается обтюратора, он хотя и создает дополнительное лобовое сопротивление, но величина его несущественна (в силу малого выступания обтюратора за мидель фюзеляжа), и влияние на ЛТХ ракеты незначительно, принимая во внимание величины тяги СРС (которые из энергетических соображений выгодно иметь как можно большими), а также тот факт, что указанное дополнительное сопротивление имеет место только на участке работы СРС.

В качестве примера реализации предлагаемого изобретения рассмотрим компоновку в ТПК КР с лобовым воздухозаборником, снабженную СПВРД со встроенной в его воздушный тракт СРС (фиг.1 и 2).

КР (1) с осесимметричным фюзеляжем (2) выполнена по нормальной аэродинамической схеме с "плюсообразными" крыльями (3) и оперением (4). В носовой части фюзеляжа (2) расположен лобовой воздухозаборник (5), в хвостовой - маршевый СПВРД.

В воздушном канале, связывающем воздухозаборник (5) с СПВРД, и камере сгорания СПВРД размещена СРС (6), частично выступающая за срез фюзеляжа (2).

В центральной части фюзеляжа, являющейся (за исключением упомянутого внутреннего воздушного канала) топливным баком, выполнен участок меньшего диаметра (7), образованный двумя коническими (сужающейся и расширяющейся) и цилиндрической частями.

На наружной поверхности фюзеляжа (2) закреплены опорные накладки (8), выполненные, например, в виде плоских полос с клиновидной передней и задней частями или отдельных опорных площадок.

На хвостовой части СРС (6), выступающей за задний срез фюзеляжа (2), закреплен обтюратор (9), представляющий собой резинометаллическое кольцо.

КР (1) в предстартовом состоянии (в составе транспортно-пускового контейнера (10) (см. фиг.3)), а также в начальной фазе полета снабжена обтекателем (11), представляющим собой полое тело цилиндроконической формы со сферическим затуплением (см. фиг.4).

Упомянутый обтекатель (11) предназначен для герметизации внутренних полостей ракеты и закреплен на носовой части КР (1) с возможностью отделения в полете (например, с использованием в качестве крепежных элементов пиростопоров, а средств отделения - специальных двигателей увода, расположенных во внутренней полости обтекателя).

При эксплуатации и хранении на носителях, как отмечено выше, КР (1) размещается в ТПК (10), который выполнен в виде цилиндра с гладкой внутренней поверхностью и глухим задним днищем. При этом КР (1) опирается накладками (8) и обтюратором (9) на внутреннюю поверхность ТПК (10), осуществляя тем самым ее раскрепление в поперечном направлении.

В продольном направлении КР (1) зафиксирована в ТПК (10) посредством обтекателя (11). С этой целью на боковой поверхности обтекателя (11), имеющей цилиндроконическую форму, выполнен уступ (12) для опоры на передний торец контейнера и предусмотрена установка нескольких срезных элементов (13) крепления к ТПК (10). На боковой поверхности обтекателя (11) также установлены кольца уплотнения (14), которые, контактируя с внутренней поверхностью ТПК (10), осуществляют герметизацию его внутренних полостей.

Крылья (3) и оперение (4) КР (1) выполнены складывающимися и снабжены специальными механизмами (например, на основе пружин, пневмо- или гидроприводов), служащими для их раскрытия и последующей фиксации в полетном положении.

При размещении КР (1) в ТПК (10) крылья (3) и оперение (4) сложены вокруг фюзеляжа (2). При этом крылья (3), каждое из которых состоит из двух кинематически связанных частей - корневой (15) и концевой (16), в сложенном положении занимают объем в зоне участка уменьшенного диаметра фюзеляжа (7) (фиг.5). Оперение (4) имеет относительно небольшой размах и толщину профиля, в сложенном положении его кромки не выступают за пределы диаметра описанной окружности КР (1), определяемой опорными накладками (8) и обтюратором (9) (фиг.6).

Рассмотрим пример работы предложенного устройства при старте КР (1) из подводного положения.

Выстреливание КР (1) из ТПК (10) осуществляется посредством специального газогенератора или путем запуска двигателя СРС (6), например, работающего в режиме "затянутого" выхода на полную тягу. После того как давление в задонном объеме ТПК (10), ограниченном обтюратором (9), достигнет заданного уровня, происходит разрушение срезных элементов (13).

В результате КР (1), скользя на опорных накладках (8) и обтюраторе (9) по направляющей цилиндрической поверхности ТПК (10), начинает прямолинейное ускоренное движение. Уступ (12) обтекателя (11) отходит от переднего торца контейнера, а кольца уплотнения (14) выходят за его срез, разгерметизируя внутреннюю полость контейнера, и обтекатель (11), а затем передняя часть фюзеляжа (2) выходят из ТПК (10).

По мере выхода КР (1) из ТПК(10) раскрываются крылья (3) и оперение (4) ракеты, при этом концевые (16) и корневые (15) части крыла, а также складывающие части оперения фиксируются в полетном положении.

По выходу за срез ТПК (10) обтюратора (9) стравливается избыточное давление задонного объема и КР (1) начинает движение в "свободной" воде под действием тяги двигателя СРС (6).

После выхода из воды по команде от системы управления выполняются операции по расфиксации и уводу обтекателя (11) от ракеты.

СРС (6) разгоняет КР (1) до заданной скорости и по завершении работы отделяется от ракеты под действием повышенного давления в воздушном канале воздухозаборника (5). В результате "высвобождается" воздушный тракт СПВРД и после осуществления операций по его запуску КР (1) начинает полет в маршевом режиме.

Резюмируя изложенное, можно заключить, что более плотная и рациональная (относительно прототипа и аналогов) компоновка КР в транспортно-пусковом контейнере, обеспечиваемая предлагаемым решением, позволяет добиться снижения габаритов ТПК и тем самым увеличить боекомплект носителя без увеличения зоны, выделенной на нем для размещения оружия. При этом за счет большей степени интеграции КР и ТПК обеспечивается уменьшение общего количества "технологических" агрегатов, выполняющих в упомянутых устройствах аналогичные функции, в том числе за счет исключения наиболее критичных элементов известных устройств, требующих длительной и дорогостоящей отработки.