КРЫЛАТАЯ РАКЕТА И СПОСОБ ЕЕ БОЕВОГО ПРИМЕНЕНИЯ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к низколетящим самонаводящимся крылатым ракетам (КР), предназначенным для поражения надводных кораблей и транспортов из состава корабельных ударных группировок, десантных соединений, конвоев и одиночных кораблей.

Известна КР ЗМ-54Э, обеспечивающая увеличенную дальность стрельбы и принятая за прототип, состоящая из состыкованных последовательно устройствами стыковки и отделения стартовой ступени с твёрдотопливным двигателем, маршевой дозвуковой ступени, содержащей аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и сверхзвуковой боевой ступени, содержащей носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твёрдотопливный двигатель [Широкорад А.Б. Оружие отечественного флота. - Минск: Харвест. - М.: АСТ, 2001 с. 539-542].

Совпадающими признаками с известной КР-прототипом являются состыкованные устройствами стыковки и отделения стартовый твёрдотопливный двигатель, маршевая дозвуковая ступень, содержащая аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и сверхзвуковая боевая ступень, содержащая носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твёрдотопливный двигатель.

Известен способ применения КР-прототипа, принятый за прототип предлагаемого способа применения КР, включающий задание системе управления полётом и наведения на цель ракеты координат цели, запуск стартового твёрдотопливного двигателя и осуществление старта с пусковой установки, разгон ракеты до маршевой дозвуковой скорости, отделение стартового твёрдотопливного двигателя, запуск турбореактивного двигателя её маршевой ступени, снижение, управляемый полёт в район расположения цели на высоте 10-20 м с поддержанием дозвуковой скорости, выполнение маневра типа "горка", осуществление поиска и захвата цели, подлёт к зоне ближнего интенсивного противодействия средствами защиты цели, разделение маршевой и боевой ступеней, запуск твёрдотопливного двигателя боевой ступени, её доразгон до сверхзвуковой скорости и наведение на цель системы управления полетом и наведения боевой ступени с поддержанием сверхзвуковой скорости и выполнением маневрирования при подлёте к цели [Широкорад А.Б. Оружие отечественного флота. - Минск: Харвест. - М.: АСТ, 2001, с. 539, 540]. Кроме того, второй вариант известного способа применения КР при стрельбе на минимальную дальность может быть реализован без выполнения маневра в вертикальной плоскости типа "горка" при поиске и захвате цели головкой самонаведения. Все приведенные признаки совпадают с существенными признаками предлагаемого способа боевого применения КР.

Дозвуковая маршевая скорость КР-прототипа с турбореактивным двигателем позволяет на маршевом участке иметь минимальный расход топлива на один километр пути, и, соответственно, увеличивает максимальную дальность стрельбы, а сверхзвуковая боевая ступень обеспечивает малую уязвимость при полёте в зоне ближнего интенсивного противодействия на расстоянии до цели менее 20 км, однако совершенствование систем огневого и информационного противодействия противника приводит к постепенному уменьшению вероятности поражения цели известной КР и, соответственно, к увеличению наряда КР, необходимого для поражения цели, а также числа носителей КР (самолетов, кораблей), необходимых при ведении боевых действий.

Задачей, на решение которой направлены предлагаемые устройство и способ, является увеличение вероятности поражения цели крылатой ракетой.

Для решения данной задачи в КР, состоящей из состыкованных устройствами стыковки и отделения стартового твёрдотопливного двигателя, маршевой дозвуковой ступени, содержащей аэродинамические поверхности управления положением КР в полёте и турбореактивный двигатель, и сверхзвуковой боевой ступени, содержащей носовой обтекатель, аэродинамические поверхности управления боевой ступенью в автономном полёте, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и твёрдотопливный двигатель, сверхзвуковая боевая ступень размещена в полости маршевой ступени, которая содержит собственные носовой обтекатель, систему управления полётом и наведения на цель, боевую часть и дополнительный твёрдотопливный двигатель.

При этом турбореактивный двигатель может располагаться как внутри, так и снаружи корпуса маршевой ступени.

Кроме того, для уменьшения массы маршевой ступени в автономном полёте турбореактивный двигатель может быть состыкован с ней посредством устройства стыковки и отделения.

Отличительными признаками КР является то, что сверхзвуковая боевая ступень размещена в полости маршевой ступени, снабжённой собственными носовым обтекателем, системой управления полётом и наведения на цель, боевой частью и дополнительным твёрдотопливным двигателем.

Дополнительно турбореактивный двигатель может быть состыкован с маршевой ступенью посредством устройства стыковки и отделения.

Для решения поставленной задачи в способе боевого применения КР по варианту 1, включающем задание системе управления полётом и наведения на цель ракеты координат цели, запуск стартового твёрдотопливного двигателя и осуществление старта с пусковой установки, разгон ракеты до маршевой дозвуковой скорости, отделение стартового твёрдотопливного двигателя, запуск турбореактивного двигателя её маршевой ступени, снижение, управляемый полёт в район расположения цели на высоте 10-20 м с поддержанием дозвуковой скорости, выполнение маневра типа "горка", осуществление поиска и захвата цели, подлёт к зоне ближнего интенсивного противодействия средствами защиты цели, разделение маршевой и боевой ступеней, запуск твёрдотопливного двигателя боевой ступени, её доразгон до сверхзвуковой скорости и наведение на цель системой управления полетом и наведения боевой ступени с поддержанием сверхзвуковой скорости и выполнением маневрирования при подлёте к цели, до разделения маршевой и боевой ступеней включают систему управления полетом и наведения на цель маршевой ступени, после разделения ступеней запускают твердотопливный двигатель маршевой ступени, доразгоняют маршевую ступень до сверхзвуковой скорости, обеспечивают её наведение на цель собственной системой наведения и управления полётом, поддерживают сверхзвуковую скорость и выполняют маневрирование по траектории, отличающейся от траектории боевой ступени.

Во 2-м варианте способа, включающем задание системе управления полётом и наведения на цель ракеты координат цели, запуск стартового твёрдотопливного двигателя и осуществление старта с пусковой установки, разгон крылатой ракеты до маршевой дозвуковой скорости, отделение стартового твёрдотопливного двигателя, запуск турбореактивного двигателя её маршевой ступени, снижение, управляемый полёт в район расположения цели на высоте 10-20 м с поддержанием дозвуковой скорости, осуществление поиска и захвата цели, подлёт к зоне ближнего интенсивного противодействия средствами защиты цели, разделение маршевой и боевой ступеней, запуск твёрдотопливного двигателя боевой ступени, её доразгон до сверхзвуковой скорости и наведение на цель с поддержанием сверхзвуковой скорости и выполнение маневрирования при подлёте к цели, до разделения маршевой и боевой ступеней включают систему управления полетом и наведения на цель маршевой ступени, после разделения ступеней запускают твердотопливный двигатель маршевой ступени, доразгоняют маршевую ступень до сверхзвуковой скорости, обеспечивают её наведение на цель собственной системой наведения и управления полётом, поддерживают сверхзвуковую скорость и выполняют маневрирование по траектории, отличающейся от траектории боевой ступени.

Отличительными признаками предлагаемых вариантов способа боевого применения КР являются включение системы управления полетом и наведения на цель маршевой ступени до разделения маршевой и боевой ступеней; запуск твердотопливного двигателя маршевой ступени после разделения ступеней; доразгон маршевой ступени до сверхзвуковой скорости, наведение маршевой ступени на цель собственной системой наведения и управления полётом с поддержанием сверхзвуковой и выполнение маневрирования по траектории, отличающейся от траектории боевой ступени.

Дополнительно отличительным признаком в предлагаемых вариантах способа боевого применения КР является выполнение маневра типа "змейка" в горизонтальной плоскости при осуществлении поиска цели головкой самонаведения системы управления полётом и наведения на цель маршевой ступени или отделение турбореактивного двигателя после разделения маршевой и боевой ступеней.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат - значительно повышается вероятность преодоления крылатой ракетой противовоздушной обороны противника и поражения цели.

Кроме того, в КР обеспечивается захват цели, находящейся за пределами, определяемыми углом сканирования головки самонаведения, а также после отделения турбореактивного двигателя уменьшается масса маршевой ступени в автономном полёте.

В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации, решений, содержащих аналогичные признаки, не обнаружено.

Таким образом, можно сделать заключение о том, что предложенные КР и способы её применения не известны из уровня техники и, следовательно, соответствуют критерию охраноспособности - “новое”.

На основании сравнительного анализа предложенного решения с известным уровнем техники по источникам научно-технической и патентной информации можно утверждать, что между совокупностью признаков, в том числе и отличительных, и выполняемых ими функций и достигаемой целью наблюдается неочевидная причинно-следственная связь. На основании вышеизложенного можно сделать вывод о том, что в предложенных КР и способах её применения техническое решение не следует явным образом из уровня техники и, следовательно, соответствует критерию охраноспособности “изобретательский уровень”.

Предложенные технические решения могут найти применение в области ракетного вооружения, особенно для поражения морских целей низколетящими крылатыми ракетами, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию “промышленная применимость”.

КР и сущность предлагаемых способов её применения проиллюстрированы на фиг.1-3.

На фиг.1 представлена конструкция КР по пп.1 и 2 формулы, на фиг.2 представлена траектория КР в вертикальной плоскости, на фиг.3 представлена траектория КР в горизонтальной плоскости, которые поясняют способы применения КР по пп.4-8 формулы.

Представленная на фиг.1 КР содержит стартовый твёрдотопливный двигатель 1, состыкованный устройством стыковки и отделения 2 с маршевой дозвуковой ступенью 3, состыкованной устройством стыковки и отделения 4 со сверхзвуковой боевой ступенью 5.

Сверхзвуковая боевая ступень 5 размещена в полости маршевой дозвуковой ступени 3 и содержит носовой обтекатель 6, аэродинамические поверхности управления положением 7 боевой ступени 5 в автономном полёте, систему управления полётом и наведения 8 на цель боевой ступени 5, боевую часть 9 и твёрдотопливный двигатель 10.

Маршевая дозвуковая ступень 3 содержит носовой обтекатель 11, аэродинамические поверхности управления положением 12 маршевой ступени 3 в полёте, систему управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3, боевую часть 14, турбореактивный двигатель 15 с топливным баком 16 и системой подачи 17 топлива и твёрдотопливный двигатель 18. Турбореактивный двигатель 15 может располагаться снаружи маршевой ступени 3 (вариант А на фиг.1), выдвигаясь из транспортировочного положения из корпуса маршевой ступени 3 за её обводы во внешний поток воздуха при помощи устройства выдвижения 19.

Дополнительно турбореактивный двигатель 15 маршевой ступени 3 может быть состыкован с маршевой ступенью 3 при помощи устройства стыковки и отделения 20.

Представленная на фиг.2 и фиг.3 траектория полёта КР имеет участки 21-34, а также характерные точки 35-45.

Боевое применение КР по пп.1 и 2 формулы изобретения осуществляется следующими способами.

Система управления пуском ракет боевого корабля, оснащённого ракетами по п.1 или 2, двигающегося произвольным курсом, получив данные о месте нахождения цели 42 и её скорости, вводит в систему управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3 данные о координатах точки 43 встречи с целью после её движения по маршруту 32 с определённой скоростью, необходимом угле ϕ_p разворота КР в автономном полёте для подлёта к точке 43 встречи с целью, после чего осуществляется запуск твёрдотопливного двигателя 1. КР, изначально имеющая скорость корабля-носителя, в точке 35 начинает автономное движение, выходя из стартовой пусковой установки, двигаясь по участку 21 траектории полёта под углом к горизонту θ, определяемым пусковой установкой. После разгона КР до скорости, обеспечивающей эффективность управления аэродинамическими поверхностями 12, система управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени 3 обеспечивает снижение КР и разворот на угол ϕ_p для движения к цели на маршевом участке 22. На стартовом участке 21 после разгона КР до необходимой дозвуковой скорости, достаточной для запуска турбореактивного двигателя 15 маршевой ступени 3, задействуется устройство стыковки и отделения 2 и осуществляется отделение стартового твёрдотопливного двигателя 1 и запуск турбореактивного двигателя 15, в который подача топлива из бака 16 осуществляется при помощи системы подачи 17 топлива. На маршевом участке 22 от точки 36 до точки 37 осуществляется полёт КР к цели на высоте Н=10-20 м, что обеспечивает скрытность КР от систем обнаружения цели. В точке 37 на расстоянии до цели ~30-40 км, определяемом радиусом действия головки самонаведения системы управления полётом и наведения 13 на цель, для увеличения радиуса действия выполняется маневр типа "горка" с подъёмом на высоту Н≈50 м и производится включение головки самонаведения, которая осуществляет сканирование пространства лучом локатора в пределах угла Ψгсн мс для поиска цели. Участок поиска 23 заканчивается в точке 38 в момент захвата цели головкой самонаведения системы управления и наведения 13 на цель маршевой ступени 3 и снижения КР на прежнюю высоту полёта, после чего на участке 24 система управления полётом и наведения 13 на цель обеспечивает подлёт КР к зоне интенсивного противодействия средствами защиты цели на расстояние ~10-20 км. В точке 39 траектории полёта КР задействуется устройство стыковки и отделения 4 и осуществляется разделение маршевой 3 и боевой 5 ступеней, после чего система управления полётом и наведения 13 на цель маршевой ступени обеспечивает её управляемый полёт к цели по участку 25 траектории полёта, а система управления полётом и наведения 8 боевой ступени 5 на цель после захвата цели её головкой самонаведения обеспечивает управляемый полёт боевой ступени 5 к цели по участку 26 траектории полёта. В начале участка 25 и 26 траектории полёта задействуются твёрдотопливные двигатели 10 и 18, которые обеспечивают доразгон боевой ступени 5 и маршевой ступени 3 до сверхзвуковых скоростей полёта и поддержание этих скоростей на участках 25 и 26 траектории полёта, при этом системы управления полётом и наведения 8 и 13 на цель обеспечивают выполнение противозенитного маневрирования маршевой ступени 3 и боевой ступени 5, а также дополнительное снижение их высоты полёта к моменту попадания в корпус корабля цели до уровня 0±5 м.

Изложенный способ боевого применения КР при стрельбе на среднюю и максимальную дальность на участке поиска цели от точки 37 до точки 38 может быть реализован по участку траектории 27 без выполнения маневра типа "горка" - п.4 формулы.

Дополнительно способ боевого применения КР при стрельбе на максимальную дальность, на участке поиска цели от точки 37 до точки 38, может быть реализован с выполнением маневра типа "змейка" в горизонтальной плоскости по участку 28 траектории, который обеспечивает увеличение "поля зрения", сканируемого головкой самонаведения системы управления и наведения 13 на цель на величину 2Δ Ψгсн мс (см. фиг.4), что, в свою очередь, обеспечивает возможность захвата цели при её существенном отклонении от курса следования по маршруту 33 в точку 44 или по маршруту 34 в точку 45 за время длительного полёта КР на маршевом участке 22.

При варианте компоновки КР с расположением турбореактивного двигателя 15 внутри корпуса маршевой ступени 3 с устройством выдвижения 19, в изложенном способе боевого применения КР на стартовом участке 21 перед запуском маршевого турбореактивного двигателя 15 может осуществляться его выдвижение за обводы маршевой ступени 3 в рабочее положение путём задействования устройства выдвижения 19 (см. вариант А на фиг.1). Дополнительно в изложенном способе боевого применения КР в конце участка 24 или в начале участка 25 траектории полёта до запуска твёрдотопливного двигателя 18 маршевой ступени 3 может задействоваться устройство отделения 20 турбореактивного двигателя 15, при этом экономится масса твёрдотопливного двигателя 18, затрачиваемая на разгон в составе маршевой ступени 3 турбореактивного двигателя 15 до сверхзвуковой скорости полёта и поддержание сверхзвуковой скорости на участке 25 траектории полёта маршевой ступени 3.

Учитывая, что вероятность преодоления противовоздушной обороны маршевой ступенью 3 в результате её доразгона до сверхзвуковой скорости у цели к точке 42, 43 или 44, будет незначительно отличаться от вероятности преодоления противовоздушной обороны боевой ступенью 5, которая по проведенным расчётам может нести боевую часть 9 массой, сопоставимой с массой боевой части 14, размещаемой в маршевой ступени 3, суммарная вероятность поражения цели предложенной КР и способом её применения увеличивается не менее чем в 1,5-2 раза и соответственно потребный наряд КР и число их носителей (самолётов, кораблей), необходимых для ведения боевых действий, может быть сокращено не менее чем в 1,5-2 раза.