Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой

Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой

http://nortwolf-sam.livejournal.com/1624594.html

 Патент: (19) RU (11) 2579409 (13) C1

 Статус: действует (последнее изменение статуса: 18.04.2016)

(57) Реферат: Изобретение относится к гиперзвуковым крылатым ракетам (ГПКР), оснащенным гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). ГПКР содержит маршевую ступень с конструкцией, построенной на основе двух модулей. Первый модуль является боевым и выполнен в виде планера маршевой ступени ГПКР. Второй - модуль маршевой силовой установки, объединяет в себе воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, пневмогидравлическую систему и устройства, обеспечивающие работу ГПВРД. Второй модуль закреплен под фюзеляжем боевого модуля по пакетной (параллельной) схеме с возможностью его отделения в полете по команде БАСУ. После обнаружения и определения координат цели в точке траектории, вычисляемой бортовой аппаратурой системы управления (БАСУ), по команде БАСУ производится отделение силовой установки (СУ) ГПКР, а поражение цели осуществляется планирующим боевым модулем. Техническим результатом изобретения является расширение области применения ракет с ГПВРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил. Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к гиперзвуковым крылатым ракетам, оснащенным гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). Изобретение описывает способ применения и устройство гиперзвуковой крылатой ракеты (ГПКР), позволяющие решить проблему выполнения боевой задачи по поражению наземных и надводных целей такой ракетой. Известен гиперзвуковой летательный аппарат Х-51, оснащенный ГПВРД с подфюзеляжным воздухозаборником, который является демонстратором технологий. Х-51 проходил летные испытания с целью отработки технологий, применяемых при создании ГПКР. В ходе испытаний аппарат отделялся от авиационного носителя на скорости, соответствующей 0,8М, и высоте 15,2 км, далее он разгонялся отделяемой твердотопливной стартово-разгонной ступенью до скоростей, соответствующих числу М=4,5-4,8. Затем производился запуск ГПВРД, после чего аппарат набирал высоту около 30 км и совершал полет, поддерживая скорость около 5М. После завершения полета на заданной высоте планом испытаний предусматривалось выключение силовой установки и падение аппарата (по материалам 17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference). 

Данный способ применения летательного аппарата, а также его устройство по технической сущности наиболее близки к предмету предлагаемого изобретения несмотря на то, что создателями Х-51 не решались задачи непосредственного поражения наземных или надводных целей, поскольку вход в плотные слои атмосферы разогнанного на высоте до числа М=5 и более аппарата с ГПВРД сопряжен с вероятностью последовательного разрушения его силовой установки и планера еще до достижения объекта поражения. Описываемое изобретение призвано максимально использовать боевой потенциал ГПКР с ГПВРД, а летательный аппарат, рассмотренный выше, принят авторами в качестве ближайшего аналога. Для решения проблемы применения на перспективных образцах ракетного вооружения ГПВРД необходима силовая установка (СУ), которая в полной мере будет соответствовать всем предъявляемым к ней требованиям. Особенностью маршевой траектории ракет с ГПВРД является наличие основного высотного участка полета, например, на высоте Н=30 км с постоянной скоростью, соответствующей числу М=6. Перед поражением надводного или наземного объекта ГПКР необходимо снизиться до высоты расположения цели (для надводных целей 10 м, а для наземных в диапазоне высот от 0 до 4000 м) и при этом произвести снижение скорости полета для уменьшения аэродинамических нагрузок и обеспечения приемлемых характеристик управляемости. Следует отметить, что расчетным режимом для ГПВРД являются условия маршевого полета на большой высоте с поддержанием расчетной маршевой скорости, а необходимость снижения высоты и скорости полета создает трудно разрешимые технические проблемы, связанные с тем, что: - двигатель, предназначенный для выполнения гиперзвукового маршевого полета на большой высоте, не способен продолжать работу на низковысотных участках траектории, сопряженных с уменьшением полетного числа М, отсюда следует, что к наземной или надводной цели ракета должна будет подходить с неработающим двигателем; - характеристики устойчивости и управляемости ГПКР с неработающим ГПВРД значительно ухудшаются, становится возможной потеря устойчивости; - также существует опасность разрушения конструкции ГПВРД из-за повышения давления в проточной части двигателя при снижении ГПКР с маршевой высоты перед поражением цели. Наличие нерасчетных режимов для высотного ГПВРД приводит к тому, что для обеспечения возможности полета ГПКР требуется регулируемая силовая установка (СУ), у которой воздухозаборник, проточная часть и сопло двигателя будут выполнены с возможностью изменения их формы в широком диапазоне геометрических параметров. Подобные решения необходимо реализовать для создания ГПВРД работоспособного в широком диапазоне параметров набегающего потока. Изменение формы воздухозаборника, камеры сгорания и сопла двигателя возможно только при применении сложных устройств регулирования. Указанные выше устройства должны обеспечивать работу СУ в широком диапазоне скоростей и высот полета путем непрерывного, адаптивного к условиям полета регулирования геометрических параметров газовоздушного тракта и подачи топлива, по существу, трансформируя СУ с ГПВРД со сверхзвуковым течением в СУ с обычным ПВРД с дозвуковым течением. Решение столь сложной технико-технологической задачи в условиях жестких массогабаритных ограничений, предъявляемых к системам вооружения, представляется нецелесообразным. Задачей, решаемой изобретением, является создание способа применения боевой ГПКР с ГПВРД для поражения наземных и надводных целей в условиях ограничений, налагаемых на полет силовой установкой ракеты. Указанная цель достигается тем, что в отличие от известного способа поражения цели ГПКР, заключающегося в выведении ракеты на заданные высоту и скорость полета стартово-разгонной ступенью (СРС), отделении СРС, запуске маршевого ГПВРД, активном полете на расчетной высоте в направлении цели, поиске, захвате и поражении цели, в заявленном изобретении после обнаружения и определения координат цели в точке траектории, вычисляемой бортовой аппаратурой системы управления (БАСУ), по команде БАСУ производится выключение ГПВРД с последующим отделением силовой установки от маршевой ступени путем срабатывания пироустройств, а поражение цели осуществляется планирующим боевым модулем, корректирующим свою траекторию по данным системы самонаведения. Предлагаемый способ позволяет реализовать боевые возможности ракеты при стрельбе по цели, минимизировав время подхода к ней за счет высокой маршевой скорости полета ГПКР. Отделение силовой установки приведет к уменьшению лобового сопротивления, а следовательно, к увеличению продолжительности участка планирования, боевой модуль будет способен выдерживать большие допустимые перегрузки, а следовательно, обладать лучшей управляемостью. Также отделение СУ приведет к значительному уменьшению эффективной поверхности рассеяния боевого модуля, а следовательно, к уменьшению его заметности, что особенно важно при подходе к цели. 

Для осуществления данного способа поражения цели в известном устройстве гиперзвукового летательного аппарата, содержащего твердотопливную стартово-разгонную ступень (СРС) и маршевую ступень с подфюзеляжным воздухозаборником гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на жидком углеводородном топливе, включающую в себя СУ, содержащую воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, пневмогидравлическую систему и устройства, обеспечивающие работу ГПВРД, заявляемым изобретением предложено маршевую ступень ГПКР строить на основе двух модулей, первый из которых является боевым и выполнен в виде планера маршевой ступени ГПКР, а второй - в виде модуля маршевой силовой установки, объединяющего в себе все вышеперечисленные устройства СУ и закрепленного под фюзеляжем боевого модуля по пакетной (параллельной) схеме с возможностью его отделения в полете по команде БАСУ. При этом модуль силовой установки (МСУ) закреплен под фюзеляжем боевого модуля пироустройствами, а для обеспечения подачи в модуль силовой установки маршевого топлива и управляющих команд он соединен с боевым модулем разрывными гидро- и электроразъемами. Предлагаемое устройство ГПКР позволяет решить проблемы, связанные с созданием боевого гиперзвукового аппарата путем специальной конструкции ракеты, позволяющей отделить от нее маршевую силовую установку, тем самым избежав необходимости совершать полет с ГПВРД на заведомо нерасчетных режимах. Кроме того, объединение в единый модуль воздухозаборника, камеры сгорания, сопла, теплообменника и пневмогидравлической системы позволит существенно снизить стартовую массу ГПКР, поскольку его конструкцией будут восприниматься только нагрузки, действующие на участках разгона и активного (с работающим ГПВРД) полета. Модульное исполнение СУ позволит производить ее автономную наземную отработку и повысит надежность установки в целом. Сущность предлагаемого устройства проиллюстрирована на фиг. 1÷3. На фиг. 1 представлен общий вид стартовой ступени ГПКР, на фиг. 2 - компоновка маршевой ступени ГПКР. На фиг. 3 показан общий вид боевого модуля. На фиг. 4 проиллюстрировано разделение боевого модуля и МСУ после окончания активного участка полета, где в сечении А-А показано расположение пироустройств в фюзеляже (19). Стартовая ступень ГПКР (1) выполнена по нормальной аэродинамической схеме с плюсообразным оперением стартово-разгонной ступени. Ступень стартовая содержит стартово-разгонную ступень и маршевую ступень (2) с двухкилевым оперением и крыльями, установленными на фюзеляже, имеющем продольную плоскость симметрии. Под фюзеляжем боевого модуля маршевой ступени закреплен по параллельной схеме модуль силовой установки (3) с воздухозаборником (4), пилонным узлом (5), камерой сгорания (6) и соплом (7). Крепление МСУ осуществляется с помощью пироустройств (8 и 9), подача управляющих команд для силовой установки осуществляется с помощью разрывного электроразъема (10), а питание маршевым топливом осуществляется через разрывной гидроразъем (11). В носовой части фюзеляжа боевого модуля (12) располагается бортовая аппаратура системы управления. В среднем отсеке фюзеляжа (13) размещены топливный бак и отсек полезной нагрузки. К хвостовому отсеку (14) крепится стартово-разгонная ступень (15). Указанное устройство функционирует следующим образом. После отделения от носителя производится запуск СРС и вывод ГПКР на маршевые скорость и высоту полета. Далее производится отделение СРС, и одновременно с этим начинается подача пускового топлива в камеру сгорания силовой установки из бака, расположенного в ее корпусе (16). Поступающее из этого бака топливо, воспламеняясь при помощи пирозапала (17), запускает силовую установку и подготавливает ее к работе на основном топливе, размещенном в среднем отсеке фюзеляжа. Затем производится запуск ГПВРД и ракета начинает маршевый полет. После окончания активного участка полета силовая установка отделяется от боевого модуля. Участок траектории, связанный с планированием и поражением цели, преодолевает боевой модуль (18). Таким образом, данное изобретение позволяет расширить область применения ракет с ГПВРД.