способ старта авиационной крылатой ракеты с воздушно-реактивной двигательной установкой

Формула изобретения

Способ старта авиационной крылатой ракеты с воздушно-реактивной двигательной установкой, включающий доставку ракеты, размещенной на пусковом устройстве самолета-носителя с ориентацией ее аэродинамических поверхностей по схеме «икс», в зону пуска, отделение ракеты от пускового устройства и ее автономный управляемый полет, на начальном участке которого производят сброс обтекателя воздухозаборника и запуск двигательной установки, отличающийся тем, что после отделения ракеты от пускового устройства сбрасывают обтекатель воздухозаборника путем сообщения последнему импульса по направлению движения ракеты, а затем выполняют разворот ракеты вокруг ее продольной оси на угол 45°, при этом на начальном участке автономного полета управление движением ракеты осуществляют с помощью ее аэродинамических рулей и органов управления стабилизирующего устройства.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к крылатым ракетам (КР) авиационного базирования. Изобретение описывает способ применения таких КР, а именно метод размещения на авиационных пусковых устройствах (АПУ) носителей и последовательность действий, обеспечивающих их надежный и безопасный запуск с самолетов. Предлагаемый способ может найти применение, преимущественно, на КР с воздушно-реактивными двигательными установками, изначально разработанным для других типов носителей, например морских или наземных, и адаптируемых к условиям авиационного базирования.

Одним из основных требований, предъявляемым к авиационным КР, является наиболее компактное их размещение на самолетах-носителях. С этой целью применяют различные технические решения, такие как размещение КР под фюзеляжем самолета-носителя в полуутопленном положении, например авиационная КР Х-22 (В.Марковский, К.Петров. «Авиационные крылатые ракеты», «Авиация и космонавтика. Вчера, сегодня, завтра», №9, 2005 г., стр.27, 28), складывание крыла ракет на подвеске под самолетом, например КР 3М80 («Москит») и Х-35 (А.В.Карпенко, С.М.Ганин. «Отечественные авиационные тактические ракеты», военно-технический сборник «Бастион» №1, 2000, С.-Петербург, стр.56-59 и 73-74). Указанную цель также преследует преимущественное применение на авиационных КР «иксобразной» схемы установки крыла и оперения, что позволяет размещать ракеты с раскрытыми аэродинамическими поверхностями под крылом (фюзеляжем) самолета или в его грузоотсеке, не выходя за рамки габаритных ограничений, например КР Х-31 (Карпенко, Ганин. «Отечественные авиационные тактические ракеты», ..., стр.61-64). Необходимо отметить, что с точки зрения технической реализации, такой способ размещения существенно проще упомянутого выше складывания крыла.

Рассмотрим способ применения (старта) КР Х-31 с самолетов-носителей, порядок осуществления которого обусловлен особенностями конструкции ракеты. Крылатая ракета Х-31 снабжена комбинированной двигательной установкой с маршевым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) со встроенным разгонным ракетным двигателем на твердом топливе (РДТТ). ПВРД ракеты оборудован четырьмя воздухозаборниками, размещенными в плоскостях установки консолей крыла. В положении транспортировки и при размещении КР на АПУ самолетов-носителей воздухозаборники закрыты обтекателями (см. фото на стр.64 указанного источника).

Старт КРХ-31 осуществляется следующим образом:

- ракета отделяется от АПУ и в режиме планирующего полета удаляется от носителя на дистанцию безопасного запуска разгонного РДТТ;

- производится сброс обтекателей воздухозаборников, которые отделяются «в стороны» от траектории полета ракеты (об этом свидетельствует скошенная форма обтекателей, способствующая созданию нормальной к направлению движения аэродинамической силы);

- запускается двигательная установка КР: сначала - РДТТ, который разгоняет ракету до скорости возможного запуска ПВРД и выбрасывается из воздушного тракта последнего, затем - ПВРД, под действием тяги которого КР совершает маршевый полет по заданной траектории.

Необходимо отметить, что на начальном участке движения КР Х-31 (до запуска разгонного РДТТ), равно как и на последующих - разгонном и маршевом, ракета управляется посредством аэродинамических рулей, которые расположены в зоне ее хвостовой части.

Данный способ старта по совокупности признаков наиболее близок к заявляемому изобретению и поэтому рассматривается авторами в качестве ближайшего аналога.

Однако данный способ имеет ограниченную область применения, так как распространяется только на КР, спроектированные из условия компактного размещения на самолетах и обладающие достаточным запасом статической устойчивости в «стартовой конфигурации». Применительно же к КР, разработанным «под условия» применения с морских носителей, например, таких как КР с комбинированной двигательной установкой на основе ПВРД, выполненная по компоновочной схеме, описанной в патенте РФ №2215981, МПК F42В 15/00, В64С 15/00, реализация известного способа применения сопряжена со следующими сложностями.

Во-первых, установка аэродинамических поверхностей ракеты по схеме «плюс» препятствует ее компактному размещению с раскрытым крылом на самолете-носителе, так как в этом случае увеличивается вертикальный и горизонтальный габариты подвески. Тогда как складывание крыла при размещении такой КР на АПУ сопряжено с необходимостью проведения весьма существенной доработки конструкции самого крыла и устройства его раскрытия. Это связано с тем, что крыло, выполненное с возможностью двухзвенного складывания, и его механизмы должны быть рассчитаны и отработаны на значительно большие нагрузки, действующие при раскрытии и фиксации крыла в условиях высоких скоростных напоров, характерных для авиационного старта.

Во-вторых, иным образом должен быть организован сброс обтекателя воздухозаборника, который в рамках рассматриваемого схемного решения выполнен лобовым. Во избежание негативного влияния на аэродинамические характеристики КР, обтекатели подобных воздухозаборников, диаметр которых сопоставим с миделем ракеты, имеют осесимметричную обтекаемую форму. Как правило, они снабжаются специальными двигателями увода, призванными обеспечить их сброс, полностью исключающий возможность соударения отделившегося обтекателя с ракетой или ее носителем.

В-третьих, особенностью компоновочной схемы КР по патенту №2215981 является размещение аэродинамических рулей на относительно небольшом расстоянии от центра масс ракеты (см. фиг.1 описания к указанному изобретению), поскольку традиционному расположению оперения ракеты на хвостовой ее части в данном случае препятствует применение ПВРД «несущей конструкции». Данная особенность в сочетании с «задней» начальной центровкой КР (большая часть топлива разгонного РДТТ, встроенного в ПВРД, сосредоточена в хвостовой части ракеты) позволяет судить о возможной статической неустойчивости КР на начальном участке движения. И если при реализации морского или наземного старта устойчивое движение КР такой конфигурации может быть обеспечено благодаря эффективным газодинамическим органам управления разгонного РДТТ, то в случае авиационного старта последние могут быть задействованы лишь спустя время, необходимое для удаления КР на дистанцию безопасного для самолета запуска этого двигателя.

Задачей, решаемой изобретением, является адаптация КР, ранее разработанных для морских носителей, к условиям авиационного базирования, включая компактное размещение КР на самолетах-носителях и реализацию надежного и безопасного старта ракет. При этом решающее значение имеет минимальный объем необходимых доработок базового образца и максимальная степень унификации КР различных видов базирования.

Эта задача решается благодаря тому, что в известном способе применения авиационной крылатой ракеты с воздушно-реактивной двигательной установкой, заключающемся в доставке ракеты, размещенной на пусковом устройстве самолета-носителя с ориентацией ее аэродинамических поверхностей по схеме «икс», в зону пуска, отделении ракеты от пускового устройства и ее автономном управляемом полете, на начальном участке которого производят сброс обтекателя воздухозаборника и запуск двигательной установки, согласно заявленному изобретению после отделения ракеты от пускового устройства сбрасывают обтекатель воздухозаборника путем сообщения последнему импульса по направлению движения ракеты и выполняют разворот ракеты вокруг ее продольной оси на угол 45°, при этом на начальном участке автономного полета управление движением ракеты осуществляют с помощью ее аэродинамических рулей и органов управления стабилизирующего устройства.

Технический результат использования изобретения состоит в том, что оно позволяет:

- компактно размещать на АПУ ракету без складывания ее «плюсобразного» крыла и оперения, что обеспечивается за счет подвески КР в положении, развернутом вокруг продольной оси на угол 45°, в сочетании с послестартовым разворотом в исходное (полетное) положение. Необходимо отметить, что при этом сохраняются компоновка оборудования ракеты, которая «завязана» на ее ориентацию в полете, и большая часть алгоритмов системы управления движением КР;

- осуществлять надежный и безопасный старт КР с самолета, включая гарантированно безударное отделение «габаритного» обтекателя лобового воздухозаборника. Последнее обеспечивается за счет выбора времени выполнения этой ответственной операции, а именно период начального участка автономного полета ракеты, когда последняя строго ориентирована вдоль оси самолета или вниз по отношению к ней ,в сочетании с направлением вектора тяги двигателей увода обтекателя( Например, известно, что для устойчивого отхода КР Х-22 от носителя АПУ выводит ракету под углом 1° вниз от оси самолета (см. Марковский, Петров «Авиационные крылатые ракеты», ..., стр.22.)). Тогда как «отложенный» сброс такого обтекателя (например, как в ближайшем аналоге - непосредственно перед запуском разгонного РДТТ), вследствие возможных погрешностей стабилизации положения ракеты после разворота по крену, несинхронности срабатывания или «разнотяговости» двигателей увода, а также - действия внешних возмущений, мог бы привести к возникновению нештатных ситуаций. В свою очередь, осуществление совместного (посредством исполнительных органов как КР, так и стабилизирующего устройства) управления движением ракеты в процессе ее планирующего полета преследует цель повысить суммарную эффективность органов управления, в период, когда КР обладает недостаточным запасом статической устойчивости. (Описание конструкции стабилизирующего устройства, реализующей такую «схему управления», приведено в заявке на изобретение «Устройство стабилизации авиационной КР», поданной одновременно с настоящей заявкой.) Это необходимо для исключения возможности «забросов» отделившейся от самолета КР в результате действия внешних возмущений, а также осуществления по возможности быстрого разворота ракеты по крену.

Сущность предлагаемого способа применения КР проиллюстрирована на фиг.1 и 2.

На фиг.1-3 представлена циклограмма начального участка полета ракеты:

- КР при размещении на АПУ самолета-носителя (фиг.1);

- КР в автономном полете, в момент отделения обтекателя воздухозаборника (фиг.2);

- КР в полетном положении (после выполнения разворота по крену),

в момент запуска двигательной установки (фиг.3).

На фиг.4-6 представлен вид спереди на КР в указанных выше положениях.

Крылатая ракета (1) с комбинированной двигательной установкой на основе ПВРД (2) со встроенным разгонным РДТТ (3) выполнена по нормальной аэродинамической схеме. КР (1) имеет осесимметричный фюзеляж, лобовой воздухозаборник (4), крыло (5) и аэродинамические рули (6), причем четыре консоли крыла и рули (6) установлены по схеме «плюс» соответственно в плоскостях I-III и II-IV ракеты.

КР (1) размещается на авиационном пусковом устройстве (7) самолета-носителя в положении с ориентацией ее аэродинамических поверхностей по схеме «икс», то есть - развернутом относительно полетного на угол 45°. При размещении ракеты на АПУ (7) вход в ее воздухозаборник (4) закрыт обтекателем (8), а сопловая часть двигательной установки - корпусом стабилизирующего устройства (9).

Обтекатель воздухозаборника (8) снабжен двумя импульсными РДТТ увода (10), которые установлены симметрично относительно продольной оси КР (1) в плоскости, перпендикулярной плоскости ее подвески на АПУ (7) (то есть под углом 45° к плоскостям I-III и II-IV ракеты), при этом раструбы сопел указанных двигателей направлены под острым углом к продольной оси КР. Стабилизирующее устройство (9) снабжено органами управления, например, выполненными в виде аэродинамических рулей (11), которые установлены в плоскостях I-III и II-IV КР (1).

Предлагаемый способ применения КР осуществляется следующим образом.

Подвеска КР (1) на самолет-носитель производится с помощью загрузочного устройства, на котором ракета заранее выставлена в положении, когда ее плоскости I-III и II-IV развернуты на угол 45° по отношению к поверхности взлетно-посадочной полосы. КР (1) подводится загрузочным устройством к АПУ (7) самолета-носителя и фиксируется захватами пускового устройства. В таком положении (см. фиг.1а и 2а) КР (1) находится на всех этапах совместной эксплуатации с самолетом-носителем до момента ее запуска.

После доставки КР (1) в зону пуска, по команде от системы управления оружием самолета захваты АПУ (7) раскрываются, в результате чего ракета под собственным весом отделяется от АПУ и начинает свое автономное движение. КР (1) в режиме планирующего полета удаляется от носителя, при этом ее положение стабилизируется по данным бортовой системы управления (БСУ) с помощью аэродинамических рулей (6) самой ракеты и рулей (11) стабилизирующего устройства (9).

По заданной временной задержке БСУ КР (1) выдает команду на отделение обтекателя воздухозаборника (8), в результате чего задействуются РДТТ увода (10), обтекатель отделяется от ракеты и уводится по нисходящей траектории в отношении КР и самолета-носителя. По факту отделения обтекателя (8) БСУ выдает команду на выполнение программного разворота КР (1) в полетное положение. Посредством отклонения аэродинамических рулей (6) и (11) КР (1) выполняет разворот по крену на угол 45°, в результате которого ее плоскости I-III и II-IV приобретают соответственно вертикальную и горизонтальную ориентации в пространстве (см. фиг.1в и 2в).

По удалении КР (1) на дистанцию безопасного для самолета-носителя запуска разгонного РДТТ (3) проводится отделение стабилизирующего устройства (9) и одновременный запуск двигательной установки ракеты. Под действием тяги разгонного РДТТ (3) и управляющих моментов, создаваемых его газодинамическими органами управления, КР (1) резко набирает скорость и выполняет программные послестартовые маневры. При спаде тяги разгонного РДТТ (3) до определенной величины давлением воздуха, поступающего в двигательную установку через воздухозаборник (4), корпус отработанного двигателя выбрасывается из полости ПВРД (2). В результате «высвобождается» воздушный тракт ПВРД (2) и после осуществления операций по запуску прямоточного двигателя КР (1) начинает полет в маршевом режиме.

Резюмируя изложенное, можно заключить, что использование предлагаемого решения позволяет адаптировать ранее разработанную КР к новому для нее виду базирования при минимальном объеме доработки и высокой степени унификации с базовым образцом. Как следствие, могут быть сокращены сроки и издержки на освоение производства авиационного варианта КР, а в дальнейшем за счет большей серийности производства обеспечивается снижение затрат на изготовление ракет различного вида базирования.