крылатая ракета

Формула изобретения

1. Крылатая ракета, содержащая корпус осесимметричной формы с четырьмя крыльями-стабилизаторами, внутри которого установлено взрывное устройство, двигатель, работающий на жидком топливе, с воздухозаборником, компрессором, турбиной, топливным баком, соединенным трубопроводом с камерой сгорания, и систему управления, отличающаяся тем, что она имеет четыре твердотопливных реактивных двигателя, установленные в задней части корпуса по периферии, в качестве двигателя, работающего на жидком топливе, использован установленный вдоль оси корпуса газотурбинный двигатель, топливный бак установлен внутри корпуса, при этом в топливопроводе установлен топливный насос с приводом насоса, а система управления содержит приводы стабилизаторов, бортовой компьютер и тепловизор.

2. Крылатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена контроллером управления, установленным в системе управления, при этом контроллер управления соединен с приводом управления и с бортовым компьютером.

3. Крылатая ракета по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она снабжена контроллером двигателя, соединенным с приводом насоса и с бортовым компьютером.

4. Крылатая ракета по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она снабжена приемно-передающим устройством с антенной, подключенным к бортовому компьютеру.

5. Крылатая ракета по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она снабжена приемником системы глобального позиционирования, подключенным к антенне и к бортовому компьютеру.

6. Крылатая ракета по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она снабжена контроллером взрывателя, подключенным к бортовому компьютеру и к взрывному устройству.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к военной технике, в частности к средствам поражения наземных надводных и подводных целей.

Известна крылатая ракета по патенту РФ на изобретение № 2225975, прототип, боевая ступень которой размещена в полости маршевой ступени, которая содержит собственные носовой обтекатель, систему управления полетом и наведения на цель, боевую часть и дополнительный твердотопливный двигатель. Маршевая ступень может быть состыкована с турбореактивным двигателем посредством устройства стыковки и отделения. Согласно способу применения ракеты до разделения маршевой и боевой ступеней включают систему управления полетом и наведения на цель маршевой ступени. После разделения ступеней запускают твердотопливный двигатель маршевой ступени

Недостатки: небольшая дальность полета, низкая скорость полета и невозможность применения ракеты в ночное время. Кроме того, управление ракетой и ее наведение на цель весьма затруднено, т.к. боевая часть содержит только твердотопливный двигатель, регулирование которого затруднено. Систему управления включают до разделения маршевой и боевой ступеней. Маневрирование на сверхзвуковых скоростях технически трудно осуществимо. Ракета не приспособлена для прицельной стрельбы в ночное время.

Задача создания изобретения - повышение точности стрельбы в ночное время.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что крылатая ракета, содержащая корпус осесимметричной формы с четырьмя стабилизаторами, внутри которого установлено взрывное устройство, и систему управления, отличается тем, что внутри корпуса установлена емкость с топливом, четыре твердотопливных реактивных двигателя в задней части корпуса по периферии, а вдоль оси корпуса установлен газотурбинный двигатель, работающий на жидком топливе, содержащий воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания и турбину, топливный бак соединен топливопроводом, в котором установлен топливный насос с приводом насоса, с камерой сгорания, а система управления содержит приводы стабилизаторов и бортовой компьютер. В системе управления установлен контроллер управления, соединенный с одной стороны с приводом управления, а с другой - с бортовым компьютером. Привод насоса соединен с контроллером двигателя, который, в свою очередь, соединен с бортовым компьютером.

К бортовому компьютеру подключено приемно-передающее устройство с антенной. Крылатая ракета может содержать приемник системы глобального позиционирования, подключенный к антенне и к бортовому компьютеру. К бортовому компьютеру может быть подключен контроллер взрывателя, подключенный, в свою очередь, к взрывному устройству.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1 3, где:

на фиг.1 приведена схема крылатой ракеты ночного применения,

на фиг.2 приведена радиоуправляемая крылатая ракета,

на фиг.3 приведена крылатая ракета с управлением при помощи системы глобального позиционирования,

Крылатая ракета (фиг.1) содержит осесимметричный корпус 1, содержащий цилиндрическую и коническую части. На цилиндрической части установлены четыре стабилизатора 2, выполненные с возможностью поворота для управления полетом крылатой ракеты. Внутри корпуса 1 установлены взрывное устройство 3 и топливный бак 4. Предпочтительно топливный бак 4 выполнить тороидальной формы.

Также внутри корпуса 1, вдоль его оси в центральной части установлен газотурбинный двигатель 5, работающий на жидком топливе (возможно применение сверхзвукового газотурбинного двигателя). Крылатая ракета имеет систему управления, установленную внутри корпуса 1.

Газотурбинный двигатель 5 состоит из воздухозаборника 6 с центральным обтекателем конической формы, компрессора 7, состоящего, в свою очередь, из статора компрессора 8 и ротора компрессора 9, камеры сгорания 10 с форсунками 11, к которым подключен топливопровод 12 с топливным насосом 13, имеющим привод насоса 14. За камерой сгорания 10 установлена турбина 15, содержащая сопловой аппарат 16 и рабочее колесо турбины 17. На выходе турбины 15 установлено реактивное сопло 18. По периферии установлены четыре твердотопливных реактивных (ракетных) двигателя 19. На валу 20 установлены все узлы ротора, а именно ротор компрессора 9 и рабочее колесо турбины 17. Все остальные узлы газотурбинного двигателя 5 образуют статор 21, в который входят сверхзвуковой воздухозаборник 6, статор компрессора 8, камера сгорания 10 и сверхзвуковое реактивное сопло 18. Система управления содержит бортовой компьютер 22, соединенный с контроллером двигателя 23, который соединен с приводом насоса 14. Каждый стабилизатор 2 имеет привод 24.

Каждый твердотопливный реактивный двигатель 19 оборудован контроллером запуска двигателя 25, который соединен с бортовым компьютером 22. Система управления содержит акселерометр 26 и магнетометр 27 для измерения углов ориентации снаряда в полете, которые соединены с бортовым компьютером 22. К бортовому компьютеру 22 может быть подсоединено приемно-передающее устройство 28 (фиг.2), к которому подсоединена антенна 29. Антенна 29 имеет кольцевую форму, а участок корпуса 1 в районе расположения антенны 29 выполнен радиопрозрачным.

Внутри корпуса 1 (фиг.3) может быть установлено приемное устройство системы глобального позиционирования 30, который также подключен к бортовому компьютеру 22 и к антенне 29. Все соединения выполнены проводными связями 31. В глобальную систему позиционирования (Глонас или GPS) входят спутники 32, связанные с антенной 29 по радиоканалам 33.

В передней части корпуса 1 установлен тепловизор 34, который соединен с бортовым компьютером 22 (фиг.1 3). Каждый твердотопливный реактивный двигатель 19 оборудован двумя пироболтами 35.

Крылатая ракета оборудована стабилизаторами 2, закрепленными на внешней стороне корпуса 1 в его нижней части (фиг.1).

При применении снаряда в оперативную память бортового компьютера 22 вводят исходные данные полета. Снаряд 1 стартует с пусковой установки, для этого запускают сверхзвуковые газотурбинные двигатели 5, при этом бортовой компьютер 22 подает команду на привод насоса 14 и на топливный насос 13. Топливо подается из топливного бака 4 в камеру сгорания 10, где воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1 3 не показан). Продукты сгорания приводят в действие рабочее колесо турбины 17, которое раскручивает через вал 20 ротор компрессора 9.

Применение жидкого топлива, а также кислорода атмосферного воздуха позволяет получить преимущество в дальности полета по сравнению с твердотопливными реактивными снарядами, т.к. теплотворная способность жидкого топлива больше, чем у твердого, в 3 4 раза, а окислитель в форме кислорода воздуха берется из атмосферы.

При полете приемник системы глобального позиционирования 30 (системы ГЛОНАС или GPS) принимает сигнал с трех спутников системы 32 по радиоканалам 33 и определяет собственные координаты. Используя заложенную программу, посредством воздействия бортового компьютера 22 на приводы насосов 14 и далее на топливные насосы 13, можно уменьшить или увеличить тягу каждого газотурбинного двигателя 5 и тем самым изменить траекторию полета снаряда от точки старта «А» до цели «Б» по дальности и всем углам: тангажу, рысканию и крену.

По команде с бортового компьютера 22, переданной на контроллер подрыва (не показан), взрывное устройство 3 может быть взорвано, например, в полете.

Управление крылатой ракетой по углам тангажа, рыскания и крена осуществляется посредством рассогласования тяги сверхзвуковых реактивных двигателей. Исходные данные об угловой ориентации крылатой ракеты постоянно контролируют акселерометр 26 и магнетометр 27. Магнетометр 27 определяет азимут движения крылатой ракеты, а акселерометр 26 - его отклонение от направления вектора тяжести. Размещение этих датчиков в невращающемся корпусе 1 исключает влияние центробежных сил на показания датчиков. Контроль на всех участках полета осуществляет тепловизор 34.

Применение изобретения позволило:

- обеспечить точность прицеливания крылатой ракеты в ночное время за счет применения тепловизора, который в отличие от головок инфракрасного наведения не только определяет место положения нагретых узлов кораблей и других средств, но и дает картину окружающего пространства по аналогии с видеокамерой в ночное время,

- повысить скорость крылатой ракеты до сверхзвуковой за счет применения четырех твердотопливных реактивных двигателей и одного газотурбинного двигателя,

- повысить точность попадания до 2 5 м при стрельбе крылатой ракетой с высоты более 20 км,

- повысить мощность и КПД газотурбинного двигателя при меньших габаритах, обеспечить хорошую стабилизацию крылатой ракеты в полете из-за ее вращения с огромной угловой скоростью, уменьшить нагрузки на приборы и датчики системы управления снаряда,

- стабилизировать положение крылатой ракеты в полете,

- сбрасывать твердотопливные двигатели в полете, после израсходования твердого топлива, а это повышает маневренность и создает четыре ложные цели для ПВО надводной или наземной цели противника,

- улучшить и упростить управляемость снарядом в полете.