Патент на изобретение №2184343
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) РАДИОУПРАВЛЯЕМАЯ ЗЕНИТНАЯ РАКЕТА
(57) Реферат: Изобретение относится к области зенитных боеприпасов. Радиоуправляемая зенитная ракета содержит стартовый двигатель, маршевую ступень с функциональными блоками, передатчик с антенной и приемник радиокоманд с антенным устройством. Стартовый двигатель выполнен с механизмом разделения, а антенна передатчика в виде диэлектрического стержня расположена в торце кормовой части маршевой ступени и соединена с передатчиком волноводом через поляризатор. При этом антенна состыкована с центральным плечом ретранслятора в виде волноводного тройника, два других плеча одинаковой длины которого через поляризаторы соединены с диэлектрическими стержневыми антеннами, диаметрально расположенными относительно продольной оси ракеты. Антенны установлены на механизме разделения над передней частью двигателя и закрыты обтекателем. Изобретение обеспечивает надежное радиоуправление ракетой на стартовом и маршевом участках полета. 4 ил. Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в зенитных комплексах с радиокомандной системой управления. Известна радиоуправляемая зенитная ракета комплекса “Кроталь”, содержащая маршевую ступень с неотделяемым стартовым двигателем со стабилизаторами и антенными устройствами на них, при этом маршевая ступень содержит неконтактный взрыватель, преобразователь, блок управления по тангажу и рысканью, механизм взведения взрывателя, автопилот, боеголовку, передатчик с антенно-волноводной системой, приемник радиокоманд с антенным устройством и механизм управления [1]. Данная конструкция радиоуправляемой зенитной ракеты, при всех своих достоинствах, имеет ряд существенных недостатков, а именно: – невозможность отделения стартового двигателя после окончания его работы, что существенно ухудшает баллистические характеристики ракеты, ограничивающие ее применение на гиперзвуковых скоростях, – высокий уровень боковых и задних лепестков диаграммы направленности антенны в связи с отсутствием специальных мер подавления боковых лепестков из-за небольших габаритов антенного устройства, расположенного на стабилизаторе, что ухудшает скрытность излучения радиоответчика; – размещение волновода в крыле стабилизатора, подверженном в полете на гиперзвуковой скорости интенсивному (1400oС) кинетическому нагреву, потребует защиты волновода от нагрева. Обеспечение защиты приведет к увеличению толщины крыла стабилизатора, что увеличит аэродинамическое сопротивление и, как следствие, увеличит кинетический нагрев крыла стабилизатора; – под действием аэродинамических нагрузок при маневрах ракеты (до 500 кг на одно крыло) крылья стабилизатора изгибаются, следовательно, будет изгибаться и волновод, что приведет к нарушению его работоспособности. Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение надежного радиоуправления ракетой на гиперзвуковых скоростях на стартовом и маршевом участках полета ракеты до и после отделения двигателя. Указанная задача достигается тем, что в радиоуправляемой зенитной ракете, содержащей стартовый двигатель, маршевую ступень с функциональными блоками, передатчик с антенной и приемник радиокоманд с антенным устройством, стартовый двигатель выполнен с механизмом разделения ступеней, а антенна передатчика выполнена в виде диэлектрического стержня, расположена в торце кормовой части маршевой ступени и соединена с передатчиком волноводом через поляризатор, при этом антенна состыкована с центральным плечом ретранслятора в виде волноводного тройника, два других плеча одинаковой длины которого через поляризаторы соединены с диэлектрическими стержневыми антеннами, диаметрально расположенными относительно продольной оси ракеты, установленными на механизме разделения над передней частью двигателя и закрытыми обтекателем. Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция радиоуправляемой зенитной ракеты обеспечивает устойчивый прием сигналов радиоответчика наземным пеленгатором ракеты как на стартовом, так и на маршевом участках полета ракеты в условиях влияния корпуса двигателя и факела сопла за счет введения ретранслятора в виде волноводного тройника, центральное плечо которого состыковано со стержневой диэлектрической антенной маршевой ступени, а два других плеча одинаковой длины через поляризаторы соединены с диэлектрическими стержневыми антеннами, диаметрально расположенными относительно продольной оси ракеты и установленными на механизме разделения над передней частью двигателя и закрытыми обтекателем. На прилагаемых фиг. 1, 2, 3, 4 приведена конструкция радиоуправляемой зенитной ракеты, где: 1 – стартовый двигатель, 2 – маршевая ступень с функциональными блоками; 3 – механизм разделения ступеней; 4 – передатчик; 5 – приемник радиокоманд; 6 – торец кормовой части маршевой ступени; 7 – антенна передатчика; 8 – диэлектрический стержень антенны; 9 – волновод передатчика; 10 – поляризатор; 11 – ретранслятор в виде волноводного тройника; 12 – центральное плечо тройника; 13 – плечи тройника одинаковой длины; 14 – стержневые диэлектрические антенны ретранслятора; 15 – обтекатель; 16 – передняя часть двигателя. Устройство и принцип работы радиоуправляемой зенитной ракеты как составной части системы управления заключаются в следующем: радиоуправляемая зенитная ракета состоит из маршевой ступени 2 с функциональными блоками и отделяемого стартового двигателя 1 с механизмом разделения ступеней 3. В маршевой ступени 2 помимо боевой части, функциональных блоков и приемника радиокоманд 5 в торце кормовой части 6 маршевой ступени 2 установлен передатчик 4, соединенный через поляризатор 10 волноводом 9 с диэлектрическим стержнем 8 антенны 7, которая в свою очередь соединена с ретранслятором 11 в виде тройника посредством центрального плеча 12 тройника, плечи 13 одинаковой длины которого через поляризаторы 10 соединены с стержневыми диэлектрическими антеннами ретранслятора 14, диаметрально расположенными относительно продольной оси ракеты, которые установлены на корпусе механизма разделения ступеней 3 над передней частью двигателя 16 и закрываются обтекателем 15. Система управления радиоуправляемой зенитной ракеты работает следующим образом: импульсы запроса радиоответчика совместно с кодированным сигналом управления ракетой с передатчика команд наземной аппаратуры управления поступают на вход антенных устройств приемника радиокоманд ракеты, декодируются в нем и поступают на вход передатчика СВЧ, запуская его. Передатчик вырабатывает ответные СВЧ импульсы, которые через волновод и поляризатор, выполненный в виде диэлектрической пластины, поступают на диэлектрическую стержневую антенну. Для возбуждения в антенне электромагнитного СВЧ поля прямоугольный волновод, состыкованный с передатчиком, постепенно переходит в круглый. Поляризатор необходим для преобразования линейной поляризации электромагнитных волн, генерируемых передатчиком в круговую, что обеспечивает уверенный прием ответных сигналов наземным пеленгатором с линейной поляризацией антенно-волноводной системы при вращении ракеты по крену. На стартовом участке траектории полета ракеты антенна, установленная в торце кормовой части маршевой ступени, состыкована с ретранслятором, при этом вся электромагнитная энергия, излучаемая маршевой антенной, поступает на центральное плечо волноводного тройника, выполненного в виде отрезков круглых волноводов. При этом электромагнитная энергия делится между двумя другими плечами пополам и при одинаковой длине плеч тройника синфазно возбуждает электромагнитные поля в двух диэлектрических стержневых антеннах, расположенных диаметрально относительно продольной оси ракеты и установленных на механизме разделения над передней частью двигателя и закрытых обтекателем для исключения их от кинематического нагрева и поломок. При передаче электромагнитной энергии в волноводах тройника ретранслятора поляризация электромагнитной волны может исказиться, для исключения искажения поляризации между волноводами и диэлектрическими антеннами в двух одинаковой длины плечах тройника ретранслятора устанавливаются поляризаторы в виде диэлектрических пластин, обеспечивающих стабильную круговую поляризацию. Настройка поляризации обеспечивается поворотом диэлектрических пластин вокруг своей оси при стыковке маршевой антенны с ретраслятором. На стартовом участке траектории полета при расположении продольной оси ракеты вдоль линии визирования ракеты пеленгатором за счет двух излучающих ветвей ретранслятора одинаковой длины электромагнитные волны с двух антенн ретранслятора поступают на вход наземного пеленгатора ракеты в фазе, что обеспечивает их сложение по амплитуде. При маневрах ракеты, т.е. при изменении (поворотах) продольной оси ракеты относительно линии визирования, происходит затенение одной из излучающих антенн ретранслятора корпусом ракетного двигателя, а уверенный прием наземным пеленгатором сигналов, излучаемых передатчиком, обеспечивается за счет излучения второй антенны ретранслятора, диаграмма направленности которой направлена в сторону наземного пеленгатора. При полном сгорании порохового заряда и подаче импульса на механизм разделения стартовый двигатель отделяется от маршевой ступени вместе с ретранслятором, при этом антенна передатчика, установленная в торце кормовой части маршевой ступени, продолжает излучать СВЧ энергию в свободное пространство, обеспечивая уверенный прием наземным пеленгатором ее сопровождение. Установка в торце кормовой части маршевой ступени антенны передатчика исключает ее кинетический нагрев и разрушение, при этом улучшаются аэродинамические характеристики маршевой ступени ракеты, кроме того, повышается скрытность излучения ответного сигнала за счет дополнительной экранировки антенны металлическим корпусом маршевой ступени, т.е. уменьшение боковых и задних лепестков диаграммы направленности антенны, а введение в конструкцию ракеты ретранслятора обеспечивает устойчивый прием сигналов передатчика наземным пеленгатором в условиях воздействия корпуса стартового двигателя и его факела. Источник информации 1. Журнал “Soldat und Technik”, 1970 г., 10, S 562-563, Bild 5 – прототип. Формула изобретения
РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||
