Повышение функциональных возможностей ракет-мишеней

Ракета-мишень 96М6М «Кабан»

Ракеты-мишени предназначены для имитации реальных объектов средств воздушного нападения. В их функционал входит имитация высотных, скоростных и маневренных характеристик боевых летательных аппаратов. Ракета-мишень должна обеспечить при одинаковых высотах скорости, аналогичные имитируемой баллистической цели. В РФ применяются следующие мишенные комплексы с мишенями: «Стриж-2», «Стриж-1-3У», «Синица-23», 96М6М («Кабан»), «Коршун», «Пищаль», «Армавир», «Рейс», Е-95, «Дань», «Саман», мишени М-6, МР-9ИЦ-Б (МС-9ИЦ-Б) [1, 2].

Развитие средств поражения и боеприпасов воздушного нападения требует совершенствования и ракет-мишеней, используемых при подготовке зенитных ракетных подразделений. В связи с этим ФГАОУ ВО «ЮУрГУ (НИУ)» совместно с ООО «СТАНКОМАШ» ведут поисковые конструкторские работы по модернизации модельного ряда мишеней в отношении управления и коррекции, обеспечения модульности конструкции, применения новых функциональных материалов и покрытий, создания технологий изготовления отдельных элементов и сборки общей конструкции.

В данной работе объектом исследований является ракета-мишень 96М6М «Кабан» (рис. 1), которая была разработана на основе метеорологической ракеты М-100Б. Кроме 96М6М на ее ос- нове также были разработаны мишенные комплексы ПВО МС-9ИЦ-Б, МР-9ИЦ-Б. Мишень 96М6М «Кабан» - это неуправляемая твердотопливная ракета, которая по скоростным, высотным характеристикам и по величине эффективной площади рассеивания (ЭПР) способна имитировать высокоскоростные ракеты, движущиеся по баллистической траектории (рис. 2) [3, 4].

Конструктивно мишень состоит из головного обтекателя, приборного отсека с установленным приемопередатчиком, твердотопливного маршевого двигателя и стабилизатора. Для запуска используется двуствольная пусковая установка 89Ц6-02. Изменение траектории полета мишени осуществляется посредством изменения начального угла запуска ракеты (см. рис. 2). Зенитноракетная система отслеживает и сопровождает мишень по отражаемому от нее сигналу. Эффективная отражающая поверхность мишени 96М6М составляет 0,015-1 м2.

Рис. 1. Cхема конструкции 96М6М «Кабан»: 1 – головной обтекатель;

2 – приборный отсек; 3 – твердотопливный маршевый двигатель; 4 – стабилизатор

Согласно произведенному структурно-функциональному анализу [4], возможны следующие пути модернизации ракеты-мишени:

• -    введение узла коррекции или управления ракеты;

• -    модульность конструкции ракеты;

• -    модернизация двигательной установки;

• -    замена материалов конструкций корпуса ракеты на современные композиционные материалы;

• -    оснащение мишеней аппаратурной фиксацией, использующей не радиоканал, а спутниковую связь ГЛОНАСС.

Маневрирование, управление, коррекция

Существуют несколько способов управления ракетой в полете, основными являются аэродинамическое управление, газодинамическое и импульсное.

Главный принцип управляемых боеприпасов, ракет и ЛА различного назначения заключается в непрерывном и неограниченном управлении объектом на всей траектории с момента его запуска или взлета. Как правило, такие объекты оснащены инерциальными системами наведения или активной головкой самонаведения (ГСН), что подразумевает формирование управляющих сигналов на борту самого снаряда или ракеты. Также управление такими объектами может осуществляться с самолета, осуществившего его запуск, как, например, в случае управления ракетами класса «воздух - воздух» с полуактивной головкой самонаведения (ПАГСН). В этом случае управляющий сигнал поступает в ГСН ракеты с самолета, который принимает отраженный сиг- нал от цели. Вариант с активной головкой самонаведения (АГСН) не нуждается в приеме сигнала с самолета или другого объекта, обеспечивающего управление ракетой, в ракетах такого класса есть собственная РЛС, которая самостоятельно облучает цель и принимает отраженный от нее сигнал, на основе которого корректирует свой курс.

Рис. 2. Схема функционирования 96М6М

При этом участие оператора или корректировщика не требуется. В управляемых артиллерийских снарядах, как правило, используется лазерное наведение на цель, которое требует постоянной подсветки цели группой наводчиков или корректировщиков, оснащенных лазерным целеука-зателем–дальномером (ЛЦД), также наведение может осуществляться с самолета или разведывательного БПЛА. Постоянное подсвечивание цели группой корректировщиков обеспечивает высокую вероятность поражения даже движущейся цели [5–13].

Рис. 3. Принцип действия «Краснополь-М1»

Ярким примером подобных снарядов является управляемый артиллерийский снаряд «Крас-нополь-М1». Принцип действия такого снаряда показан на рис. 3.

Управление ракет по заранее составленной программе или карте полета обычно применяется в крылатых или тактических ракетах по неподвижным, площадным целям или статическим объектам; зная его местоположение, рассчитывают траекторию и заносят в блок управления ракеты.

При использовании противокорабельных ракет (ПКР) также осуществляется непрерывное отслеживание цели или комбинированная система наведения, когда оператор или центр управления выводит ракеты в нужную область действия, после чего по мере приближения к цели начинает действовать АГСН ракеты. Комплекс действий, обеспечивающий работу (ПКР), представлен на рис. 4 [15].

Рис. 4. Принцип действия противокорабельных ракет

Коррекция – принцип управления снарядами или ракетами, отличающийся от полного управления тем, что коррекция осуществляется ограниченное количество раз или только на конечном участке траектории.

Задача корректируемого снаряда – увеличить вероятность поражения цели на закрытой огневой позиции или за естественным препятствием, например, горой, а также в сложных метеоусловиях, но в отличие от управляемого стрельба такими боеприпасами по подвижным целям менее точна, так как управляемый снаряд может реагировать на передвижение или маневрирование цели с момента пуска, зная ее координаты, сразу корректировать траекторию. Корректируемому боеприпасу может не хватить корректируемого момента или величины отклонения для надежного поражения цели, если она начнет маневрирование.

Вопросы модернизации летательных аппаратов в отношении управления и маневрирования широко рассматриваются как российскими, так и зарубежными исследователями (Yong GUO, Danang SONG, Changqing WANG, Daniel Gapinski, Zbigniew Koruba, Izabela Krzysztofik и др., в журналах Chinese Journal of Aeronautics (Китай), Aerospace Science and Technology (США), Mechanical Systems and Signal Processing (MSSP) и др.) [16–17].

В данной публикации предлагается рассмотреть использование модульности конструкции РМ путем установки блока коррекции различных конструктивных исполнений (рис. 5).

Импульсный коррекции

Передняя полукамера

Приборный

Обтекатель полукамера

ТТ заряд Стабилизатор дбигатель

Узел Воспламенения

СоплоВая часть отсек двигателя

Задняя двигателя

Рис. 5. РМ «Кабан» с встроенным блоком коррекции

Импульсные органы управления

К импульсным органам коррекции относятся в первую очередь импульсные двигатели коррекции (ИДК), которые представляют классический реактивный двигатель на твердом топливе (РДТТ) или же ствольную систему [18–23].

Балластные импульсные двигатели коррекции

Балластный ИДК (рис. 6) можно сравнить по конструкции со стволом, в котором размещен пороховой заряд, придающий скорость балласту. Балласт при отстреливании создает импульс I ∑ , отталкивающий летательный аппарат в сторону, противоположную движению балласта [18].

Импульс, сообщаемый пороховым балластным ИДК,

I ∑ = I c + I D = ( тб ⁺ £тп ) vб ,                                                                  (1)

где I c – импульс, сообщаемый при полном сгорании пороха и вылете балласта из корпуса (этап С );

I D   – импульс, сообщаемый при последействии пороховых газов (этап D );

т_б – масса отстреливаемого балласта;

Р – коэффициент, зависящий от скорости звука в продуктах сгорания в момент вылета балласта и плотности продуктов сгорания пороха;

т_п – масса порохового заряда;

v_б – скорость балласта.

Рис. 6. Балластный пороховой ИДК

Давление Р в корпусе ИДК принимается как среднее между максимальным и минимальным при движении балласта внутри корпуса ИДК.

Детонационный ИДК

В отличие от порохового ИДК, где функционирование происходит за счет горения пороха, образования пороховых газов и их расширения, в детонационном ИДК (рис. 7) используется бризантное взрывчатое вещество и его детонация, т. е. процесс происходит за очень короткое время (несколько микросекунд), отличается большой стабильностью и имеет малый разброс времени начала детонации. Такие ИДК хороши для снарядов, стабилизированных вращением и обладающих большой угловой скоростью [18].

Рис. 7. Детонационный ИДК

Импульс, сообщаемый детонационным балластным ИДК, представляет собой сумму импульсов, получаемых балластом на трех этапах функционирования А, B, C.

I^ = 1А + Вв + Сс — 1А + (тб + Р ввВв ) v6.

В зависимости от поставленных задач можно рассмотреть и использовать импульсный двигатель реактивного типа, который является разновидностью ракетного двигателя на твердом топливе, создающий тягу как к нормали вектора скорости, так и в зависимости от конструктивного исполнения выходного сопла [18].

На основании рассмотренных способов коррекции и управления было принято решение использовать ИДК для осуществления коррекции и маневрирования.

Предлагаемые конструктивные схемы ИДК ФГАОУ ВО «ЮУрГУ (НИУ)»

Научная школа, а также фундаментальные основы разработки и проектирования ИДК возникли и развиваются в МГТУ им. Н.Э. Баумана. В Южно-Уральском государственном университете совместно с ООО «СТАНКОМАШ» также ведется конструирование и оценка целесообразности использования импульсных двигателей коррекции в летательных аппаратах. Так, на кафедре ДЛА были предложены и спроектированы конструкции ИДК (рис. 8–11), которые при интеграции совместно с системой управления в конструкцию РМ 96М6М «Кабан» позволят сделать данную ракету маневрирующей.

В первом варианте двигатель представляет собой металлический диск с выфрезерованными в нем отверстиями перпендикулярно к оси ракеты, в которые будет вкладываться навеска воспламенителя, топливная одноканальная шашка и диафрагма (см. рис. 8), ввинчиваться сопловые вставки. Количество двигателей ограничено их размерами и калибром ракеты. Сверху камеры сгорания, перпендикулярно ее оси будет вкручен электродетонатор.

Второй вариант двигателя отличается от первого меньшим количеством шашек, в данном случае 4, и увеличенными размерами шашки и сопла для увеличения площади горения и обеспечения минимального рабочего давления в камере сгорания (см. рис. 9).

Третий вариант (см. рис. 10) имеет 4 балластных двигателя, установленных в сборном корпусе. Четвертый вариант имеет 6 двигателей коррекции (см. рис. 11).

Рис. 8. Компоновка ИДК, исполнение первое:

1 – корпус; 2 – отверстие для прокладки кабелей управления; 3 – ввинтное сопло; 4 – диафрагма;

5 – бронировка; 6 – камера сгорания; 7 – шашка топлива; 8 – воспламенитель; 9 – электрозапал

Рис. 9. Компоновка ИДК, исполнение второе:

1 – корпус; 2 – отверстие для прокладки кабелей управления; 3 – ввинтное сопло; 4 – диафрагма;

5 – бронировка; 6 – камера сгорания; 7 – шашка топлива; 8 – воспламенитель; 9 – электрозапал

Рис. 10. Сборочный чертеж блока коррекции:

1 – двигатель коррекции в сборе; 2 – опора левая и блок управления в сборе;

3 – ПИМ и корпус ПИМа в сборе; 4 – ВВ самоликвидации и корпус для ВВ в сборе;

5 – гироскоп и корпус гироскопа в сборе; 6 – разъем входа; 7 – балка; 8 – опора правая; 9 – корпус отсека коррекции; 10 – винт М4-6ex16; 11 – провод HB-1 0,75; провод ПУГСП 2х2,5

Семашко М.Ю., Пономарев И.А., Андреев В.В., Повышение функциональных возможностей Кувшинова Н.Л., Дрыгальцев Д.А.ракет-мишеней

Представленные конструкции тщательно проработаны и рассчитаны для установки в ракету-мишень 96М6М «Кабан». Разработанные блоки коррекции являются органами управления и подлежат интегрированию в принятую систему управления летательным аппаратом. Рассмотренное в статье направление продолжает развиваться и совершенствоваться силами сотрудников и студентов ФГАОУ ВО «ЮУрГУ (НИУ)» и ООО «СТАНКОМАШ».

Рис. 11. Размещение ИДК в конструкции ракеты-мишени