RU2579409C1 - Method of hitting above-water and ground targets with hypersonic cruise missile and device therefor - Google Patents

Abstract

FIELD: rocketry.

SUBSTANCE: invention relates to hypersonic cruise missiles (HSCM) equipped with a hypersonic ramjet engine (HSRJ). HSCM comprises a sustainer with a structure built on the basis of two modules. First module is a combat one composed of HSCM sustainer airframe. Second module is a propulsion power plant module, integrating an air intake, combustion chamber, nozzle, pneumatic hydraulic system and devices ensuring HSRJ operation. Second module is fixed under the fuselage of the combat module and has a cluster (parallel) configuration with a possibility of its separation during a flight by a command of the airborne guidance system (AGS). After detection and determination of target coordinates in a trajectory point calculated by AGS, in response to AGS command there is performed a separation of HSCM power plant (PP) and the target is destroyed by the gliding combat module.

EFFECT: technical result is of the invention consists in expansion of scope of application of rockets with HSRJ.

3 cl, 4 dwg

Description

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.The invention relates to the field of rocket technology, and more particularly to hypersonic cruise missiles equipped with a hypersonic ramjet engine (scramjet). The invention describes a method of application and a device for a hypersonic cruise missile (GCR), which allows to solve the problem of performing a combat mission to defeat ground and surface targets with such a missile.

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).Known hypersonic aircraft X-51, equipped with a scramjet with a ventral air intake, which is a technology demonstrator. X-51 passed flight tests with the aim of testing the technologies used to create the GPKR. During the tests, the device was separated from the aircraft carrier at a speed corresponding to 0.8 M and an altitude of 15.2 km, then it was accelerated by a detachable solid propellant starting and accelerating stage to speeds corresponding to the number M = 4.5-4.8. Then the scramjet engine was launched, after which the apparatus gained altitude of about 30 km and flew, maintaining a speed of about 5M. After completing the flight at a given altitude, the test plan provided for the shutdown of the power plant and the fall of the apparatus (based on materials from the 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.This method of using the aircraft, as well as its device, is in technical essence closest to the subject of the present invention, despite the fact that the creators of the X-51 did not solve the problem of direct destruction of ground or surface targets, since the entrance to the dense layers of the atmosphere dispersed to a height of M = 5 or more apparatus with scramjet engine is associated with the probability of successive destruction of its power plant and glider even before reaching the target.

Описываемое изобретение призвано максимально использовать боевой потенциал ГПКР с ГПВРД, а летательный аппарат, рассмотренный выше, принят авторами в качестве ближайшего аналога.The described invention is intended to maximize the use of the combat potential of the gas missile defense system with a scramjet engine, and the aircraft described above was adopted by the authors as the closest analogue.

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.To solve the problem of using scramjet engines on advanced rocket armaments, a power plant (SU) is required, which will fully comply with all the requirements for it.

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.A feature of the marching trajectory of missiles with scramjet is the presence of the main high-altitude flight section, for example, at an altitude of H = 30 km with a constant speed corresponding to the number M = 6. Before hitting a surface or ground object, the missile defense should be reduced to the height of the target (for surface targets 10 m, and for ground targets in the altitude range from 0 to 4000 m) and at the same time to reduce the flight speed to reduce aerodynamic loads and ensure acceptable handling characteristics.

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:It should be noted that the design mode for the scramjet is the conditions for marching at high altitude while maintaining the calculated marching speed, and the need to reduce altitude and speed creates difficult technical problems associated with the fact that:

- 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;- an engine designed to perform hypersonic marching flights at high altitudes is not capable of continuing to work at low altitude sections of the trajectory associated with a decrease in the flight number M, which implies that the rocket will have to approach a ground or surface target with an idle engine;

- характеристики устойчивости и управляемости ГПКР с неработающим ГПВРД значительно ухудшаются, становится возможной потеря устойчивости;- the characteristics of stability and controllability of the gas turbine rocket engine with an idle scramjet engine significantly deteriorate, and stability loss becomes possible;

- также существует опасность разрушения конструкции ГПВРД из-за повышения давления в проточной части двигателя при снижении ГПКР с маршевой высоты перед поражением цели.- there is also a danger of destruction of the design of the scramjet due to increased pressure in the engine’s flowing part while lowering the scraper from the marching height before hitting the target.

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.The presence of off-design modes for high-pressure scramjet engine causes the possibility of flight of the gas-powered rocket engine requiring an adjustable power unit (SU), in which the air intake, flow part and engine nozzle will be configured to change their shape in a wide range of geometric parameters. Such solutions must be implemented to create a scramjet capable of operating in a wide range of free flow parameters. Changing the shape of the air intake, combustion chamber and engine nozzle is only possible with complex control devices.

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.The above devices should ensure the operation of the control system in a wide range of flight speeds and altitudes by continuously adjusting the geometric parameters of the gas-air path and supplying fuel, which is adaptive to the flight conditions, essentially transforming the control system with a supersonic flow scramjet into a control system with a conventional ramjet with subsonic flow.

Решение столь сложной технико-технологической задачи в условиях жестких массогабаритных ограничений, предъявляемых к системам вооружения, представляется нецелесообразным.The solution to such a complex technical and technological problem under the conditions of severe weight and size restrictions imposed on weapon systems seems inexpedient.

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.The problem solved by the invention is the creation of a method of using combat missile launchers with scramjet to destroy ground and surface targets in the conditions of restrictions imposed on the flight of a rocket propulsion system.

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.This goal is achieved by the fact that, in contrast to the known method of hitting a target of missile defense, which consists in launching a rocket to a predetermined altitude and flight speed by a launch-booster stage (SRS), separation of a SRS, launching a marching scramjet, active flight at a calculated height in the direction of the target, search , capture and defeat of the target, in the claimed invention, after detecting and determining the coordinates of the target at the point of the trajectory calculated by the on-board equipment of the control system (BASU), by the BASU command the scramjet is turned off and the department Niemi powerplant from sustainer stage by actuation piroustroystv and defeat the purpose of planning carried weapon station, correcting its trajectory according homing.

Предлагаемый способ позволяет реализовать боевые возможности ракеты при стрельбе по цели, минимизировав время подхода к ней за счет высокой маршевой скорости полета ГПКР.The proposed method allows to realize the combat capabilities of a rocket when firing at a target, minimizing the time of approach to it due to the high marching speed of the missile defense.

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.The separation of the power plant will lead to a decrease in drag and, consequently, to an increase in the duration of the planning section, the combat module will be able to withstand large permissible overloads and, therefore, have better controllability. Also, the separation of the SU will lead to a significant decrease in the effective dispersion surface of the combat module, and therefore to a decrease in its visibility, which is especially important when approaching the target.

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.To implement this method of hitting a target in a known device of a hypersonic aircraft containing a solid propellant launch and booster stage (CDS) and a march stage with a fuselage air intake of a hypersonic ramjet engine using liquid hydrocarbon fuel, including an SU containing an air intake, a combustion chamber, nozzle, pneumohydraulic system and devices that ensure the operation of the scramjet, the claimed invention proposes the march stage of the scraper to build on two modules, the first of which is combat and is designed as a GPKR marching stage glider, and the second is a marching powerplant module that combines all of the abovementioned SU devices and is mounted under the fuselage of the combat module in a packet (parallel) circuit with the possibility of departments in flight at the command of BASU. In this case, the power plant module (MCU) is mounted under the fuselage of the combat module with pyrodevices, and to ensure the supply of cruise fuel and control commands to the power plant module, it is connected to the combat module by explosive hydraulic and electrical connectors.

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.The proposed device GPCR allows you to solve the problems associated with the creation of a combat hypersonic apparatus by means of a special missile design that allows you to separate the marching power plant from it, thereby avoiding the need to fly with the scramjet in obviously off-design modes. In addition, combining an air intake, a combustion chamber, a nozzle, a heat exchanger, and a pneumohydraulic system into a single module will significantly reduce the starting mass of the gas turbine propulsion system, since only the loads acting on the acceleration and active (with the scramjet) flight will be perceived by its design.

Модульное исполнение СУ позволит производить ее автономную наземную отработку и повысит надежность установки в целом.The modular design of the control system will allow for its autonomous ground testing and will increase the reliability of the installation as a whole.

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).The essence of the proposed device is illustrated in FIG. 1 ÷ 3. In FIG. 1 shows a general view of the starting stage of the GPCR, in FIG. 2 - layout of the march stage of the GPKR. In FIG. 3 shows a general view of the combat module. In FIG. 4 illustrates the separation of the combat module and the ISU after the end of the active section of the flight, where section AA shows the location of pyrodevices in the fuselage (19).

Стартовая ступень ГПКР (1) выполнена по нормальной аэродинамической схеме с плюсообразным оперением стартово-разгонной ступени.The starting stage of the GPCR (1) is made according to the normal aerodynamic scheme with the plus-shaped plumage of the starting-accelerating stage.

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).The launching stage contains a starting-accelerating stage and a marching stage (2) with a two-keel plumage and wings mounted on the fuselage having a longitudinal plane of symmetry. Under the fuselage of the marching stage combat module, a power plant module (3) with an air intake (4), a pylon assembly (5), a combustion chamber (6) and a nozzle (7) is mounted in a parallel circuit. The ISU is mounted using pyrodevices (8 and 9), control commands for the power unit are supplied using a discontinuous electrical connector (10), and the main fuel is supplied through a discontinuous hydraulic connector (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).In the bow of the fuselage of the combat module (12) is located the onboard equipment of the control system. In the middle compartment of the fuselage (13) there is a fuel tank and a payload compartment. To the tail section (14), the starting-booster stage (15) is attached.

Указанное устройство функционирует следующим образом.The specified device operates as follows.

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.After separation from the carrier, the CPC is launched and the GPCR is launched to marching speed and altitude. Next, the separation of the CDS is made, and at the same time, starting fuel is supplied to the combustion chamber of the power plant from the tank located in its housing (16). The fuel coming from this tank, ignited using a pyrozapal (17), starts the power plant and prepares it for operation on the main fuel located in the middle compartment of the fuselage. Then the scramjet is launched and the rocket begins a march flight.

После окончания активного участка полета силовая установка отделяется от боевого модуля. Участок траектории, связанный с планированием и поражением цели, преодолевает боевой модуль (18).After the end of the active phase of the flight, the power plant is separated from the combat module. A section of the trajectory associated with planning and hitting a target overcomes the combat module (18).

Таким образом, данное изобретение позволяет расширить область применения ракет с ГПВРД.Thus, this invention allows to expand the scope of missiles with scramjet.

Claims (3)

1. Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой (ГПКР), заключающийся в выведении ракеты на заданные высоту и скорость полета стартово-разгонной ступенью (СРС), отделении СРС, запуске маршевого гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД), активном полете на расчетной высоте в направлении цели, поиске, захвате и поражении цели, отличающийся тем, что 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.1. A method of hitting surface and ground targets with a hypersonic cruise missile (GCR), which consists in launching a rocket to a predetermined height and flight speed by a launch-booster stage (SRS), separation of a SRS, launching a marching hypersonic ramjet engine (SCRE), active flight at the calculated height in the direction of the target, search, capture and defeat of the target, characterized in that after the detection and determination of the coordinates of the target at the trajectory point calculated by the onboard equipment of the control system (BASU), by command of the BA The control system shuts down the scramjet with the subsequent separation of the power plant from the marching stage by triggering pyrodevices, and the target is hit by a planning combat unit, which adjusts its trajectory according to the homing system. 2. Устройство для осуществления способа поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой, содержащее твердотопливную стартово-разгонную ступень (СРС) и маршевую ступень с подфюзеляжным воздухозаборником гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на жидком углеводородном топливе, включающее в себя силовую установку (СУ), содержащую воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, пневмогидравлическую систему и устройства, обеспечивающие работу ГПВРД, отличающееся тем, что маршевая ступень ГПКР строится 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.2. A device for implementing a method of hitting surface and ground targets with a hypersonic cruise missile, comprising a solid fuel launch-booster stage (SRS) and a march stage with a ventral hypersonic ramjet engine using liquid hydrocarbon fuel, including a power unit (SU), containing an air intake, a combustion chamber, a nozzle, a pneumohydraulic system and devices that provide scramjet operation, characterized in that the march stage of the scraper is built on again two modules, the first of which is combat and is designed as a GPKR marching stage glider, and the second - as a marching powerplant module, combining all of the abovementioned SU devices and fixed under the fuselage of the combat module in a packet (parallel) circuit with the possibility of it departments in flight at the command of BASU. 3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что модуль силовой установки (МСУ) закреплен под фюзеляжем боевого модуля пироустройствами и соединен с ним разрывными гидро- и электроразъемами. 3. The device according to p. 2, characterized in that the power unit module (MCU) is fixed under the fuselage of the combat module with pyrodevices and connected to it by discontinuous hydraulic and electrical connectors.

Images