ракета

Формула изобретения

Ракета, содержащая головную часть, аэродинамический стабилизатор и ракетный двигатель с относительным удлинением корпуса более 15 калибров ракеты, включающий головную и хвостовую трубы, вкладной заряд твердого топлива, выполненный в виде двух полузарядов, на наружной поверхности которых установлены сухари, воспламенительное устройство, размещенное между полузарядами, отличающаяся тем, что в ней корпус двигателя выполнен из труб разной толщины с толщиной головной трубы, равной 0,7 ... 0,9 толщины хвостовой, полузаряды выполнены равной длины с наружным диаметром, составляющим 0,7 ... 0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7 ... 8 калибров ракеты, при этом сухари установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2 ... 0,3, а между собой - 0,06 ... 0,13 длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120^o, причем длина каждого из сухарей составляет 0,04 ... 0,07 длины полузаряда, а воспламенительный состав воспламенительного устройства выполнен из дымного ружейного пороха с диаметром зерна, равным 0,001 ... 0,002 длины полузарядов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетам с двигателями твердого топлива, предназначенным для доставки полезной нагрузки к цели, и может найти применение в реактивных системах залпового огня (РСЗО) как вновь разрабатываемых, так и при усовершенствовании известных.

В настоящее время ведутся работы как по созданию новых образцов этого вида оружия, так и по усовершенствованию (модернизации) уже имеющихся систем по основным тактико-техническим характеристикам (кучность и дальность стрельбы).

Улучшение характеристик РСЗО достигается в основном за счет использования новых материалов в узлах и деталях ракеты и установления оптимальных соотношений геометрических и физических параметров отдельных ее узлов и элементов, находящихся в функциональной связи.

Так, известны ракетные снаряды М8 и М13, обеспечивающие поражение площадных целей (см. например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М. : Оборонгиз, 1961, с. 11), принятые за аналоги. Они содержат реактивный двигатель на баллиститном ракетном твердом топливе, аэродинамический стабилизатор и головную часть. Достоинством этих снарядов является возможность нанесения внезапного массированного удара по групповым площадным целям при простоте конструкции, обслуживании и боевого применения.

В то же время достигнутые для этих снарядов характеристики дальности и кучности стрельбы (величина отклонения точек падения снарядов залпа от центра их группирования) не вполне обеспечивают выполнение стоящих боевых задач.

Общими признаками с предлагаемой авторами ракетой является наличие в составе ракет-аналогов аэродинамического стабилизатора, ракетного двигателя на твердом топливе и головной части.

В настоящее время для повышения кучности и дальности стрельбы широкое применение нашли различные схемы ракетных двигателей, обеспечивающие стабильность внутрибаллистических характеристик ракеты и, следовательно, повышенную кучность стрельбы.

Конструкция двигателя такой ракеты может быть с вкладными или прочноскрепленным зарядом. В известных ракетных двигателях твердого топлива РСЗО обычно применяются заряды всестороннего горения, например многошашечный, телескопический или заряды, горящие по наружной поверхности и каналу, состоящие из одной или нескольких последовательно расположенных шашек.

Поэтому наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к изобретению является ракета к боевой машине 9П138 (Боевая машина 9П138, техническое описание и инструкция по эксплуатации, часть III, книга I, М., Военное издательство, 1986, с. 4-14), принятая за прототип. Она имеет головную часть, ракетный двигатель и стабилизатор. Ракетный двигатель данной ракеты содержит корпус, включающий головную и хвостовую трубы, вкладной заряд твердого топлива, выполненный в виде двух полузарядов, на наружной поверхности которых установлены сухари, и воспламенительное устройство, установленное между полузарядами.

Ракета, принятая за прототип, функционирует следующим образом, при подаче импульса электрического тока на воспламенительное устройство ракетного двигателя последнее срабатывает и зажигаются оба полузаряда. Образовавшиеся пороховые газы срывают контактную крышку, и начинается истечение последних через сопла соплового блока.

По достижении реактивной силы определенной величины начинается движение ракеты. При ее сходе с направляющей раскрываются лопасти стабилизатора, установленные под углом к продольной оси ракеты для придания ей вращательного движения. В конце активного участка траектории взводится взрыватель головной части, после чего полет ракеты до точки прицеливания осуществляется по баллистической траектории.

Однако такая ракета имеет ряд недостатков, определяемых в основном неоптимальностью соотношения ряда геометрических размеров ракеты и ракетного двигателя, что ведет к увеличению пассивной массы корпуса двигателя и ракеты, уменьшению полного импульса и разбросу ее внутрибаллистических характеристик, что отрицательно сказывается на дальности и кучности стрельбы.

Общими признаками с предлагаемой авторами ракетой является наличие головной части, аэродинамического стабилизатора и ракетного двигателя с корпусом, включающем головную и хвостовую трубы, вкладной заряд твердого топлива, выполненный в виде двух полузарядов, на наружной поверхности которых установлены сухари и воспламенительное устройство, установленное между полузарядами.

В отличие от прототипа предлагаемая авторами ракета имеет ракетный двигатель с корпусом из труб разной толщины, с толщиной головной трубы, равной 0,7. . . 0,9 толщины хвостовой, полузаряды выполнены равной длины с наружным диаметром, составляющем 0,7...0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7...8 калибров ракеты, при этом сухари установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2.. .0,3, а между собой 0,06...0,13 длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120^o, причем длина каждого из сухарей составляет 0,04...0,07 длины полузаряда, а воспламенительный состав воспламенительного устройства выполнен из дымного ружейного пороха с диаметром зерна, равным 0,001...0,002 длины полузарядов.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достаточным техническим результатам.

Указанные признаки, отличительные от прототипа, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является создание ракеты с двигателем твердого топлива, обеспечивающей за счет установления оптимальных соотношений его геометрических размеров отдельных узлов и элементов с калибром ракеты, повышение стабильности внутрибаллистических характеристик ракеты, увеличение ее дальности и кучности.

Новое выполнение ракеты, а также установление оптимальных соотношений ее параметров позволяет за счет:

- выполнения корпуса ракетного двигателя из труб разной толщины с толщиной головной трубы, равной 0,7...0,9 толщины хвостовой, уменьшить пассивный вес ракеты и тем самым повысить ее дальность стрельбы;

- выполнения полузарядов равной длины с наружным диаметром, составляющим 0,7. ..0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7...8 калибров ракеты, при этом сухари установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2...0,3, а между собой - 0,06...0,13, длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120^o, причем длина каждого из сухарей составляет 0,04...0,07 длины полузаряда, исключить изгиб полузарядов в процессе хранения в диапазоне рабочих температур и от осевых перегрузок в процессе работы и тем самым уменьшить геометрический и газодинамический эксцентриситеты, исключить прогорание полузарядов посередине до окончательного сгорания свода полузаряда (такое место имеет при установке четырех сухарей посредине полузаряда в одном сечении через 90^o), следовательно, увеличенный и неравномерный выброс несгоревших частиц топлива, и как следствие, обеспечить стабильность внутрибаллистических параметров ракеты на активном участке траектории в интересах повышения кучности стрельбы;

- выполнения диаметра зерна дымного ружейного пороха равным 0,001... 0,002 длины полузаряда обеспечить равномерное распределение конденсированной фазы и газообразных продуктов при его горении по наружным поверхностям и каналам полузарядов и сгорание их в пределах длин полузарядов и тем самым снизить разброс внутрибаллистических параметров ракеты (давления, реактивной силы);

Сущность изобретения заключается в том, что ракета, содержащая головную часть, аэродинамический стабилизатор и двигатель твердого топлива с корпусом, содержащим головную и хвостовую трубы, вкладной заряд твердого топлива, выполненный в виде двух полузарядов, на наружной поверхности которых установлены сухари и воспламенительное устройство, установленное между полузарядами, отличается тем, что в ней корпус двигателя выполнен из труб разной толщины с толщиной головной трубы, равной 0,7...0,9 толщины хвостовой, полузаряды выполнены равной длины с наружным диаметром, составляющим 0,7...0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7...8 калибров ракеты, при этом сухари установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2...0,3, а между собой 0,06...0,13 длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120^o, причем длина каждого из сухарей составляет 0,04. . .0,07 длины полузаряда, а воспламенительный состав воспламенительного устройства выполнен из дымного ружейного пороха с диаметром зерна, равным 0,001...0,002 длины полузарядов.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид ракеты, на фиг. 2 - общий вид одного из полузарядов, на фиг. 3 - вид по стрелке А, на фиг. 4 приведены обобщенные результаты огневых стендовых испытаний (ОСИ) РДТТ с различными диаметрами зерен воспламенительного состава.

Предлагаемая ракета содержит головную часть 1, аэродинамический стабилизатор 2 и ракетный двигатель 3 с корпусом 4, зарядом твердого топлива 5, воспламенительным устройством 6.

Корпус 4 включает головную 7 и хвостовую 8 трубы, а пороховой заряд 5, размещенный в корпусе 4, состоит из двух полузарядов - головного 9 и хвостового 10.

Для удержания полузарядов 9 и 10 от радиального перемещения в корпусе 4, на них выполнены сухари 11.

Для обеспечения равнопрочности головной 7 и хвостовой 8 труб корпуса 4 и уменьшения пассивного веса ракеты, трубы выполнены разной толщины с толщиной головной 7 трубы равной 0,7...0,9 толщины хвостовой 8.

Для исключения изгиба полузарядов 9 и 10 в процессе горения в диапазоне рабочих температур и от осевых перегрузок в полете ракеты и тем самым уменьшения геометрического и газодинамического эксцентриситета, исключения прогорания полузарядов до окончательного сгорания их сводов и, как следствие, обеспечения стабильности внутрибаллистических параметров ракеты в полете полузаряды выполнены равной длины с наружным диаметром, составляющим 0,7...0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7...8 калибров ракеты, при этом сухари 11 установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2...0,3, а между собой 0,06... 0,13 длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120^o, причем длина каждого из сухарей составляет 0,04...0,07 длины полузаряда.

Для снижения разброса внутрибаллистических параметров ракеты при ее выходе из направляющей, воспламенительный состав воспламенительного устройства 6 выполнен из дымного ружейного пороха 12, при этом диаметр зерна составляет 0,001...0,002 длины полузаряда.

Ракета с ракетным двигателем твердого топлива функционирует следующим образом. При подаче электрического тока на воспламенительное устройство 6 последнее срабатывает и воспламеняет заряд твердого топлива 5 (головной 9 и хвостовой 10 полузаряды). Образовавшиеся газы истекают, создавая тягу двигателя.

При одновременном горении полузарядов 9 и 10 образующиеся газы текут по каналам полузарядов и по зазору между внутренней поверхностью труб 7, 8 и наружной поверхностью полузарядов. В связи с тем, что по зазору между внутренней поверхностью хвостовой 8 и наружной поверхностью хвостового полузаряда 10 проходит кроме газа, образовавшегося от горения хвостового полузаряда 10, весь газ, образовашийся от горения головного полузаряда 9, интенсивность нагрева хвостовой трубы значительно выше, чем головной. Поэтому толщина хвостовой трубы 8 должна быть больше, чем толщина головной 7 трубы. Ранее трубы изготовлялись равной толщины, т. е. толщина головной 7 трубы была равной толщине хвостовой 8. Это приводило к утяжелению корпуса 4, ухудшению качества двигателя и, следовательно, к уменьшению дальности стрельбы ракеты. На основании огневых стендовых испытаний было установлено, что для обеспечения надежного функционирования двигателя во всем диапазоне рабочих температура (обеспечения равнопрочности головной 7 и хвостовой 8 труб), толщина головной трубы должна быть в пределах 0,7...0,9 толщины хвостовой трубы.

При толщине головной трубы меньше 0,7 толщины хвостовой были случаи раздутия головной трубы. При дальнейшем уменьшении возможно ее разрушение в процессе работы, особенно при предельной положительной температуре использования ракеты. При толщине головной 7 трубы более 0,9 толщины хвостовой увеличивается масса корпуса 4 двигателя ракеты, что приводит к уменьшению ее дальности стрельбы.

Для исключения изгиба полузарядов 9 и 10 в процессе хранения ракеты в диапазоне рабочих температур и от полетных перегрузок и тем самым уменьшения геометрического и газодинамического эксцентриситетов, для исключения прогорания полузарядов до окончательного сгорания их сводов, для исключения увеличенного и неравномерного выброса несгоревших частиц топлива, повышения стабильности внутрибаллистических параметров ракеты в полете полузаряды 9 и 10 выполнены равной длины, с наружным диаметром, составляющим 0,7...0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7...8 калибров ракеты, при этом сухари 11 установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2...0,3, а между собой 0,06...0,13 длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120^o, причем длина каждого из сухарей 11 составляет 0,04...0,07 длины полузаряда.

Отклонение этих значений в любую сторону ведет к местному увеличенному прогибу полузарядов, увеличенному эксцентриситету реактивной тяги, увеличенному и неравномерному выбросу несгоревших частиц. Это ведет к снижению полного импульса ракеты, уменьшению ее дальности и кучности стрельбы.

Для снижения разброса внутрибаллистических параметров ракеты при ее сходе с направляющих в воспламенительном составе воспламенительного устройства 6 используют дымный ружейный порох 12 с диаметром зерна, равным 0,001... 0,002 длины полузарядов. Это достигается за счет равномерного распределения конденсированных и газообразных продуктов при сгорании воспламенительного состава по наружным поверхностям и каналам полузарядов и его полное сгорание в пределах их длин. При отклонении от заданных пределов в ту или другую сторону наблюдается резкое увеличение или снижение максимального давления в камере сгорания (см. фиг. 4).

На предприятии разработана техническая документация и изготовлены опытные образцы ракет, которые были подвергнуты летным испытаниям.

Испытания подтвердили надежное функционирование ракет и их преимущества в части повышения полного импульса и уменьшения разбросов внутрибаллистических параметров в период схода с направляющей и на активном участке траектории во всем интервале условий эксплуатации.

При этом по сравнению с прототипом полный импульс ракеты увеличивается на 6...8%, а его разброс от двигателя к двигателю снижается на 15...25%.

В настоящее время на предприятии ведутся работы по заключению контракта на передачу технической документации на лицензионной основе на предлагаемую ракету в одну из заинтересованных стран.