ракета

Формула изобретения

Ракета, содержащая реактивный двигатель, отделяемую головную часть и устройство разделения с исполнительным органом, выполненное в виде трубчатой направляющей, установленной на двигателе, отличающаяся тем, что в ней длина направляющей составляет не менее 1,1 калибра ракеты, а установленная с зазором в трубчатой направляющей головная часть выполнена с экваториальным моментом инерции, не превышающим 0,1 экваториального момента инерции ракеты, при этом величина диаметрального зазора составляет 0,04-1,2% внутреннего диаметра направляющей.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам (реактивным снарядам) систем залпового огня.

Объект изобретения представляет собой ракету с отделяемой головной частью и может найти применение в области ракетной техники.

В последнее время одним из основных путей повышения боевой эффективности стало использование разделяющихся на траектории реактивных снарядов (см. , например, Гогин В. , Федосеев А. Перспективы развития реактивных систем залпового огня. - Зарубежное военное обозрение, N 1, 1995 г. или Анисимов В. Боеприпасы с высокоточными боевыми элементами. - Зарубежное военное обозрение, N 11, 1994 г. ), обеспечивающих эффективное поражение живой силы, небронированной и бронированной техники. В этих реактивных снарядах благодаря вертикализации траектории при подходе боевой части к цели достигается многократное повышение боевой эффективности по сравнению с традиционными снарядами с баллистической траекторией.

Так известны конструкции боеприпасов, защищенные патентами США N 3946672, N 3491689, N 3636877. Данные конструкции представляют собой реактивные снаряды, в состав которых входят реактивный двигатель, отделяемая головная часть и устройство разделения.

Задачей данного технического решения являлось повышение боевой эффективности за счет увеличения угла подхода к цели отделившейся боевой части без исключения возможности ее соударения с двигателем.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты является наличие в составе аналогов реактивного двигателя, отделяемой головной (боевой) части и устройства разделения.

Существенными недостатками данных конструкций являются:

- возможность соударения реактивного двигателя и головной части после разделения, в результате чего изменяется заданная траектория движения отделившейся головной части или выводятся из строя ее элементы (система торможения и стабилизации, приборное оснащение);

- ухудшение характеристик кучности стрельбы за счет увеличения технического рассеивания на участке автономного движения головной части, большую часть которого составляют начальные возмущения, получаемые головной частью при отделении от двигателя.

Наиболее близким к заявляемому изобретению по технической сути и достигаемому техническому результату является ракета, известная из патента РФ 2127418, F 42 B 15/00, 10.03.1999, с. 1-6, фиг. 1-6, принятая авторами за прототип.

Признаками, общими с заявленным изобретением, являются следующие: реактивный двигатель, отделяемая головная часть, устройство разделения с исполнительным органом, выполненное в виде трубчатой направляющей, установленной на двигателе.

Недостатками данной конструкции являются следующие:

- конструкция не может обеспечить надежного предотвращения соударения разделяемых отсеков на протяжении всего полета ракеты, в частности на пассивном участке траектории;

- конструкция не может обеспечить стабильность траекторных параметров отделяемой головной части после разделения вследствие случайного характера возмущений получаемых головной частью при отделении.

Задачей данного технического решения (прототипа) являлось предотвращение соударения отделившейся головной части и реактивного двигателя без улучшения характеристик рассеивания.

Общими признаками с предлагаемой конструкцией ракеты является наличие в ракете - прототипе реактивного двигателя, отделяемой головной (боевой) части, устройства разделения с исполнительным органом.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракете в устройстве разделения установленная на двигателе трубчатая направляющая выполнена длиной не менее 1,1 калибра ракеты, а установленная с зазором в трубчатой направляющей головная часть выполнена с экваториальным моментом инерции, не превышающим 0,1 экваториального момента инерции ракеты, при этом величина диаметрального зазора составляет 0,04 -1,2% внутреннего диаметра направляющей.

Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существующих признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

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

Задачей предлагаемого изобретения является создание ракеты, обеспечивающей повышение надежности функционирования за счет исключения возможности соударения реактивного двигателя и головной (боевой) части после их разделения и обладающей высокими характеристиками кучности стрельбы.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракете, содержащей реактивный двигатель, отделяемую головную часть и устройство разделения с исполнительным органом, выполненное в виде трубчатой направляющей, установленной на двигателе, длина направляющей составляет не менее 1,1 калибра ракеты, а установленная с зазором в трубчатой направляющей головная часть выполнена с экваториальным моментом инерции, не превышающим 0,1 экваториального момента ракеты, при этом величина диаметрального зазора составляет 0,04-1,2% внутреннего диаметра направляющей.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между узлами ракеты позволяют, в частности, за счет:

- выполнения трубчатой направляющей устройства разделения длиной не менее 1,1 калибра ракеты - обеспечить отсутствие соударения между отделившейся головной частью и двигателем;

- установки головной части в направляющей с диаметральным зазором 0,04-1,2% внутреннего диаметра направляющей в сочетании с выполнением головной части с экваториальным моментом инерции, не превышающим 0,1 экваториального момента инерции ракеты - обеспечить стабильность внешнебаллистических характеристик головной части после отделения, а также обеспечить интенсивное затухание колебаний головной части и уменьшить время переходного процесса при отделения, тем самым повысить характеристики кучности стрельбы. Сущность изобретения поясняется чертежом.

На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемой конструкции ракеты. Она состоит из отделяемой головной части 1, реактивного двигателя 2 и устройства разделения 3 с исполнительным органом. Устройство разделения представляет собой трубчатую направляющую 4, в которой находится исполнительный орган 5, например поршень с пороховым аккумулятором давления.

На фиг. 2 изображена ракета в момент выхода головной части 1 из направляющей 4.

На фиг. 3 изображено поперечное сечение ракеты плоскостью, проходящей через направляющую 4 с находящейся в ней головной частью 1.

На фиг. 4 изображен график зависимости процентной составляющей в общем рассеивании вероятного отклонения головной части вызванного начальными возмущениями ₀, от величины диаметрального зазора между наружным диаметром головной части D_гч, находящейся в направляющей 4, и внутренним диаметром направляющей D_напр. Величина диаметрального зазора представлена в процентном отношении к диаметру направляющей D_напр.

На фиг. 5 изображен график зависимости вероятности безударного функционирования разделившихся блоков ракеты Р_безуд. (вероятность отсутствия соударения головной части и ракетной части после разделения) от отношения длины направляющей L к диаметру ракеты D.

На фиг. 6 изображены графики зависимости экваториальной угловой скорости головной части в момент выхода ее из направляющей ₀ от отношения длины направляющей L к диаметру ракеты D при различных значениях экваториального момента инерции головной части J_экв. Экваториальный момент инерции головной части выражен в долях экваториального момента инерции ракеты J_р.

Работа конструкции происходит следующим образом. После запуска ракеты в заданный момент времени на траектории происходит срабатывание исполнительного органа 5 и головная часть 1 выталкивается из направляющей 4 и совершает автономный полет к цели.

Одним из факторов, снижающих надежность функционирования ракет с отделяемыми головными частями, является возможность соударения между отделившейся головной частью и ракетным двигателем. На уменьшение вероятности соударения наибольшее влияние оказывают два фактора:

- неустойчивый характер движения отделившейся головной части (движение с большими углами атаки);

- большая скорость отделения головной части от двигателя.

В первом случае при появлении углов атаки под действием возникающей аэродинамической подъемной силы Y_ГЧ= qS_ГЧC_yГЧГЧ,

где q - скоростной напор, S - площадь Миделя, C_y - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки, - угол атаки, головная часть получает дополнительную боковую скорость, обеспечивающую расхождение траекторий головной части и двигателя и предотвращение соударения. С другой стороны, это приводит к увеличению отклонения точки падения головной части от точки прицеливания, причем величина отклонения носит случайный характер.

Поэтому наилучшим из вышеперечисленных факторов является второй. Как известно, чем больше длина направляющей, тем больше скорость выстреливаемого из нее объекта и меньше величина перегрузки, действующей на него. С другой стороны, увеличение направляющей в предлагаемой конструкции увеличивает габариты ракеты, а следовательно, утяжеляет конструкцию. Оптимальной с точки зрения минимизации массы конструкции и обеспечения отсутствия соударения между разделившимися головной частью и ракетным двигателем является, как видно из графика, представленного на фиг. 5, длина направляющей не менее 1,1 калибра ракеты. В этом случае вероятность отсутствия соударения составляет не менее 0,995, что подтверждает высокую степень надежности функционирования ракетной техники.

Для создания возможности перемещения головной части 1 в направляющей 4 диаметр головной части D_гч выполнен меньше внутреннего диаметра направляющей D_напр (см. фиг. 3). При этом диаметральный зазор между головной частью и направляющей должен быть не меньше 0,04% от D_напр., так как в противном случае происходит заклинивание головной части в направляющей.

Как показали исследования, наибольшую долю в общем рассеивании отделяемых головных частей (до 40%) составляют начальные возмущения ₀, получаемые головной частью в момент отделения от ракетного двигателя. Для предлагаемой конструкции факторами, определяющими величину начальных возмущений, являются:

- величина зазора между головной частью и направляющей;

- параметры короткопериодических колебаний головной части при ее движении по направляющей.

При увеличении зазора вследствие колебательного характера движения головной части по направляющей происходят удары головной части о направляющую (фиг. 2). При этом в момент выхода из направляющей головная часть получает возмущения ₀ (начальную угловую экваториальную скорость вращения).

В результате проработки предлагаемой конструкции была получена зависимость величины вероятного отклонения отделившейся головной части от точки прицеливания вызванного начальными возмущениями, от величины диаметрального зазора (см. фиг. 4). Как видно из графика на фиг. 4, при зазоре величиной до 1,2% внутреннего диаметра направляющей D_напр. доля в общем рассеивании величины вызванной начальными возмущениями ₀, не превышает 0,5%. При зазоре большем, чем 1,2% D_напр., происходит резкое увеличение рассеивания (например, при зазоре 1,6% D_напр. доля в общем рассеивании составляет 11,5%).

Величину угловой экваториальной скорости головной части в момент выхода из направляющей ₀ можно регулировать изменением величины экваториального момента инерции головной части. Так известно, что изменение угла , характеризующего колебания оси головной части относительно ее балансировочного положения, носит характер колебаний, описываемых выражением

= ^-kt_0e(sin(kt)),



где S - площадь Миделя головной части;

- плотность воздуха;

V - скорость;

l - длина головной части;

m^z_z- коэффициент демпфирующего момента тангажа;

J_экв - экваториальный момент инерции.

Из приведенного выше выражения следует, что с уменьшением экваториального момента головной части колебания угла будут затухать более интенсивно, а время переходного процесса будет уменьшаться. Проведенная проработка предлагаемой конструкции показала (см. фиг. 6), что при нулевом значении экваториальной угловой скорости головной части в момент выхода ее из направляющей, длина которой составляет не менее 1,1 диаметра ракеты, экваториальный момент инерции головной части составляет не более 0,1 экваториального момента ракеты.

Изобретение может быть использовано при разработке различных типов ракет с отделяемой головной частью.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов ракет, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация на предлагаемую конструкцию ракеты, проведены летные испытания, намечено серийное производство.