фейерверочная ракета

Формула изобретения

1. Фейерверочная ракета, состоящая из корпуса, ракетного двигателя, пиротехнического заряда и блока стабилизации, включающего оболочку и пластинчатые стабилизаторы, отличающаяся тем, что оболочка блока стабилизации выполнена в форме многоугольной призмы или цилиндра с равномерно расположенными продольными вырезами, а стабилизаторы закреплены по границам вырезов и направлены в одну сторону под углом от 5 до 120^o к плоскости соответствующих вырезов.

2. Фейерверочная ракета по п.1, отличающаяся тем, что высота стабилизаторов равна или меньше высоты вырезов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к фейерверочным изделиям и может быть использовано для создания различных зрелищных эффектов при проведении праздничных, увеселительных мероприятий, в том числе при индивидуальном применении.

Известны аналогичные ракеты, например "Фейерверочная ракета со стабилизатором", описанная в книге: В.М. Солодовников. Пиротехника. Производство и сжигание фейерверка. - НКОП СССР Государственное издательство оборонной промышленности. - М.-Л., 1938, с.65, рис.17а.

Эта ракета состоит из корпуса, в котором размещаются ракетный двигатель и пиротехнический фейерверочный заряд. На корпусе ракеты закреплены стабилизаторы, выполненные в виде нескольких выступов, изготовленных из листового материала (картон, фанера, шпон) и расположенных вдоль продольной оси ракеты в плоскостях, перпендикулярных касательным к цилиндрической поверхности корпуса ракеты.

Как правило, эти ракеты имеют низкую устойчивость (значительные колебания вокруг центра масс) и большие отклонения от первоначально заданного направления полета, особенно на начальном участке траектории. Аэродинамическую устойчивость такие ракеты приобретают лишь после достижения определенной скорости, когда скоростной напор набегающего воздуха, воздействующий на перья стабилизатора, становится достаточным для создания стабилизирующего момента, разворачивающего ось ракеты в направлении вектора скорости.

Для запуска таких ракет используются специальные пусковые устройства, обеспечивающие направленность полета ракеты до достижения ею скорости, при которой обеспечивается аэродинамическая устойчивость. Примером такого устройства может служить жесткий металлический стержень, по которому скользит направляющая трубка, прикрепленная к ракете.

Эти ракеты зачастую имеют недостаточную устойчивость не только при малых, но и при высоких скоростях полета, т.к. у них отсутствуют конструктивные элементы, позволяющие сглаживать изменения направления вектора тяги двигателя, неизбежно возникающие в процессе его работы по целому ряду причин (неравномерная зашлаковка, неравномерный разгар сопла и т.п.).

Кроме того, введение необходимого (особенно для ракет с опереннным стабилизатором) элемента, каким является направляющая трубка, закрепляемая, как правило, на наружной цилиндрической части корпуса ракеты, ухудшает внешний вид и усложняет технологию художественного оформления фейерверочной ракеты.

Наиболее близким техническим решением (прототипом) является "Игрушечная ракета" (патент США 3068792, кл. 102-34.1 от 18.12.1962).

Ракета (фиг.1) состоит из прочного корпуса 1, пиротехнического заряда 2, ракетного двигателя 4. Направленность полета ракеты в верхней части траектории обеспечивается блоком стабилизации, включающим несколько перьевых стабилизаторов 6, закрепленных на оболочке 3, а направленность при старте - направляющим стержнем 7, по которому перемещается направляющая трубка 5.

Приведенная конструкция ракеты имеет ряд недостатков:

- большие отклонения от первоначально заданного направления полета и низкая устойчивость ракеты после схода с направляющего стержня, которые обусловлены изменениями направления вектора тяги двигателя, вызванными неравномерным разгаром сопла, либо неравномерной его зашлаковкой, либо воздействием внешних возмущающих факторов;

- необходимость использования длинного направляющего стержня (в 1,5... 2,5 раза превышающего длину ракеты);

- смещение точки приложения вектора тяги (сопловое отверстие) относительно оси направляющего стержня приводит к возникновению крутящего момента, изгибающего направляющий стержень, что создает непредсказуемые колебания ракеты в момент схода с направляющего штыря;

- непрогнозируемый фейерверочный эффект, создаваемый светящимися продуктами сгорания ракетного двигателя на активном участке траектории из-за изменений направления набегающего потока воздуха при недостаточной направленности и устойчивости ракеты в полете;

- ухудшение внешнего вида ракеты (асимметрия) из-за необходимости закрепления направляющей трубки на цилиндрической части корпуса ракеты, что, кроме прочего, приводит к отклонению точки приложения сил аэродинамического сопротивления от продольной оси ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является создание фейерверочной ракеты, имеющей минимальные отклонения от первоначально заданного направления полета и с более высокими показателями устойчивости полета, особенно на начальном участке траектории при уменьшенных габаритах блока стабилизации, с улучшенным зрелищным эффектом на активном участке траектории полета ракеты и при выбросе пиротехнического заряда в верхней точке траектории и с улучшенным внешним видом.

Решение указанной задачи достигается тем, что в фейерверочной ракете, состоящей из корпуса, ракетного двигателя, пиротехнического заряда, блока стабилизации, включающего оболочку и закрепленные на ней пластинчатые стабилизаторы, оболочка выполнена в форме многоугольной призмы или цилиндра с равномерно расположенными продольными вырезами. Пластинчатые стабилизаторы закреплены на краях вырезов и направлены в одну сторону под углом от 5 до 120^o к плоскостям соответствующих вырезов, при этом высота стабилизаторов равна или меньше высоты вырезов.

Наличие продольных прорезей у оболочки блока стабилизации позволяет снизить потери тяги двигателя, связанные с неполным расширением струи продуктов сгорания ракетного топлива, т.к. оболочка в предлагаемом техническом решении расположена ниже соплового среза ракеты. При этом расположенные под углом к плоскости вырезов пластинчатые стабилизаторы позволяют использовать энергию расширяющегося потока продуктов сгорания для закрутки ракеты вокруг ее продольной оси. Закрутка ракеты осуществляется за счет того, что истекающие через прорези оболочки продукты сгорания создают на поверхностях стабилизаторов, обращенных в сторону прорезей, избыточное давление, которое и создает крутящий момент.

Вращение ракеты вокруг продольной оси придает ей гироскопическую устойчивость. Старт ракеты осуществляется с цилиндрического направляющего стержня, диаметр которого немного меньше внутреннего диаметра оболочки (или диаметра вписанной окружности - для оболочки в форме многогранной призмы). Соотношение этих двух диаметров выбирается исходя из необходимости свободного перемещения оболочки блока стабилизации по направляющему стержню. Нижняя часть оболочки надевается на направляющий стержень, выполняя роль направляющей трубки. Это позволяет наиболее интенсивную закрутку ракеты осуществлять в момент ее старта, т. к. верхний торец направляющего стержня препятствует движению продуктов сгорания вниз вдоль оси ракеты, перераспределяя этот поток преимущественно в направлении прорезей и наклонных стабилизаторов. За счет этого удалось уменьшить длину направляющего стержня по сравнению с прототипом и улучшить устойчивость ракеты на начальном участке траектории полета.

Кроме того, при сходе ракеты с направляющего стержня не возникает изгибающий момент, приводящий к упругим колебаниям, что характерно для конструкции прототипа из-за несоосности продольной оси стержня и точки приложения вектора тяги. Это достигается тем, что направляющий стержень имеет больший диаметр и меньшую длину, чем у прототипа, и расположен он соосно с продольной осью ракеты.

Длина стабилизаторов, равная длине продольных прорезей, позволяет наиболее эффективно использовать энергию расширяющихся продуктов сгорания на закрутку ракеты. Однако длина стабилизаторов может быть и меньше длины прорезей для случаев, когда очень интенсивная закрутка становится излишней с точки зрения влияния на устойчивость ракеты, но при этом снижает высоту полета.

Выбор угла между плоскостями стабилизаторов и плоскостями вырезов в оболочке, вдоль границ которых они закреплены, определяется решением задачи оптимизации между необходимой для надежной стабилизации ракеты угловой скоростью и минимизацией потерь энергии двигателя, используемой на закрутку ракеты.

Этот угол может находиться в пределах от 5 до 120^o. Угол меньше 5^o приводит к неэффективному использованию мощности двигателя в связи с большими потерями энергии на закрутку. Больший чем 120^o угол наклона создает малый крутящий момент.

Высокая скорость вращения ракеты в полете позволяет нивелировать изменения направления вектора тяги двигателя, которые неизбежно возникают при использовании ракетного топлива с высоким содержанием конденсированных частиц в продуктах сгорания. Эти частицы, с одной стороны, создают красивый искровой шлейф на траектории полета, а с другой - приводят к неравномерной зашлаковке соплового отверстия двигателя, осаждаясь на его поверхности, что приводит к колебаниям направления движения продуктов сгорания. При высокой скорости вращения ракеты эти изменения направления вектора тяги приводят не к изменению направления ее полета, а лишь к незначительным колебаниям корпуса или полету по спирали вокруг первоначально заданного направления движения.

Улучшение направленности и устойчивости полета ракеты достигается при уменьшенных по сравнению с прототипом и аналогом габаритах ракеты, блока стабилизации и направляющего стержня. Расчетные и экспериментальные данные свидетельствуют о том, что для обеспечения устойчивости после схода с направляющего стержня длина этого стержня у ракет со стабилизаторами, аналогичными тем, которые используются у прототипа и аналога, должна быть не менее 1,5 длины ракеты. Длина направляющего стержня предлагаемой ракеты составляет от 20 до 60% ее длины вместе с блоком стабилизации. При этом размах крыльев стабилизаторов у прототипа и аналога больше, чем у предлагаемой ракеты, т.к. аэродинамическая стабилизация этой ракеты дополняется с гироскопической устойчивостью, которая отсутствует у прототипа и аналога.

Отсутствие направляющей трубки как отдельного конструктивного элемента позволяет улучшить внешний вид ракеты и исключить эксцентриситет сил сопротивления от набегающего потока воздуха при полете.

Вращение ракеты в полете позволяет создать более зрелищный фейерверочный эффект. Искровой шлейф при полете ракеты приобретает красивую спиралевидную форму и становится более широким из-за воздействия на светящиеся конденсированные продукты сгорания топлива центробежных сил. При выбросе горящих элементов пиротехнического заряда действие тех же центробежных сил приводит к более широкому их разлету, а форма разлета приближается к виду правильного круга или эллипса.

Предлагаемая конструкция блока стабилизации имеет высокую технологичность, так как позволяет изготавливать его из картона (или другого листового материала) методом вырубки с биговкой по линиям сгиба и последующей склейки или скрепления при помощи скоб противоположных продольных краев полученной выкройки.

Фейерверочная ракета (фиг.2) состоит из корпуса 2, в котором размещаются пиротехнический заряд 3 и ракетный двигатель 4, приводимый в действие за счет огнепроводного шнура 6. В верхней части корпуса ракеты установлен обтекатель 1, а на нижней части - оболочка 5 блока стабилизации. Блок стабилизации имеет продольные вырезы 8, вдоль продольных границ которых закреплены стабилизаторы 7. Стабилизаторы направлены в одну сторону (по часовой стрелке или против часовой стрелки) под углом от 5 до 120^o к плоскостям соответствующих вырезов.

Оболочка 5 блока стабилизации может иметь форму многогранной призмы или цилиндра. На фиг.2 представлены различные конструктивные варианты оболочки блока стабилизации (см. сечение А-А).

На фиг. 3 представлена ракета, подготовленная к пуску. Ракета работает следующим образом. При подготовке к запуску ракету устанавливают на пусковую установку, состоящую из направляющего стержня 9 и основания 10, обеспечивающего устойчивость ракеты перед запуском и во время старта. Оболочку 5 блока стабилизации надевают на направляющий стержень 9 и поджигают огнепроводный шнур 6, который воспламеняет двигатель 4.

Продукты сгорания топлива двигателя создают реактивную силу, поднимающую ракету вверх и одновременно (за счет воздействия на наклонные стабилизаторы) вращающую ее вокруг продольной оси.

Высота направляющего стержня и оболочки блока стабилизации определяется расчетным или экспериментальным путем исходя из необходимости придания ракете скорости вращения, достаточной для ее устойчивости после схода с направляющего стержня.

По окончании работы двигателя, когда горящая поверхность топлива достигает верхнего торца, происходит воспламенение пиротехнического заряда 3 продуктами сгорания твердого топлива двигателя с выбросом горящих пироэлементов этого заряда 3 из корпуса 2 ракеты.