СПОСОБ ЗАПУСКА РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА И РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС, ЕГО РЕАЛИЗУЮЩИЙ Российский патент 1997 года по МПК F41F3/04 

Изобретение относится к военной технике, а именно к способам запуска снарядов и ракетным комплексам, преимущественно противотанкового вооружения.

Известен ручной противотанковый гранатомет "Панцерфауст-3" [1] включающий пусковую трубу, гранату, противомассу и вышибной заряд. Для увеличения дальности боевого применения в гранате установлен маршевый двигатель, который начинает работать после вылета гранаты из трубы примерно в 10 м от гранатометчика. В данном гранатомете реализован способ запуска гранаты, включающий выброс ее из пусковой трубы и последующее включение маршевого двигателя гранаты.

Известно, что при вылете из пусковой трубы граната получает произвольно направленное, так называемое "начальное угловое возмущение" с экваториальной угловой скоростью относительно центра масс гранаты, обусловленное, например, неодновременностью раскрытия крыльев стабилизатора, взаимовлиянием гранаты и пусковой трубы и т.д. При этом граната совершает сложное движение: поступательное движение центра масс гранаты с дульной скоростью по расчетной траектории и колебательное движение продольной оси гранаты относительно центра масс в поперечной плоскости [2] В результате совершения гранатой поперечных колебаний относительно центра масс включение маршевого двигателя гранаты может осуществляться, когда между продольной осью гранаты и поступательной скоростью имеется угол. При этом при запуске маршевого двигателя граната под действием силы тяги получает ускорение и уходит с расчетной траектории, что увеличивает рассеивание и снижает точность попадания в цель.

Известен также противотанковый ракетный комплекс с управляемой ракетой "Тоу" [3]
Комплекс включает пусковую установку с пусковой трубой, управляемую ракету с вышибным и маршевым двигателями и целью запуска.

В данном ракетном комплексе реализован способ запуска реактивного снаряда, включающий выброс его из пусковой трубы и последующее включение маршевого двигателя. В этом комплексе, также как и в гранатомете "Панцер-Фауст-3", снаряд (ракета или граната) при выходе из пусковой трубы получает произвольно направленное начальное угловое возмущение с экваториальной угловой скоростью относительно центра масс. Снаряд совершает сложное движение: центр масс движется по расчетной траектории с дульной скоростью и продольная ось снаряда колеблется относительно центра масс в поперечной плоскости.

Частота этих поперечных колебаний для каждого снаряда величина постоянная и определяется расчетом или экспериментально. Будем рассматривать случай, когда начальное возмущение совершается в плоскости стрельбы. Изменение угла между продольной осью снаряда и направлением продольной скорости (угла атаки в данном случае) будет происходить в интервале крайних положительных и отрицательных значений угла атаки. Если включение маршевого двигателя будет происходить при положительных углах атаки (угол между продольной осью снаряда и направлением скорости направлен в верхнюю полусферу), то уход снаряда с расчетной траектории при включении маршевого двигателя компенсируется в дальнейшем системой управления, возвращающей снаряд на расчетную траекторию. Если же включение маршевого двигателя происходит при отрицательных углах атаки, когда угол направлен в сторону земной поверхности, что особенно опасно для противотанковых ракетных комплексов, то из-за ограниченности пространства между траекторией и земной поверхностью возможно врезание снаряда в землю и, как следствие, невыполнение боевой задачи. Система управления и оператор в этом случае не в состоянии обеспечить возвращение снаряда на расчетную траекторию, т.е. надежность ракетного комплекса низка.

Задачей изобретения является повышение надежности ракетного комплекса на начальном участке траектории путем исключения врезания (падения) снаряда в земную поверхность.

Поставленная задача достигается тем, что в способе запуска реактивного снаряда, включающем выброс снаряда из пусковой трубы и последующее включение его маршевого двигателя, в момент покидания снарядом пусковой трубы ему сообщают экваториальную угловую скорость по тангажу, после чего осуществляют включение маршевого двигателя при значениях угла атаки α≥0,, при этом время включения маршевого двигателя после покидания пусковой трубы обеспечивают большим минимально допустимого из условий безопасности оператора времени, через которое возможно включение маршевого двигателя. Наилучший результат достигается, если снаряду сообщают положительную экваториальную угловую скорость по тангажу, при этом включение маршевого двигателя осуществляют после покидания пусковой трубы через время, удовлетворяющее условию:
,
где τ- время, через которое включают маршевый двигатель после покидания снарядом пусковой трубы;
полупериод перечных свободных колебаний снаряда;
n 1,3,5.

Способ запуска реактивного снаряда реализуется в ракетном комплексе, включающем пусковую установку с пусковой трубой, в которой размещен снаряд с вышибным и маршевым двигателями и цепью запуска, и который снабжен формирователем экваториальной угловой скорости снаряда по тангажу после выхода его из пусковой трубы, а в цепь запуска введен замедлитель, срабатывающий через время, удовлетворяющее условию:
,
где τ время, через которое срабатывает замедлитель после покидания снарядом пусковой трубы;
t_без минимально допустимое из условий безопасности оператора время, через которое возможно включение маршевого двигателя;
полупериод поперечных свободных угловых колебаний снаряда;
n 1,3,5. при положительном направлении экваториальной угловой скорости, сообщаемой снаряду по тангажу;
n 2,4,6. при отрицательном направлении экваториальной угловой скорости, сообщаемой снаряду по тангажу.

Формирователь экваториальной угловой скорости снаряда по тангажу может быть выполнен, например, в виде пиропатрона, установленного на снаряде и разнесенного относительно его центра масс.

Действительно, сообщая снаряду после выхода его из пусковой трубы экваториальную угловую скорость по тангажу, мы тем самым искусственно обеспечиваем снаряду угловое возмущение определенной направленности. Под действием этого углового возмущения снаряд совершает поперечные свободные угловые колебания [2] в результате которых угол атаки α изменяется и приобретает как положительные, так и отрицательные значения.

Причем так как направление начального возмущения известно и известен период поперечных свободных угловых колебаний снаряда (определяется расчетом или экспериментально), то изменение угла атаки a увязано во времени, т.е. определены интервалы времени, когда угол a≥0 и когда α<0.. Для исключения врезания снаряда в земную поверхность в момент включения маршевого двигателя необходимо его включение осуществлять при углах атаки α≥0,, т.е. в интервалах времени, соответствующих полупериодам свободных колебаний, в которых значение угла α≥0.. При положительном направлении (угловое возмущение, при котором нос ракеты задирается вверх) экваториальной угловой скорости по тангажу угол атаки будет α≥0 в интервалах времени, соответствующих нечетным значениям полупериодов поперечных свободных угловых колебаний, а при отрицательном значении угловой скорости, сообщаемой снаряду, угол атаки α будет ≥ 0 в интервалах времени, соответствующим четным значениям полупериодов. Наиболее благоприятное для снаряда направление начального углового возмущения будет при положительном значении экваториальной угловой скорости по тангажу, так как возмущение при этом направлено на увеличение угла атаки, что увеличивает подъемную силу и тем самым улучшает положение снаряда относительно земной поверхности. Величину экваториальной угловой скорости, сообщаемой снаряду, устанавливают не более предельно-допустимого значения для данного снаряда, которое не превышает предела его устойчивости.

Осуществляя включение маршевого двигателя при угле атаки a≥0, снаряду сообщается ускорение от действия силы тяги, направленное в сторону, противоположную земной поверхности или параллельно ей, что исключает врезание снаряда в землю. На интервалы времени, в течение которых α≥0 (когда возможно включение маршевого двигателя) при использовании носимых комплексов вооружения, накладывается ограничение по минимально допустимому из условий безопасности оператора времени включения маршевого двигателя. Это время определяется минимально допустимой дистанцией от дульного среза, которая в свою очередь определяется зоной разлета сопловых заглушек, размерами факела и дульной скоростью снаряда. Для осуществления вышеуказанных признаков способа ракетный комплекс снабжают формирователем угловой скорости снаряда по тангажу, а в цепь запуска вводят замедлитель, срабатывающий в интервалах времени, в которых угол атаки α≥0..

Признак "формирователь угловой скорости снаряда" представлен в обобщенном виде как функциональный признак и конструктивно он может быть выполнен различно. Основное назначение этого признака заключается в выполнении им определенной функции, а именно, создание на снаряд механического воздействия, под действием которого он получает после покидания пусковой трубы определенно направленную экваториальную угловую скорость по тангажу.

Формирователь может быть выполнен, например, в виде механического толкателя, установленного на дульном срезе пусковой трубы и взаимодействующего с хвостовой частью снаряда. В качестве механического толкателя, взаимодействующего с хвостовой частью снаряда, может использоваться дульный срез пусковой трубы, закрепленной на пусковой установке, которая за счет искусственно созданного импульса динамической неуравновешенности в момент покидания пусковой трубы сообщает снаряду механический импульс. Формирователь может быть также выполнен в виде пиропатрона, установленного на снаряде и разнесенного относительно его центра масс. При срабатывании пиропатрона снаряду сообщается импульс момента, разворачивающий его в плоскости тангажа.

Признак "замедлитель" представлен также как функциональный, так как на сущность технического решения влияет не его конструктивное выполнение, а выполняемая им функция. Замедлитель может быть выполнен, например, в виде пиротехнического замедлителя, в виде блока электронной задержки и т.д.

На чертеже изображена схема ракетного комплекса, в котором реализован способ запуска реактивного снаряда.

Ракетный комплекс включает пусковую установку 1 с пусковой трубой 2 и наземную аппаратуру 3 системы управления и наведения снаряда 4. Имеется вышибной двигатель 5 (может быть вышибной метательный заряд), выбрасывающий снаряд 4 из пусковой трубы 2 и маршевый двигатель 6, срабатывающий на траектории.

В цепь запуска маршевого двигателя 6 введен замедлитель, например пирозамедлитель 7. В качестве формирователя угловой скорости снаряда по тангажу после выхода из пусковой трубы (будем рассматривать случай, когда снаряду сообщается положительная угловая скорость по тангажу) используется пиропатрон 8, расположенный в хвостовой части снаряда и при срабатывании которого на снаряд относительно его центра масс действует момент, обеспечивающий снаряду положительную экваториальную угловую скорость по тангажу ω. Пунктиром показаны положения снаряда 4 на начальном участке траектории при совершении им поперечных свободных колебаний. Цифрой 9 обозначено поле управления, например оптическое лучевой поле, ограниченное снизу земной поверхностью 10. Буквами А и Б обозначены положения снаряда 4, совершающего поперечные угловые колебания, при которых угол атаки a=0 и при которых угол атаки переходит от положительных значений к отрицательным и наоборот. Неуказанные в описании элементы ракетного комплекса, необходимые для его работы, по исполнению аналогичны прототипу. Реализацию способа рассмотрим на примере работы ракетного комплекса. При подаче импульса, например электрического, срабатывает вышибной двигатель 5. Снаряд (ракета) 4 ускоряется в пусковой трубе 2 и покидает ее. Сразу же после выхода снаряда 4 из пусковой трубы происходит срабатывание пиропатрона 8, например, от электрического сигнала через концевой замыкатель, срабатывающий при выходе снаряда 4 из трубы 2 ( не показано). Срабатывание пиропатрона 8 приводит к импульсному воздействию на снаряд 4 момента, под действием которого происходит сообщение снаряду положительной экваториальной угловой скорости по тангажу (происходит опускание хвостовой части и подъем носа ракеты). В результате этого искусственно обеспечивается наиболее благоприятное для снаряда направление начального углового возмущения, обеспечивающего увеличение угла атаки, а следовательно, увеличение подъемной силы и уменьшение проседания снаряда. Снаряд после покидания трубы, получив положительную угловую скорость по тангажу, совершает сложное движение: продольное перемещение центра масс снаряда с дульной скоростью и колебательное движение в плоскости стрельбы относительно центра масс с периодом колебаний Т. В результате колебательного движения угол атаки α изменяется от положительных значений до отрицательных и обратно (за счет демпфирующего момента колебания снаряда являются затухающими). За время, равное первому полупериоду колебаний (время движения снаряда до точки А), снаряд 4 имеет угол атаки 0. На втором полупериоде (от точки А до точки Б) снаряд имеет угол 0. В точке Б угол атаки переходит через нулевое значение и на третьем полупериоду (от точки Б до точки В) имеет вновь положительные значения и т.д.

В интервале первого полупериода колебаний и по истечении минимально допустимого из условий безопасности оператора времени t_без срабатывает пирозамедлитель 7 и осуществляется включение маршевого двигателя 6. Если , то включение двигателя 6 следует осуществлять на третьем полупериоде (между точка Б и В) и т.д. Так как включение двигателя 6 осуществляется в моменты времени, когда угол атаки α≥0,, то оператор и система управления в состоянии компенсировать увод снаряда 4, обусловленный силой тяги в момент включения двигателя, и возвратить снаряд на расчетную траекторию и тем самым успешно решить боевую задачу.

Таким образом. предлагаемый способ запуска и ракетный комплекс, реализующий его, позволяют повысить надежность ракетного комплекса на начальном участке траектории в процессе выстреливания снаряда в поле управления и исключить врезание его в земную поверхность.

Использование: военная техника, ракетные и артиллерийские комплексы вооружения. Сущность изобретения: способ запуска реактивного снаряда и ракетный комплекс, реализующий его. Способ запуска включает выброс снаряда из пусковой трубы и последующее включение маршевого двигателя, в момент покидания пусковой трубы снаряду сообщают угловую скорость по тангажу, а включение маршевого двигателя осуществляют при углах атаки α≥0.. Для этого в ракетный комплекс, содержащий пусковую установку с пусковой трубой, и снаряд с вышибным и маршевым двигателями вводят формирователь экваториальной угловой скорости снаряда по тангажу после выхода его из пусковой трубы и замедлитель включения маршевого двигателя, срабатывающий через время, удовлетворяющее условию:
τ_без < τ = (n-1)T/2...n(T/2),
где τ - время, через которое срабатывает замедлитель после покидания снарядом пусковой трубы; t_без - минимально допустимое из условий безопасности оператора время, через которое возможно включение маршевого двигателя; - полупериод поперечных свободных угловых колебаний снаряда; n = 1,3,5... при положительном направлении экваториальной угловой скорости, сообщаемой снаряду по тангажу; n = 2,4,6,... при отрицательном направлении экваториальной угловой скорости, сообщаемой снаряду по тангажу. Формирователь экваториальной угловой скорости снаряда по тангажу выполнен в виде пиропатрона, установленного на снаряде и разнесенного относительно его центра масс. 2 с. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ запуска реактивного снаряда, включающий выброс снаряда из пусковой трубы и последующее включение его маршевого двигателя, отличающийся тем, что в момент покидания снарядом пусковой трубы ему сообщают экваториальную угловую скорость по тангажу, после чего осуществляют включение маршевого двигателя при значениях угла атаки α≥0, при этом время включения маршевого двигателя после покидания пусковой трубы обеспечивают большим минимально допустимого из условий безопасности оператора времени, через которое возможно включение маршевого двигателя. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что снаряду сообщают положительную экваториальную угловую скорость по тангажу, а включение маршевого двигателя осуществляют после покидания пусковой трубы через время, удовлетворяющее условию

где τ время, через которое включают маршевый двигатель после покидания снарядом пусковой трубы;
Т/2 полупериод поперечных свободных колебаний снаряда;
n 1, 3, 5. 3. Ракетный комплекс, включающий пусковую установку с пусковой трубой, в которой размещен снаряд с вышибным и маршевым двигателем и цепью запуска, отличающийся тем, что он снабжен формирователем экваториальной угловой скорости снаряда по тангажу после выхода его из пусковой трубы, а в цепь запуска маршевого двигателя введен замедлитель, срабатывающей через время, удовлетворяющее условию

где τ- время, через которое срабатывает замедлитель после покидания снарядом пусковой трубы,
τ_без. минимально допустимое из условий безопасности оператора время, через которое возможно включение маршевого двигателя;
Т/2 полупериод поперечных свободных угловых колебаний снаряда;
n 1, 3, 5. при положительном направлении экваториальной угловой скорости, сообщаемой снаряду по тангажу;
n 2, 4, 6. при отрицательном направлении экваториальной угловой скорости, сообщаемой снаряду по тангажу. 4. Ракетный комплекс по п. 3, отличающийся тем, что формирователь экваториальной угловой скорости снаряда по тангажу выполнен в виде пиропатрона, установленного на снаряде и разнесенного относительно его центра масс.