РАКЕТА Российский патент 1999 года по МПК F42B10/00 

Изобретение относится к военной технике, а именно ракетам с газодинамической системой стабилизации и может быть использовано при разработке реактивных снарядов систем залпового огня.

Для борьбы с наземными целями в настоящее время широко применяются реактивные системы залпового огня (см. например, Регентов М.Л., Реактивные системы залпового огня, Зарубежное военное обозрение, N 2, 1987 г., с. 28-33). В состав такой системы входят реактивные снаряды (ракеты), снабженные моноблочной или кассетной боевой частью, ракетным двигателем и хвостовым оперением.

Так, известные неуправляемые 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, фиг. 1.7), принятые за аналоги. Они содержат цилиндрический корпус с конической передней частью и хвостовое оперение. Их конструкция проста и достаточно надежна.

В то же время достигнутые для этих снарядов характеристики кучности и точности стрельбы не обеспечивают достаточно эффективного поражения целей.

Таким образом, задачей данного технического решения являлось обеспечение кучности и точности стрельбы при достаточно высокой надежности и простоте конструкции.

Общими признаками с предлагаемой авторами ракетой являются цилиндрический корпус с передней конической частью и хвостовое оперение.

В настоящее время направлением развития РСЗО являются увеличения дальности при одновременном повышении кучности и точности стрельбы реактивными снарядами. Увеличение дальности стрельбы осуществляется путем увеличения калибра ракеты и применением в двигателе высокоэнергетических топлив. Для повышения кучности и, следовательно, эффективности стрельбы, широкое применение нашли различные системы закрутки и поворота ракеты, позволяющие осреднить эксцентриситет реактивной тяги двигателя и аэродинамический эксцентриситет ракеты в целом. Кроме того, для повышения точности и кучности стрельбы путем снижения чувствительности ракеты к ветровым и начальным возмущениям в ракетах применяются различные устройства, например, устройства задержки раскрытия оперения для снижения ветровой чувствительности ракеты, а также различные виды систем стабилизации ракеты на начальном участке траектории.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является ракета, снабженная газодинамической системой угловой стабилизации с соплами, расположенными в передней части ракеты, по патенту России N 2071027, опубликованному 27.12.96 г., принятая за прототип. Она содержит цилиндрический корпус с передней конической частью, хвостовое оперение, ракетный двигатель и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами.

Ракета, принятая за прототип, функционирует следующим образом. При старте одновременно с ракетным двигателем запускаются газогенератор системы угловой стабилизации. За счет взаимодействия ведущего штифта ракеты с винтовым пазом направляющей осуществляется ее начальная закрутка, поддерживаемая на траектории косо поставленными лопастями хвостового оперения. За счет истечения продуктов сгорания газогенератора блока системы угловой стабилизации из сопел по нормали к продольной оси ракеты создается управляющие усилие, направление действия которой противоположно направлению действия возмущающей силы. Чувствительность отклонения ракеты от заданной траектории под действием начальных и ветровых возмущений снижается, что приводит к повышению точностных характеристики и эффективности стрельбы ракетой с газодинамической системой угловой стабилизации по сравнению с неуправляемыми ракетами.

Задачей данного технического решения (прототипа) являлось обеспечение кучности и точности стрельбы за счет использования газодинамической системы угловой стабилизации.

Однако, как показали экспериментальные исследования, эффект от применения газодинамической системы угловой стабилизации уменьшается на ракетах с дальностями стрельбы более 50 км из-за увеличения скоростей ее полета и усиления влияния скачков уплотнения набегающего потока воздуха. При взаимодействии струи газа с воздушным набегающим потоком в районе сопла образуются дополнительные скачки уплотнения. Взаимное влияние скачков уплотнения, образующихся на передней конической части и перед выдуваемой струей газа, деформируют структуру обтекания ракеты и приводят к изменению величины и нестабильности управляющего усилия системы угловой стабилизации (см., например, Краснов Н. Ф., Кошевой В.Н., Управление и стабилизация в аэродинамике. -М., "Высшая школа", 1978, с. 337-340, 360-362). Данное явление отрицательно сказывается на стабильности точностных характеристики стрельбы ракетой-прототипом.

Общим признаками с предлагаемой ракетой является наличие в ракете-прототипе цилиндрического корпуса с конической передней частью, ракетного двигателя, хвостового оперения и газодинамической системы угловой стабилизации с соплами.

В отличие от прототипа, в предлагаемой ракете сопла выполнены на цилиндрическом корпусе с удалением от передней конической части, равным (0.1.. .0.15)•L_k, где L_k -длина конической части ракеты, причем площадь поперечного сечения сопла газодинамической системы угловой стабилизации составляет (0.008. ..0.017)•S_m, где S_m -площадь Миделя ракеты, а длина конической части составляет 2.3...2.5 диаметра цилиндрической части корпуса ракеты.

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

Задачей предполагаемого изобретения является улучшение характеристик кучности и точности стрельбы и, следовательно, эффективности стрельбы за счет выбора оптимальных (по сравнению с прототипом) соотношений конструктивных параметров ракеты с системой угловой стабилизации.

Это достигается тем, что ракета, содержащая цилиндрический корпус с передней конической частью, ракетный двигатель, хвостовое оперение и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами, в отличии от прототипа, согласно изобретению, сопла в ней выполнены на цилиндрическом корпусе с удалением от передней конической части ракеты, равным (0.1...0.15)•L_k, где L_k длина конической части ракеты, причем площадь поперечного сечения сопла газодинамической системы угловой стабилизации составляет (0.008...0,017) • S_m, где S_m - площадь Миделя ракеты, а длина конической части составляет 2.3. ..2.5 диаметра цилиндрической части корпуса ракеты.

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

Выполнение ракеты вышеописанным образом позволило усилить эффект взаимодействия истекающей струи газа с набегающим потоком воздуха и добиться положительного результата
Сущность изобретения поясняется чертежом. Предлагаемая ракета состоит из цилиндрического корпуса 1 диаметром d, конической передней части 2, длина которой L_k составляет 2.3...2.5 диаметра цилиндрического корпуса, газогенератора системы угловой стабилизации 3, поперечных сопел 4, расположенных на цилиндрическом корпусе ракеты на удалении от его переднего торца на расстояние 1, равное 0.1...0.15 длины конической части, площадь выходного сечения которых S_c составляет 0.008...0.017 площади Миделя ракеты S_m= π • d²/A, ракетного двигателя 6 и хвостового оперения 5.

Ракета функционирует следующим образом. После запуска ракеты истечением из сопел 4 газа, вырабатываемого газогенератором системы угловой стабилизации 3, создается управляющая сила F_упр. Перед истекающей струей газа в результате ее взаимодействия с набегающим потоком воздуха образуется скачок уплотнения, происходит увеличение давления набегающего потока, что приводит к возникновению перепада давлений между диаметрально противоположными сторонами корпуса ракеты 1. В результате чего появляется дополнительное аэродинамическое управляющее усилие ΔF_упр, совпадающее по направлению с газодинамической силой. Однако величина приращения управляющей силы в процессе полета ракеты изменяется в зависимости от динамических характеристик набегающего потока воздуха, что приводит к нестабильности суммарного управляющего усилия системы угловой стабилизации во всем диапазоне условий эксплуатации ракеты. Как показали результаты многочисленных экспериментально-теоретических исследований нестабильность управляющего усилия в процессе полета ракеты зависит от соотношения ее конструктивных параметров, определяющих расположение и размеры сопел системы стабилизации относительно длины конической части и калибра ракеты. Выполнение предложенных в изобретении соотношений конструктивных параметров ракеты, а именно:
1/L_k=0.1...0.15; L_k/d=2.3...2.5; S_c/S_m=0.0008...0.017,
позволяет стабилизировать величину приращения управляющего усилия системы угловой стабилизации ракеты и обеспечить требуемые для парирования внешних возмущений управляющие усилия во всем диапазоне внешних условий.

Выход указанных параметров за пределы предлагаемых соотношений приводит к увеличению разброса управляющего усилия, что в свою очередь снижает точностные характеристики и эффективность стрельбы ракетой с газодинамической системой стабилизации.

Выполнение ракеты в соответствии с изобретением позволило создать условия для эффективного взаимодействия истекающей управляющей струи с набегающим воздушным потоком, обеспечить стабильность управляющего усилия, повысить точностные характеристики стрельбы и, следовательно, эффективность поражения целей.

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями опытных образцов, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время ведется разработка рабочей конструкторской документации, запланированы изготовление и испытания опытных образцов, намечено серийное производство ракеты.

Изобретение относится к области военной техники, а именно ракетам с газодинамической системой управления (стабилизации), и может быть использовано при разработке реактивных снарядов систем залпового огня. Ракета содержит цилиндрический корпус с передней конической частью, ракетный двигатель, хвостовое оперение и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами. Сопла выполнены на цилиндрическом корпусе с удалением от передней конической части, равным (0,1 -0,15) • L_к, где L_к - длина конической части ракеты, причем площадь поперечного сечения сопла газодинамической системы угловой стабилизации составляет (0,008 - 0,017) • S_м, где S_м - площадь Миделя ракеты, а длина конической части составляет 2,3 - 2,5 диаметра цилиндрической части корпуса ракеты. Изобретение позволяет создать ракету со стабильными характеристиками газодинамической системы стабилизации и высокой точностью поражения цели. 1 ил.

Ракета, содержащая цилиндрический корпус с передней конической частью, ракетный двигатель, хвостовое оперение и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами, отличающаяся тем, что сопла в ней выполнены на цилиндрическом корпусе с удалением от передней конической части, равным (0,1-0,15) L_к, где L_к - длина конической части ракеты, причем площадь поперечного сечения сопла газодинамической системы угловой стабилизации составляет (0,008-0,017)•S_м - площадь Миделя ракеты, а длина конической части составляет 2,3-2,5 диаметра цилиндрической части корпуса ракеты.