РАКЕТА Российский патент 1999 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам (реактивным снарядам) реактивных систем залпового огня, снабженным газодинамической системой угловой стабилизации.

Объект изобретения представляет собой ракету с повышенной кучностью стрельбы.

Для борьбы со многими наземными целями в настоящее время широко применяются реактивные системы залпового огня. В состав таких систем входят ракеты (реактивные снаряды), корпус которых выполнен в виде сочетания конического участка (относящегося к головной части) и цилиндрического участка.

Примером таких ракет являются ракеты М8 и М13, обеспечивающие поржение площадных целей (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М: Оборонгиз 1961, с. 11), принятые за аналоги. В цилиндрической части корпуса этих ракет размещены реактивный двигатель и стабилизатор, а головная часть выполнена в виде сочетания цилиндрического участка того же диаметра, что и у реактивного двигателя, и конического участка. Достоинством этих ракет является возможность нанесения массированного удара по групповым и площадным целям при простоте конструкции, обслуживания и боевого применения.

Задачей данного технического решения являлось обеспечение доставки к цели полезной нагрузки (боевой части) при минимальных энергозатратах.

В то же время достигнутые для этих ракет характеристики кучности стрельбы (величина отклонения точек падения ракет в залпе от центра их группирования) не обеспечивают достаточно эффективного поражения целей.

Общими признаками с предлагаемой авторами ракетой является наличие в составе ракет-аналогов корпуса, включающего конический и цилиндрический участки.

В настоящее время для повышения кучности и, следовательно, боевой эффективности применяются ракеты, снабженные системой угловой стабилизации. Положительный эффект от применения таких ракет особенно возрастает с увеличением их дальности стрельбы. Применение системы угловой стабилизации позволяет сохранить угловое положение ракеты, приданное ей до старта, на траектории в течение всего времени работы системы. За счет этого достигается существенное повышение кучности стрельбы как по дальности, так и по направлению. Кроме того, за счет отсутствия искривления траектории под действием силы тяжести достигается и повышение дальности стрельбы.

Поэтому наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату к изобретению является ракета (реактивный снаряд) реактивной системы залпового огня "Смерч" (смотри, например, журнал "Military Parade", М., АО "Милитэри Перейд", may-june 1994, р. 22-27 /120-121/), принятая авторами за прототип. Она содержит корпус с коническим и цилиндрическим участками и систему угловой стабилизации, включающую разовый аккумулятор давления. Ракета, принятая за прототип, функционирует следующим образом.

В момент схода ракеты с направляющей включается в работу система угловой стабилизации. Работа ее продолжается на всем или большей части активного участка траектории. В результате сгорания специального порохового заряда в аккумуляторе давления создается давление пороховых газов, которое используется для приведения в действие исполнительных органов системы угловой стабилизации, например рулей. В результате работы исполнительных органов создаются управляющие силы и моменты, парирующие действующие на ракету возмущающие факторы (эксцентриситет тяги, ветровые и начальные угловые возмущения). В результате этого достигается более точное попадание ракеты в район цели.

Проведенный анализ показывает, что необходимым условием полета ракеты по заданной траектории на неуправляемом участке траектории (после окончания работы системы угловой стабилизации) является обеспечение определенного запаса статической устойчивости, характеризующегося отрицательным значением коэффициента стабилизирующего момента mαz

(Н.Ф. Краснов, Б.Н. Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. - М.: "Высшая школа". 1978, с. 31-33). Однако постоянно действующий на ракету стабилизирующий момент препятствует эффективной работе системы угловой стабилизации на управляемом участке, так как направление его действия противоположно действию управляющего момента.

Задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение характеристик кучности и дальности стрельбы по сравнению с неуправляемыми снарядами.

Общими признаками с предлагаемой ракетой являются наличие в ракете-прототипе корпуса с коническим и цилиндрическим участками и системы угловой стабилизации с аккумулятором давления.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракете в цилиндрической части корпуса в плоскости, перпендикулярной образующей и отстоящей от стыка цилиндрического и конического участков на расстоянии (0.015...0.020)L_ц, выполнено не менее двух сквозных радиальных каналов, сообщающихся с аккумулятором давления,
где L_ц - длина цилиндрического участка корпуса.

Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных 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 предполагаемого изобретения является повышение кучности и дальности стрельбы за счет снижения аэродинамического стабилизирующего момента на участке работы системы угловой стабилизации и повышения его на неуправляемом участке полета.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракете, содержащей корпус с коническим и цилиндрическим участками и систему угловой стабилизации с аккумулятором давления, согласно изобретению), в цилиндрической части корпуса в плоскости, перпендикулярной образующей и отстоящей от стыка цилиндрического и конического участков на расстоянии (0,015...0,020)L_ц, выполнено не менее двух сквозных радиальных каналов, сообщающихся с аккумулятором давления, где L_ц - длина цилиндрического участка корпуса.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между узлами и деталями ракеты позволяют, в частности, за счет выполнения:
- сквозных радиальных каналов, сообщающихся с аккумулятором давления, - обеспечить смещение центра давления к носовой части ракеты на уаправляемом участке полета и за счет этого повысить управляемость ракеты, а также обеспечить смещение центра давления к хвостовой части ракеты после окончания работы системы угловой стабилизации и за счет этого повысить устойчивость ракеты на этом участке;
- каналов в цилиндрической части корпуса в плоскости, перпендикулярной образующей и отстоящей от стыка цилиндрического и конического участков на расстоянии (0,015...0,020)L_ц, где L_ц - длина цилиндрического участка корпуса - исключить возможность запирания каналов, препятствующую перетеканию воздуха, а также снизить лобовое сопротивление ракеты и обеспечить наибольшую величину коэффициента стабилизирующего момента;
- не менее двух сквозных каналов - обеспечить выравнивание давления воздуха на носовой части корпуса на направляемом участке полета при произвольном угловом положении ракеты.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид ракеты, на фиг. 2 - поперечный разрез ее в плоскости каналов, а на фиг. 3 - отношение коэффициента стабилизирующего момента на управляемом участке траектории (mαz

)_упр к тому же коэффициенту на неуправляемом участке (mαz)_неупр в зависимости от удаленности плоскости расположения каналов от стыка цилиндрического и конического участков корпуса.

Ракета состоит из корпуса 1, системы угловой стабилизации 2, содержащей аккумулятор давления 3, радиальные сквозные каналы 4 и камеру 5. Каналы 4 расположены в цилиндрической части корпуса и их оси лежат в одной плоскости А-А, перпендикулярной образующей. Каналы 4 выходят в атмосферу и газодинамически связаны между собой через камеру 5. Кроме того, через патрубок 6 они связаны с аккумулятором давления 3. Плоскость А-А отстоит от стыка конической и цилиндрической частей корпуса 7 на расстоянии L=(0.015... 0.020)L_ц.

Функционирование ракеты происходит следующим образом. После схода ракеты с направляющей при действии на нее возмущающих факторов начинает работать система угловой стабилизации 2, создавая управляющий момент M_упр, направление которого противоположно угловому отклонению ракеты под действием возмущении. Одновременно газы из аккумулятора 3 через патрубок 6 попадают в камеру 5 и каналы 4, создавая там повышенное давление и препятствуя перетеканию через них набегающего на снаряд потока воздуха. В результате этого повышается коэффициент подъемной силы носовой части корпуса Cαу

_нос. Кроме того, в результате истечения газов из каналов 4 смещается к носику ракеты центр давления носовой части (точка приложения подъемной силы, создаваемой носовой частью корпуса 8). Благодаря этому уменьшается величина коэффициента стабилизирующего момента ракеты mαz , которая определяется по зависимости:

где Cαу_стаб - - коэффициент подъемной силы стабилизатора (оперения);
- относительная величина расстояния между центром давления стабилизатора и центром масс ракеты;
L_р - длина ракеты;
- относительная величина расстояния между центром давления носовой части корпуса и центром масс ракеты.

За счет минимизации величины mαz

повышается эффективность работы системы угловой стабилизации 2 (система становится в состоянии парировать более высокие возмущения) и за счет этого повышается кучность и дальность стрельбы. После окончания работы системы угловой стабилизации 2 давление газа в аккумуляторе 3 и каналах 4 падает до атмосферного. При отклонении оси ракеты от вектора скорости (появлении угла атаки) на наветренной стороне корпуса создается повышенное давление воздуха, а на подветренной части - разряжение. Наличие сквозных каналов 4, лежащих в одной плоскости, способствует выравниванию давления воздуха за счет его перетекания с наветренной стороны на подветренную. В результате этого величина Cαу_нос падает. Кроме того, после прекращения истечения газов из каналов 4 смещается к хвосту ракеты центр давления носовой части. Произведение уменьшается, а абсолютная величина коэффициента mαz растет. Под действием возросшего стабилизирующего момента ракета парирует возникающие углы атаки, а следовательно, и на неуправляемом участке полета обеспечивается повышение кучности и дальности стрельбы
В связи с тем что ракеты случайным образом или принудительно проворачиваются в полете относительно продольной оси, каналы 4 будут эффективно работать только, если их будет не менее двух. В случае если канал только один, перетекание воздуха может оказаться невозможным, если ракета займет такое положение, что ось этого канала будет перпендикулярна плоскости угла атаки (на фиг. 1 - плоскости чертежа).

Проведенные испытания различных конструктивных схем ракет с каналами 4 в условиях аэродинамической трубы показали, что каналы 4 эффективно работают только в случае, если их оси расположены в одной плоскости. Угловое смещение осей противолежащих каналов приводит к их "запиранию", препятствующему перетеканию воздуха. Место расположения плоскости каналов (А-А) также имеет большое значение. Эксперименты показали, что выполнение каналов 4 на конической части корпуса ракеты оказывается нерациональным, так как ведет к увеличению коэффициента лобового сопротивления ракеты и уменьшению дальности стрельбы. Полученная картина изменения коэффициента стабилизирующего момента на управляемом участке траектории (mαz

)_упр по отношению к тому же коэффициенту на неуправляемом участке (mαz)_неупр в функции L/L_ц (фиг.3) показывает, что наибольший эффект достигается при L = (0,015...0,020) L_ц. Физическая картина подобного изменения относительной величины коэффициента mαz связана с тем, что при L > 0,020 L_ц каналы 4 сближаются с центром масс ракеты, и эффект от их применения теряется. При L < 0,015 L_ц выходная часть канатов 4 при движении ракеты со сверхзвуковой скоростью оказывается в районе расположения присоединенного скачка уплотнения, что ведет к частичному или полному "запиранию" каналов и потере их работоспособности.

Предложенное выполнение ракеты позволило в 3...4 раза снизить стабилизирующий момент на управляемом участке траектории при обеспечении устойчивого движения с малыми углами атаки на неуправляемом участке. Это дало возможность обеспечить полное парирование системой угловой стабилизации угловых возмущений во всем диапазоне их изменения и за счет этого повысить кучность стрельбы в 1,5...2,0 раза, а дальность стрельбы до 10%.

Полученный положительный эффект подтвержден в ходе испытаний ракет, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.

Изобретение относится к ракетной технике. Ракета имеет корпус в виде цилиндрического и конического участков, а также систему угловой стабилизации с аккумулятором давления. В цилиндрической части корпуса в плоскости, перпендикулярной образующей, выполнено по меньшей мере два сквозных радиальных канала, сообщенных с аккумулятором давления. При этом каналы расположены на расстоянии 0,015 - 0,020 длины цилиндрического участка от стыка цилиндрического и конического участков корпуса. Изобретение позволяет повысить кучность стрельбы. 3 ил.

Ракета, содержащая корпус с коническим и цилиндрическим участками, систему угловой стабилизации с аккумулятором давления, отличающаяся тем, что в цилиндрической части корпуса в плоскости, перпендикулярной образующей и отстоящей от стыка цилиндрического и конического участков на расстоянии 0,015 - 0,020 длины цилиндрического участка корпуса, выполнено по меньшей мере два сквозных радиальных канала, сообщенных с аккумулятором давления.