ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА Российский патент 2000 года по МПК F42B12/44 

Изобретение относится к военной технике, а именно ракетам, и может быть использовано при разработке вращающихся ракет, в том числе реактивных снарядов реактивных систем залпового огня.

Как известно, в настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с боевыми частями, снаряженными жидким наполнением на основе нефтепродуктов с огневым поражающим фактором, для огневого поражения боевой техники и живой силы противника. Одним из основных критериев эффективности таких ракет является количество жидкого наполнения, а также точность и кучность доставки боевой части к цели, так как жидкое наполнение из-за неустойчивости формы и трудностей ее сохранения в полете приводит к смещению центра масс в зависимости от динамических процессов, происходящих на ее борту, что может привести к неустойчивому полету и к снижению точности и кучности стрельбы.

Известна ракета, содержащая головную часть, ракетный двигатель и хвостовое оперение (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М. Оборонгиз, 1961 г., стр. 11, фиг. 1.7).

Такое техническое решение позволяет обеспечить доставку боеприпаса к цели, конструкция ракеты достаточно проста, однако эффективность боеприпаса не достаточна для получения требуемых параметров огневого поражения цели.

Таким образом, задача данного технического решения заключалась в доставке боеприпаса к цели без обеспечения требуемых параметров огневого поражения.

Общими признаками, с предлагаемой авторами ракетой, являются наличие головной части, ракетного двигателя и хвостового оперения.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является вращающаяся ракета, содержащая головную часть небольшого удлинения, снаряженную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, воздушную полость, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение (см. патент США N 3433437, кл. 244-3.23, опубл. в РЖ "Вооружение", N 7, 1970 г., стр. 10), принятый авторами за прототип.

Такая конструкция ракеты позволяет повысить параметры огневого поражения цели за счет снаряжения головной части жидким наполнителем, для компенсации температурного расширения которого она снабжена воздушной полостью, так как отсутствие воздушной полости при температурных колебаниях может приводить к нарушению целостности головной части. Кроме того, в ракете, с головной частью небольшого удлинения, смещение воздушной полости в процессе полета при изменении угловой скорости вращения ракеты практически не приводит к нарушениям дисбаланса масс в головной части, а следовательно, не оказывает влияния на устойчивость полета ракеты, кучность и точность стрельбы.

Особенно остро вопрос о фиксации воздушной полости в жидкости стоит для ракет систем залпового огня, характеризующихся большими относительными удлинениями головной части и нестационарным вращением вокруг продольной оси при полете на траектории, которое обеспечивается за счет взаимодействия набегающего воздушного потока с хвостовым оперением, при этом ракете сообщается нестационарная скорость вращения (зависящая от текущей скорости полета ракеты), в результате чего осредняется эксцентриситет тяги реактивного двигателя и аэродинамическая асимметрия ракеты, обеспечивая полет по заданной траектории.

Поэтому для головных частей большого удлинения необходима жесткая фиксация местоположения свободного объема в головной части, нарушение которой ведет к возникновению значительного дисбаланса масс в головной части. Перемещение жидкости в процессе полета такой ракеты, из-за наличия воздушной полости в головной части, может привести к возникновению локальной неустойчивости ракеты и, как следствие, потере устойчивости полета ракеты вплоть до схода ее с траектории.

Такое явление объясняется тем, что в условиях нестационарного вращения тел большого удлинения наблюдаются динамические процессы, приводящие к нарушению положения воздушной полости в головной части ракеты, перемещению содержимого головной части и, как следствие, к изменению углов атаки, вплоть до схода ракеты с траектории. Эти обстоятельства приводят к необходимости жесткой фиксации местоположения воздушной полости в головной части, нарушение которой ведет к возникновению дисбаланса масс в головной части и, как следствие, потере устойчивости полета ракеты вплоть до схода ее с траектории.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение огневого поражения цели за счет доставки к цели жидкого наполнителя в головной части небольшого удлинения без учета влияния возмущающих факторов, вызванных наличием в жидком наполнении воздушной полости, без предъявления требований по обеспечению ее фиксации и устойчивости полета ракеты на траектории.

Общими признаками с предлагаемой авторами вращающейся ракетой являются головная часть с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракете относительное удлинение головной части составляет 8...12 калибров, отношение начальных значений полярного и экваториального моментов инерции ракеты к их конечным значениям не превышает 1,2, носовая часть ракеты выполнена с затуплением в виде торца с круглой фаской с радиусом, составляющим 0,1...0,3 размаха хвостового оперения, а объем воздушной полости составляет 0,08...0,03 объема головной части, заполненного жидким наполнителем.

Именно 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 эффективности огневого поражения, а также точности и кучности доставки боевой части к цели за счет учета влияния возмущающих факторов, вызванных наличием в жидком наполнении воздушной полости, и повышения устойчивости полета вращающейся ракеты на траектории путем фиксирования положения воздушной полости в жидком наполнителе и организации устойчивого течения жидкого наполнителя в головной части.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракете, содержащей головную часть с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение, особенность заключается в том, что относительное удлинение головной части составляет 8...12 калибров, отношение начальных значений полярного и экваториального моментов инерции ракеты к их конечным значениям не превышает 1,2, носовая часть ракеты выполнена с затуплением в виде торца с круглой фаской с радиусом, составляющим 0,1...0,3 размаха хвостового оперения, а объем воздушной полости составляет 0,08...0,03 объема головной части, заполненного жидким наполнителем.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемой ракеты, позволяют, в частности, за счет выполнения
- относительного удлинения головной части составляющим 8...12 калибров - обеспечить значительное увеличение количества жидкого наполнения на основе нефтепродуктов и тем самым обеспечить требуемую эффективность огневого поражения цели при фиксированном расположении воздушной полости в жидком наполнителе. При удлинении головной части менее 8 калибров уменьшается количество жидкого наполнителя, что не обеспечивает требуемые параметры эффективности огневого поражения цели. При удлинении головной части более 12 калибров, из-за "вытягивания" воздушной полости при вращении ракеты, нарушается ее фиксация вдоль продольной оси и происходит распад на отдельные части (воздушные пузыри), вызывающие дисбаланс масс и потерю устойчивости полета ракеты. Таким образом, для придания ракете, снаряженной жидким наполнителем, устойчивости в полете необходимо, чтобы при вращении ракеты процесс раскручивания массы жидкого наполнителя происходил с образованием центрального воздушного канала или вихревой воронки (воздушной полости) (см., например, Л.И. Седов. Механика сплошной среды. - М.: Наука, 1976 г., т. 11, стр. 304), так как обеспечение устойчивого режима вращения жидкости (без разрушения вихревой воронки) связано с процессом поглощения жидкости вихревой воронкой и зависит от геометрических параметров тела вращения и физических свойств жидкости;
- отношения начальных значений полярного и экваториального моментов инерции ракеты к их конечным значениям не превышающими 1,2 - обеспечить фиксированное расположение воздушного ядра в головной части путем сохранения стабильности параметров движения ракеты, а именно стабильности частоты вращения и частоты нутационных колебаний; при значениях более 1,2 - возникает вероятность возникновения собственных колебаний вихревой воронки и, соответственно, потерей устойчивости полета ракеты, за счет изменений инерционных характеристик ракеты,
- носовой части ракеты выполненной с затуплением в виде торца с круглой фаской с радиусом, составляющим 0,1. ..0,3 размаха хвостового оперения - обеспечить уменьшение изгибающих моментов действующих на ракету в полете, что позволяет существенно снизить интенсивность нутационных колебаний ракеты, вероятность возникновения собственных колебаний вихревой воронки и потерю устойчивости полета ракеты. На фиг. 2 представлены эпюры изгибающих моментов для классической ракетной схемы с заостренной носовой частью (зависимость 1) и предлагаемой схемы с затуплением в виде торца с круглой фаской (зависимость 2). Выполнение затупления головной части в виде торца с круглой фаской с радиусом, составляющим 0,1...0,3 размаха хвостового оперения, способствует уменьшению изгибающих моментов на 25...55%, относительно уровня, присущего коническим формам носовой части, что позволяет существенно снизить вероятность возникновения собственных колебаний вихревой воронки и потери устойчивости полета ракеты. При уменьшении радиуса фаски менее 0,1 размаха хвостового оперения форма носовой части приближается к форме плоского торца, что влечет за собой возникновение локальных скачков уплотнений на носовой части, повышение величин углов атаки, разброса их значений и, как следствие, резкое увеличение технического рассеивания ракет и ошибок стрельбы. При радиусе фаски, большем 0,3 размаха хвостового оперения, структура обтекания головной части приближается к классической, свойственной ракете с заостренной носовой частью, что не позволяет добиваться снижения уровня изгибающего момента, и тем самым снизить вероятность возникновения собственных колебаний вихревой воронки и потери устойчивости полета ракеты,
- объема воздушной полости, составляющего 0,08...0,03 объема головной части заполненного жидким наполнителем - обеспечить требуемые параметры воздушного ядра и надежность его фиксации в полете. При увеличении воздушной полости более 0,08 объема головной части заполненного жидким наполнителем из-за увеличения размера возрастает риск ее распада на фрагменты (воздушные пузыри), отрицательно влияющие на устойчивость полета вращающейся ракеты. При уменьшении воздушной полости менее 0,03 объема головной части, заполненного жидким наполнителем, отмечено резкое возрастание "инерционности" ее перемещения в наполнителе, что не позволяет в начальной фазе движения вращающейся ракеты добиться фиксации воздушной полости вдоль продольной оси ракеты, что ухудшает устойчивость полета ракеты, вследствие возникновения дисбаланса масс головной части.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид ракеты, на фиг. 2 показана зависимость 1 эпюры изгибающего момента ракеты классической схемы с заостренной носовой частью и зависимость 2 эпюры изгибающего момента ракеты, предлагаемой в изобретении.

Предлагаемая вращающаяся ракета содержит головную часть 1 с затуплением в виде торца 2 с круглой фаской с радиусом R, составляющим 0,1...0,3 размаха хвостового оперения, жидкий наполнитель 3, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя 4, воздушную полость 5, ракетный двигатель 6 и хвостовое оперение 7. На фиг. 1 обозначены радиус круглой фаски R, калибр d, размах оперения H и длина головной части L.

Вышеописанное устройство работает следующим образом.

После запуска ракетного двигателя 6, ракета при движении по заданной траектории взаимодействует с набегающим потоком воздуха и за счет хвостового оперения 7 раскручивается, при этом центробежные силы перемещают жидкое наполнение 3 в головной части 1 в радиальном направлении, а воздушная полость 5 размещается в центре вдоль продольной оси, принимая устойчивую форму воздушного ядра в фиксированном относительно центра масс системы положении и сохраняет его во всех диапазонах изменения угловых скоростей, которыми и характеризуются нестационарные скорости вращения ракеты до подхода к цели, срабатывания устройства для разбрасывания и воспламенения наполнителя 4 и последующего огневого поражения цели.

Выполнение ракеты в соответствии с изобретением позволило повысить эффективность огневого поражения в 2-3 раза, а также точность и кучность доставки боевой части к цели на 15-20%.

Изобретение может быть использовано при разработке вращающихся ракет, в том числе реактивных снарядов реактивных систем залпового огня.

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

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены государственные испытания, намечено серийное производство.

Изобретение относится к области военной техники, а именно к ракетам, и может быть использовано при разработке вращающихся ракет, в том числе реактивных снарядов реактивных систем залпового огня. Вращающаяся ракета содержит головную часть с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, реактивный двигатель и хвостовое оперение. Относительное удлинение головной части составляет 8 - 12 калибров, отношение начальных значений полярного и экваториального моментов инерции ракеты к их конечным значениям не превышает 1,2. Носовая часть ракеты выполнена с затуплением в виде торца с круглой фаской с радиусом, составляющим 0,1 - 0,3 размаха хвостового оперения, а объем воздушной полости составляет 0,08 - 0,03 объема головной части, заполненного жидким наполнителем. Выполнение вращающейся ракеты в соответствии с изобретением позволяет повысить эффективность огневого поражения в 2 - 3 раза, а также точность и кучность доставки боевой части к цели на 15 - 20%. 2 ил.

Вращающаяся ракета, содержащая головную часть с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение, отличающаяся тем, что в ней относительное удлинение головной части составляет 8 - 12 калибров, отношение начальных значений полярного и экваториального моментов инерции ракеты к их конечным значениям не превышает 1, 2, носовая часть ракеты выполнена с затуплением в виде торца с круглой фаской с радиусом, составляющим 0,1 - 0,3 размаха хвостового оперения, а объем воздушной полости составляет 0,08 - 0,03 объема головной части, заполненного жидким наполнителем.