ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА Российский патент 2001 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 систем залпового огня.

Как известно, в настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с боевыми частями, снаряженными жидким наполнителем 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 случайному дисбалансу масс ракеты в зависимости от динамических процессов, сопровождающих ее полет, что может привести к потере устойчивости полета, снижению точности и кучности стрельбы и боевой эффективности в целом.

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

Такое техническое решение позволяет обеспечить доставку боеприпаса к цели, конструкция ракеты достаточно проста, однако эффективность боеприпаса недостаточна 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 с относительным удлинением 8-12 калибров, снаряженную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, воздушную полость, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение, принятая авторами за прототип (патент РФ N 2154799).

Такая конструкция ракеты позволяет решать задачу 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 целью снижения вероятности случайного смещения воздушной полости в процессе полета, отрицательно влияющего на устойчивость движения и боевую эффективность ракеты в целом, ограничена величина отношения начальных значений моментов инерции к их конечным значениям, а носовая часть ракеты выполнена торцевой с радиусом округления, зависящим от размаха оперения ракеты.

Особенно остро вопрос о фиксации воздушной полости в жидкости стоит для ракет залпового огня, характеризующихся большими значениями стартовых перегрузок и наличием интенсивных колебательных и изгибных движений корпуса, обусловленных высоким относительным удлинением ракеты.

Поэтому в этих условиях для ракет большого удлинения необходима гарантированная фиксация местоположения свободного объема в головной части, случайное нарушение которой ведет к появлению значительного дисбаланса масс в головной части и ракеты в целом, возникновению локальной неустойчивости полета ракеты и, как следствие, потере точностных характеристик стрельбы.

Такое явление объясняется тем, что в условиях нестационарного вращения тел большого удлинения под действием осевых перегрузок и интенсивных колебаний корпуса ракеты наблюдаются динамические процессы, приводящие к нарушению положения воздушной полости в головной части ракеты, случайному перемещению содержимого головной части и, как следствие, к изменению углов атаки и явлению неустойчивости полета. Эти обстоятельства приводят к необходимости гарантированной 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 с учетом влияния возмущающих факторов, вызванных наличием в жидкостном наполнении воздушной полости, с предъявлением специальных требований по обеспечению ее фиксации и устойчивого полета ракеты на траектории.

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

В отличие от прототипа в предлагаемой ракете отношение тяги реактивного двигателя к массе ракеты выполнено равным (0,005-0,015)η, смещение центра масс ракеты относительно центра масс головной части не превышает 3d, а на головной части и реактивном двигателе выполнены кольцевые утолщения числом не менее трех, диаметр D которых составляет 1,03-1,05 диаметра корпуса ракеты, причем одно из утолщений является общим и для головной части и для ракетного двигателя: где η - вязкость наполнителя; d - диаметр корпуса ракеты; D - диаметр кольцевых утолщений.

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 предлагаемого изобретения является повышение эффективности огневого поражения, а также точности и кучности доставки боевой части к цели за счет учета влияния стартовых осевых перегрузок и колебательных движений корпуса ракеты на поведение в жидком наполнителе воздушной полости и повышения устойчивости полета вращающейся ракеты путем гарантированного фиксирования положения воздушной полости в жидком наполнителе на стартовом участке траектории ракеты.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракете, содержащей головную часть с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, ракетный двигатель и хвостовое оперение, особенность заключается в том, что отношение тяги реактивного двигателя к массе ракеты выполнено равным (0,005-0,015)η, смещение центра масс ракеты относительно центра масс головной части не превышает 3d, а на головной части и реактивном двигателе выполнены кольцевые утолщения числом не менее трех, диаметр D которых составляет (1,03-1,05)d, причем одно из утолщений является общим и для головной части и для ракетного двигателя, где η - вязкость наполнителя; d - диаметр корпуса ракеты; D - диаметр кольцевых утолщений, м.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемой ракеты позволяют, в частности, за счет выполнения:
- отношения тяги реактивного двигателя к массе ракеты (т.е. осевой перегрузки), равным (0,005-0,015)η, где η - вязкость наполнителя (пуаз), обеспечить диапазон стартовых перегрузок, функционально связанный с важнейшим параметром наполнителя (вязкостью), в котором течение наполнителя и перемещение в нем воздушной полости происходят безразрывно, с необходимой динамикой. При отношении тяги реактивного двигателя к массе ракеты, меньшем 0,005η, замедляется процесс формирования центральной воздушной полости и стартовый участок траектории искажается вследствие возникающего дисбаланса масс ракеты. При отношении тяги реактивного двигателя к массе ракеты, большем 0,015η,,происходит резкое "вытягивание" воздушной полости при вращении ракеты, нарушается ее фиксация вдоль продольной оси и происходит распад на отдельные части (воздушные пузыри), вызывающие также 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 устойчивого центрального воздушного канала или вихревой воронки (воздушной полости) (см., например, Седов Л.И. Механика сплошной среды. - М. : Наука, 1976 г. , т. II, с. 304), так как обеспечение устойчивого режима вращения жидкости (без разрушения вихревой воронки) связано с процессом поглощения жидкости вихревой воронкой и зависит от осевых перегрузок ракеты и физических свойств жидкости;
- смещения центра масс ракеты относительно центра масс головной части, не превышающим 3D, минимизировать возникающие при перемещении воздушной полости и наполнителя возмущающие моменты относительно центра масс ракеты и тем самым резко снизить вероятность возникновения нутационных колебаний ракеты и, как следствие, вероятность возникновения собственных колебаний вихревой воронки, т.е. повысить устойчивость полета ракеты;
- на головной части ракеты и ракетном двигателе кольцевых утолщений числом не менее трех, диаметр которых составляет 1,03-1,05 диаметра корпуса ракеты, причем одно из утолщений является общим и для головной части и для ракетного двигателя - 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.

На фиг. 2 представлены графики зависимостей амплитуд изгибных колебаний корпуса ракеты от времени без кольцевых утолщений (зависимость 1) и предлагаемой схемы ракеты с числом кольцевых утолщений не менее трех (зависимость 2); следует отметить, что выполнение одного или двух кольцевых утолщений не решает задачи уменьшения амплитуд изгибных колебаний (зависимость 3). При диаметре кольцевых утолщений, меньшем 1,03 диаметра корпуса ракеты, снижения интенсивности изгибных колебаний практически не наблюдаются. При увеличении диаметра кольцевых утолщений сверх 1,05 диаметра корпуса ракеты на них начинают формироваться локальные скачки уплотнений, обтекание ракеты становится с отрывом потока, что приводит к резкому увеличению технического рассеивания ракет и ошибок стрельбы, вызывая в целом снижение боевой эффективности. Наличие общего утолщения в месте стыка головной части и реактивного двигателя в наибольшей степени способствует снижению уровня изгибающего момента ракеты и тем самым снижает вероятность возникновения собственных колебаний вихревой воронки и потери устойчивости полета ракеты.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид ракеты, на фиг. 2 показана зависимость 1 - амплитуды изгибных колебаний ракеты без кольцевых утолщений, зависимость 2 - амплитуды изгибных колебаний ракеты, предлагаемой в изобретении, зависимость 3 - амплитуды изгибных колебаний ракеты с числом кольцевых утолщений менее трех.

Предлагаемая вращающаяся ракета содержит головную часть 1, жидкий наполнитель 2, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя 3, воздушную полость 4, реактивный двигатель 5, хвостовое оперение 6 и кольцевые утолщения 7. На фиг. 1 обозначены: X_р - положение центра тяжести ракеты, X_гч - положение центра тяжести головной части, диаметр корпуса ракеты d, диаметр кольцевых утолщений D.

Вышеописанное устройство работает следующим образом.

После запуска реактивного двигателя 5 ракета при движении по заданной траектории взаимодействует с набегающим потоком воздуха и за счет хвостового оперения 6 раскручивается, при этом центробежные силы и осевые перегрузки перемещают жидкое наполнение 2 в головной части 1 в осевом и радиальном направлениях, а воздушная полость 4 размещается вдоль продольной оси ракеты, принимая устойчивую форму центрального воздушного ядра в фиксированном относительно центра масс ракеты положении и сохраняя его во всех диапазонах изменения параметров движения ракеты до подхода ее к цели, срабатывания устройства для разбрасывания и воспламенения наполнителя 3 и последующего огневого поражения цели.

Выполнение ракеты в соответствии с изобретением позволило повысить эффективность огневого поражения в 3-4 раза, а также повысить точность и кучность доставки боевой части к цели на 20-30%.

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 конструктивная 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. Сущность изобретения: во вращающейся ракете, содержащей головную часть с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, реактивный двигатель и хвостовое оперение, согласно изобретению отношение тяги реактивного двигателя к массе ракеты выполнено равным (0,005 - 0,015)η, смещение центра масс ракеты относительно центра масс головной части не превышает 3d, а на головной части и реактивном двигателе выполнены кольцевые утолщения числом не менее трех, диаметр D которых составляет 1,03 - 1,05 диаметра корпуса ракеты, причем одно из утолщений является общим и для головной части, и для ракетного двигателя, при этом η- вязкость наполнителя; d - диаметр корпуса ракеты; D - диаметр кольцевых утолщений. Выполнение ракеты в соответствии с изобретением позволило повысить эффективность огневого поражения в 3 - 4 раза, а также повысить точность и кучность доставки боевой части к цели на 20 - 30%. 2 ил.

Вращающаяся ракета, содержащая головную часть, снаряженную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, реактивный двигатель и хвостовое оперение, отличающаяся тем, что в ней отношение тяги реактивного двигателя к массе ракеты принято равным (0,005-0,015)η, смещение центра масс ракеты относительно центра масс головной части не превышает 3d, а на головной части и реактивном двигателе выполнены кольцевые утолщения числом не менее трех, диаметр D которых составляет (1,03-1,05)d, причем одно из утолщений является общим и для головной части и для ракетного двигателя, при этом η - вязкость наполнителя, d - диаметр корпуса ракеты, м, D - диаметр кольцевых утолщений, м.