ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА Российский патент 2002 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, с.11, фиг.1.7).

Такое техническое решение позволяет обеспечить доставку боеприпаса к цели, конструкция ракеты достаточна 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, 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 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 скругления, 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) является повышение огневого поражения цели за счет доставки к цели жидкого наполнителя в головной части с учетом влияния возмущающих факторов, вызванных наличием в жидкостном наполнителе 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, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракете головная часть содержит передний конус, причем конус выполнен в длине, составляющей (5...10)ηl, а размах оперения составляет 2...4 длины конуса, где l длина головной части, η - вязкость наполнителя, П.

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 зашиты, 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 головная часть содержит передний конус, причем конус выполнен в длине, составляющей (5. . .10)ηl, а размах оперения составляет 2...4 длины конуса, где l - длина головной части, η - вязкость наполнителя, П.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемой ракеты позволяют, в частности, за счет выполнения:
- переднего конуса на головной части ускорить процесс формирования центральной воздушной полости. При увеличении длины конуса сверх 10ηl возрастает риск разрушения воздушной полости при действии стартовых перегрузок. При уменьшении длины конуса ниже уровня 5ηl процесс формирования центральной воздушной полости затягивается, что увеличивает вероятность возникновения дисбаланса на стартовом участке траектории и нарушает условия устойчивости полета ракеты;
- размаха оперения, зависящим от длины конуса, оптимально компенсировать опрокидывающий аэродинамический момент, возникающий на переднем конусе на стартовом участке траектории ракеты. При размахе оперения меньшем двух длин конуса возникающий на оперении ракеты стабилизирующий момент не в состоянии парировать опрокидывающий момент, возникающий на переднем конусе, что вызывает потерю устойчивости полета ракеты. При размахе оперения, большем четырех длин конуса, на оперении возникают избыточные аэродинамические нагрузки, отрицательно сказывающиеся на устойчивости конструкции ракеты к внешним факторам, вплоть до разрушения ракеты.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен общий вид ракеты, на фиг.2 показана эпюра 1 - аэродинамических нагрузок при размахе оперения меньше двух длин конуса; эпюра 2 - аэродинамических нагрузок при размахе оперения больше четырех длин конуса; эпюра 3 - аэродинамических нагрузок при размахе оперения 2...4 длины конуса - желаемая балансировочная схема нагружения.

Предлагаемая вращающаяся ракета содержит головную часть 1 с передним конусом 2, жидкий наполнитель 3, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя 4, воздушную полость 5, реактивный двигатель 6, хвостовое оперение 7. На фиг.1 обозначены Н - размах оперения; l - длина конуса.

Вышеописанное устройство работает следующим образом.

После запуска реактивного двигателя 6 ракета при движении по заданной траектории взаимодействует с набегающим потоком воздуха и за счет косопоставленного хвостового оперения 7 раскручивается, при этом центробежные силы и осевые перегрузки перемещают жидкое наполнение 3 в головной части 1 в осевом и радиальном направлениях, а воздушная полость 5 начинает формироваться с переднего конуса 2, принимая устойчивую форму центрального воздушного ядра в фиксированном относительно продольной оси ракеты положении, и сохраняет его во всех диапазонах изменения параметров движения ракеты до подхода ее 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 1,5-2 раза, а также повысить 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 ракетного вооружения. Вращающаяся ракета содержит головную часть с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, устройство разбрасывания и воспламенения наполнителя, реактивный двигатель и хвостовое оперение. Головная часть выполнена с передним конусом длиной (5...10)η•l, где l - длина головной части, η - вязкость наполнителя, П, а размах оперения составляет 2...4 длины конуса. Изобретение позволяет повысить эффективность огневого поражения, а также точность и кучность доставки боевой части к цели. 2 ил.

Вращающаяся ракета, содержащая головную часть с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, реактивный двигатель, хвостовое оперение, отличающаяся тем, что головная часть выполнена с передним конусом длиной (5. . . 10)η•l, где l - длина головной части, η - вязкость наполнителя, П, а размах хвостового оперения составляет 2. . . 4 длины конуса.