СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТОЙ И РАКЕТА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ Российский патент 2008 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к военной технике, а конкретно к малогабаритным управляемым ракетам и способам стрельбы ими.

Известен способ стрельбы управляемой ракетой, включающий разгон ракеты кратковременно работающим стартовым двигателем с одновременным выводом ракеты на линию визирования цели и последующим его отделением. Данный способ реализован в комплексе "Тунгуска" [Журнал "Авиапанорама", сентябрь-октябрь, 1999 г., стр.56-57]. Недостатком этого способа является то, что при отделении двигателя ракета неизбежно получает боковые возмущения, на демпфирование которых требуется время, что увеличивает минимальную дальность поражения ракетой. Полученные ракетой при отделении двигателя боковые возмущения увеличиваются тем больше, чем больше масса двигателя. Следовательно, данный способ накладывает ограничения на величину двигателя относительно ракеты, а следовательно, ограничивает скорость ракеты. Увеличение скорости требует увеличения количества топлива и соответственно увеличения корпуса двигательной установки.

Известен способ стрельбы управляемой ракетой, выбранный в качестве прототипа, который заключается в двухэтапном разгоне ракеты вспомогательным и основным стартовыми двигателями с выводом ракеты на линию визирования цели при разгоне и последовательным отделением двигателей после окончания их работы (патент №2191985).

Способ стрельбы поэтапным разгоном обеспечивает ракетному комплексу повышение его тактико-технических характеристик. В данном случае он уменьшает силовое воздействие основного двигателя на боевую машину, однако применение этого способа имеет ряд недостатков, а именно:

- разгон управляемой ракеты на первом этапе вспомогательным двигателем, размещенным в выходной части сопла основного двигателя по условиям безопасности пусковой установки, требует временной задержки включения основного двигателя после отделения вспомогательного, в течение которого отработавший вспомогательный двигатель под действием силы тяжести переместится из зоны действия реактивной струи основного двигателя, иначе реактивная струя может отбросить двигатель в пусковую установку. Задержка включения основного стартового двигателя после окончания работы вспомогательного приводит к увеличению ветрового и технического рассеивания траектории ракеты, особенно при стрельбе в движении, что увеличивает минимальную дальность поражения ракетой, так как увеличение рассеивания требует дополнительного времени на выведение управляемой ракеты на линию визирования цели;

- использование поочередного отделения двигателей, проведенное с временной задержкой, приводит к суммированию возмущений, полученных при каждом разделении, что еще больше увеличивает рассеивание;

- при стрельбе под большими углами возвышения время задержки требуется увеличить, что увеличит рассеивание траектории ракеты;

Отсюда следует, что обеспечение уменьшения силового воздействия реактивной струи на пусковую установку существенно снижает другие тактико-технические характеристики ракеты за счет увеличения минимальной дальности поражения ракетой. Видимо, проще обеспечить устойчивость пусковой установки к воздействию реактивной струи.

Известна управляемая ракета, выбранная в качестве прототипа (патент №2222771), содержащая отделяемый стартовый двигатель, снабженный посадочным гнездом на переднем торце, в котором установлена маршевая ступень с поршнем и юбкой, охватывающей ее задний конец, и упором на переднем торце гнезда.

Разгон ракеты на стартовом участке осуществляется стартовым двигателем, в момент окончания работы стартового двигателя происходит его отделение, например набегающим потоком воздуха. При разделении упор обеспечивает остановку поршня в момент выхода маршевой ступени из посадочного гнезда.

Недостатком такого устройства является то, что в момент отделения двигателя при ударе торца юбки в торец упора происходит смятие стенки юбки, отсутствие свободного пространства между внутренним диаметром посадочного гнезда и внешним диаметром юбки приводит к заклиниванию маршевой ступени в посадочном гнезде двигателя сминаемой частью юбки, что приводит к торможению маршевой ступени и может сообщить ей боковое возмущение.

При заклинивании может произойти прорыв газов на задний торец маршевой ступени и повреждение функциональных блоков ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение боевой эффективности ракеты за счет уменьшения минимальной дальности поражения путем уменьшения возмущений при разделении, повышение надежности управляемой ракеты.

Решение указанной задачи заключается в том, что в известном способе стрельбы управляемой ракетой, включающем вывод ракеты на линию визирования цели при разгоне, осуществляемым в два этапа стартовыми двигателями, отделяемыми после окончания их работы, разгон управляемой ракеты и выведение ее на линию визирования цели осуществляют на первом этапе основным реактивным двигателем большой тяги, после окончания работы которого включают вспомогательный двигатель, при этом основной и вспомогательный двигатель отделяют одновременно по окончании работы вспомогательного двигателя.

Способ реализуется управляемой ракетой, содержащей отделяемый стартовый двигатель с посадочным гнездом на переднем торце, в котором установлена маршевая ступень с поршнем, снабженным юбкой, охватывающей ее задний конец, и упор на переднем торце посадочного гнезда, при этом ракета дополнительно содержит вспомогательный двигатель, установленный внутри корпуса отделяемого стартового двигателя, в передней части посадочного гнезда, за упором, выполнена кольцевая полость, а упор снабжен коническим буртом, выступающим в кольцевую полость, при этом по переднему торцу юбки поршня, на внутренней поверхности, выполнена фаска, в перегородке поршня расположен электровоспламенитель, электрически связанный с маршевой ступенью, а за задней стенкой перегородки поршня расположен пороховой заряд быстрогорящего топлива.

Разгон управляемой ракеты на первом этапе основным двигателем, а затем вспомогательным с одновременным их отделением позволяет уменьшить боковые возмущения.

Уменьшение рассеивания траектории управляемой ракеты на старте достигается за счет исключения задержки включения и одновременного отделения.

Уменьшение рассеивания траектории управляемой ракеты после разделения достигается за счет уменьшения бокового импульса силы, действующей на управляемую ракету в момент разделения путем уменьшении времени разделения, при этом в момент разделения маршевой ступени сообщается некоторая дополнительная скорость.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена схема, поясняющая способ стрельбы, на фиг.2, 3, 4 - схематичная конструкция ракеты, реализующей указанный способ стрельбы.

Обозначения:

1 - пусковая установка;

2 - основной отделяемый двигатель;

3 - маршевая ступень;

4 - вспомогательный двигатель в момент срабатывания;

5 - основной двигатель после отделения;

6 - маршевая ступень после отделения;

7 - линия визирования;

8 - поршень;

9 - кольцевая полость;

10 - юбка;

11 - упор;

12 - камера сгорания вспомогательного двигателя;

13 - конический бурт;

14 - фаска юбки;

15 - электровоспламенитель;

16 - пороховой заряд.

После подачи команды "Пуск" на ракету с пусковой установки [1] включается основной разгонный двигатель [2], сообщающий управляемой ракете необходимую скорость. При разгоне происходит вывод ракеты на линию визирования цели [7]. После окончания работы основного двигателя включается вспомогательный двигатель [4], выстреливающий маршевую ступень [3], установленную в посадочном гнезде основного двигателя, в направление цели, после чего отделяется вместе с основным двигателем. Включение вспомогательного двигателя происходит путем подачи электрического сигнала с маршевой ступени на электровоспламенитель [15], расположенный в перегородке поршня [8], установленного за задним торцем маршевой ступени, и снабженного юбкой [10], охватывающей задний конец маршевой ступени. По переднему торцу юбки поршня на внутренней поверхности выполнена фаска [14]. Электровоспламенитель поджигает пороховой заряд быстрогорящего топлива [16]. Продукты сгорания топлива создают в камере сгорания [12] вспомогательного двигателя давление Р, производящее активное выстреливание поршня с маршевой ступенью из посадочного гнезда основного двигателя, при этом корпус основного двигателя используется в качестве отбрасываемой массы, а сила реакции вспомогательного двигателя тормозит корпус основного двигателя, что увеличивает скорость маршевой ступени, уменьшает время взаимодействия ее с отделяемым двигателем и снижает возмущение при разделении. Для исключения воздействия газов вспомогательного двигателя на маршевую ступень при выстреливании ее из посадочного гнезда основного двигателя и уменьшения боковых возмущений, посадочное гнездо на переднем торце имеет упор [11], снабженный коническим буртом [13], расположенным в передней части кольцевой проточки [9], выполненной в посадочном гнезде за упором.

При выстреливании маршевой ступени из посадочного гнезда происходит удар передней части юбки поршня в конический бурт упора, при этом сминаемая часть юбки, упираясь фаской в коническую поверхность бурта, отводится внутрь кольцевой проточки. Маршевая ступень отделяется от поршня, а поршень остается внутри посадочного гнезда, обеспечивая тем самым отсечку отработавших газов вспомогательного двигателя и отделение вспомогательного двигателя одновременно с основным. После отделения основной двигатель [5] падает на землю, а маршевая ступень [6] продолжает движение по направлению к цели.

Предложенная конструкция позволяет одним вспомогательным двигателем сообщать ускорение маршевой ступени и проводить отделение основного двигателя, кроме этого, уменьшая боковой импульс и исключая силовое воздействие газов на маршевую ступень.

Таким образом, предложенный способ стрельбы поэтапным разгоном и ракета для его реализации обеспечивают:

- увеличение эффективности управляемой ракеты за счет выведение ее на линию визирования цели на первом этапе основным реактивным двигателем большой тяги;

- уменьшение возмущений при разделении за счет одновременного отделения основного и вспомогательного двигателя;

- повышение надежности УР за счет выполнения в передней части посадочного гнезда, за упором, кольцевой полости, снабжения упора коническим буртом, выступающим в кольцевую полость, выполнения по переднему торцу юбки поршня на внутренней поверхности фаски. Расположение в перегородке поршня электровоспламенителя, электрически связанного с маршевой ступенью, и порохового заряда быстрогорящего топлива за задней стенкой перегородки, позволяет увеличить скорость разделения, при этом уменьшается время взаимодействия двигателя и ракеты в момент разделения, что снижает силовой импульс сообщаемый ракете двигателем, например вследствие его неустойчивости после отделения, и позволяет увеличить мощность двигателя и скорость ракеты.

Изобретение относится к военной технике, а конкретно к малогабаритным управляемым ракетам и способам стрельбы ими. Технический результат - повышение боевой эффективности ракеты за счет уменьшения минимальной дальности поражения путем уменьшения возмущений при разделении, повышение надежности управляемой ракеты. Согласно изобретению выводят ракету на линию визирования цели при разгоне, осуществляемом в два этапа стартовыми двигателями, отделяемыми после окончания их работы. Разгон управляемой ракеты и выведение ее на линию визирования цели осуществляют на первом этапе основным реактивным двигателем большой тяги, после окончания работы которого включают вспомогательный двигатель. При этом основной и вспомогательный двигатель отделяют одновременно, по окончании работы вспомогательного двигателя. Способ реализуется управляемой ракетой, содержащей отделяемый стартовый двигатель с посадочным гнездом на переднем торце, в котором установлена маршевая ступень с поршнем, снабженным юбкой, охватывающей ее задний конец, и упор на переднем торце посадочного гнезда. Ракета содержит вспомогательный двигатель, установленный внутри корпуса отделяемого стартового двигателя. В передней части посадочного гнезда, за упором, выполнена кольцевая полость, а упор снабжен коническим буртом, выступающим в кольцевую полость, при этом по переднему торцу юбки поршня, на внутренней поверхности, выполнена фаска. В перегородке поршня расположен электровоспламенитель, электрически связанный с маршевой ступенью, а за задней стенкой перегородки поршня расположен пороховой заряд быстрогорящего топлива. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

1. Способ стрельбы управляемой ракетой, включающий вывод ракеты на линию визирования цели при разгоне, осуществляемый в два этапа стартовыми реактивными двигателями, с отделением их после окончания работы, отличающийся тем, что разгон управляемой ракеты и выведение ее на линию визирования цели проводят на первом этапе основным реактивным двигателем большой тяги, после окончания работы которого включают вспомогательный реактивный двигатель, при этом основной и вспомогательный двигатели отделяют одновременно по окончании работы вспомогательного двигателя.2. Управляемая ракета, содержащая отделяемый стартовый двигатель с посадочным гнездом на переднем торце, в которое установлена маршевая ступень с поршнем, снабженным юбкой, охватывающей ее задний конец, и упор на переднем торце посадочного гнезда, отличающаяся тем, что она снабжена вспомогательным двигателем, установленным внутри корпуса отделяемого стартового двигателя, в передней части посадочного гнезда за упором выполнена кольцевая полость, а упор снабжен коническим буртом, выступающим в кольцевую полость, при этом по переднему торцу юбки поршня на внутренней поверхности выполнена фаска, в перегородке поршня расположен электровоспламенитель, электрически связанный с маршевой ступенью, а за задней стенкой перегородки поршня расположен пороховой заряд быстрогорящего топлива.