ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Российский патент 2009 года по МПК F42B15/00 

Настоящее предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции многоступенчатых ракет.

Известно большое количество ракет ("Исследовательские и метеорологические ракеты мира", Ленинград, Гидрометеоиздат, 1979 г. В.Н.Гринберг, А.А.Позин, В.В.Соболева, В.Г.Хвостов, А.А.Шидловский), состоящих из двух взаимосвязанных ступеней: стартовой и маршевой, механизма разделения.

Баллистические характеристики: дальность, скорость функции времени для ракет с отделяемым и неотделяемым стартовым двигателем отличаются на марлевом участке (с неработающим двигателем). Причем для ракеты с отделяемым стартовым двигателем больше, чем с присоединенным двигателем.

Наиболее близким для предлагаемого технического решения являются ракеты малой, средней и большой дальностей, например "Терьер" ("Зенитные ракетные и ракетно-пушечные комплексы капиталистических стран") под редакцией академика Е.А.Федосова, 1986 г., стр.91, рис.2.1. Ракеты состоят из маршевой ступени отделяемого стартового двигателя с блоком стабилизаторов и переходным конусом, механизма разделения. Во время разделения при срабатывании механизма разделения стартовый двигатель с жестко связанным переходным конусом и блоком стабилизаторов сходит с маршевой ступени. Основным недостатком данного устройства является то, что баллистические характеристики: скорость, дальность ракеты с отделяемым стартовым двигателем превосходят баллистические характеристики ракеты на пассивном участке, с неотделяемым двигателем. Отличие баллистических характеристик на пассивном участке для двух вариантов ракет: с неотделяемым и отделяемым стартовыми двигателями приводит к усложнению наземной аппаратуры управления - вводом дополнительных блоков для реализации баллистических и динамических характеристик ракеты.

Задачей настоящего изобретения является: равенство баллистических характеристик ракеты на пассивном участке полета с отделяемым и неотделяемым стартовыми двигателями, упрощение наземной аппаратуры управления.

Указанная задача достигается тем, что двухступенчатая управляемая ракета содержит отделяемую марлевую ступень, стартовый двигатель с блоком стабилизаторов и механизм разделения, отличается тем, что марлевая ступень и стартовый двигатель выполнены с обеспечением соотношения их масс после отделения стартового двигателя по зависимости:

где

где

m_м.ст. - масса маршевой ступени;

m_дв - масса двигателя без топлива;

- относительные толщины крыльев, рулей, стабилизаторов;

h, h₁, h₂ - толщины профилей: крыльев, рулей, стабилизаторов;

λ - удлинение ракеты;

K₁ - коэффициент, учитывающий геометрические размеры ракеты;

l_р - длина маршевой ступени;

D_м - диаметр миделя маршевой ступени;

S_м - площадь миделя маршевой ступени;

S_р, S_кр, S_ст - площади рулей, крыльев, стабилизаторов;

- относительная площадь дна маршевой ступени;

S_д - площадь дна маршевой ступени;

b_аст, b_ар, b_акр - длины бортовых хорд: стабилизатора, руля, крыла.

Двухступенчатая ракета представлена на фиг.1 и фиг.2. На фиг.1 представлена ракета в сборе; на фиг.2 - после разделения ступеней.

Две ступени: маршевая 1 и стартовая 2 через механизм разделения 3 соединены между собой. При стрельбе бикалиберными ракетами возникают проблемы, отделение или неотделение стартового двигателя. В первом варианте, в случае пролета ракеты, в зоне действия сил противника; во втором - вне зоны сил противника. Два варианта ракет с отделяемым и неотделяемым стартовым двигателем, при двух вариантах боевых действий, должны удовлетворять единому требованию, равенство баллистических характеристик на пассивном участке полета. Отличие в баллистических характеристиках приводит к невыполнению боевой задачи - промаху или усложнению наземной аппаратуры управления: центральной вычислительной системы.

В случае разделения двух ступеней процесс разделения происходит следующим образом:

при срабатывании механизма разделения 3 (после окончания работы двигателя) стартовая ступень 2 под аэродинамической нагрузкой сходит с маршевой ступени.

При варианте с неотделяемым стартовым двигателем маршевая ступень после окончания работы двигателя продолжает полет со стартовым двигателем.

Скорости на пассивном участке полета с отделяемым V₁ и неотделяемым V₂ стартовыми двигателями выражаются следующими зависимостями:

(Л.Дэвис, Дж.Фоллин, Л.Блитцер "Внешняя баллистика ракет" Военн. Издат. МО СССР. М., 1961, стр.68).

В формулах (2), (3):

V₀ - скорость ракеты в момент окончания работы двигателя;

C_км.ст - коэффициент лобового сопротивления маршевой ступени;

ρ - плотность воздуха;

S_м - площадь миделя маршевой ступени;

S - путь;

С_кдв - коэффициент лобового сопротивления двигателя.

При условии равенства баллистических характеристик на пассивном участке V₁=V₂ получим:

Логарифмируя выражение (4), получим:

Коэффициент лобового сопротивления C_км.ст можно представить в виде:

где C_кг.ч - коэффициент лобового сопротивления головной части;

C_кд - коэффициент донного сопротивления;

C_{ктр.м.ст} - коэффициент сопротивления трения марлевой ступени;

C_кр - коэффициент сопротивления рулей;

C_ккр - коэффициент сопротивления крыльев.

В свою очередь коэффициенты C_кр.ч, C_кд, C_{ктр.м.ст}, С_кр, C_ккр выражаются зависимостями:

(В.Б.Байдаков, Иванов-Эмин Л.Н. Аэромеханика летательных аппаратов. М.: Машиностроение 1965, стр.153, 157; 155, 215).

Коэффициент лобового сопротивления двигателя:

где С_ктр.дв - коэффициент сопротивления трения двигателя;

C_кст - коэффициент сопротивления стабилизаторов;

С_кк - коэффициент сопротивления конуса.

Вышеприведенные коэффициенты сопротивления определяются зависимостями:

В приведенных зависимостях:

Re_дв, Re_ст, R_кр, Re_м.ст - числа Рейнольдса двигателя, стабилизатора, руля маршевой ступени

ν - кинематический коэффициент вязкости;

a - скорость звука.

C_fтр.дв, C_fм.ст - коэффициенты трения двигателя, маршевой ступени.

В приведенных аналитических зависимостях членами:

пренебрегаем, так как их численное значение составляет (0,5-1,5)% от

и входит в допуск (2,0-3,9).

Подставив (7) в (6), (9) в (8), (6) в (8) в (5) и принимая во внимание данные экспериментальной отработки ракет, получим:

где

В аналитической зависимости (10) приведен экспериментальный коэффициент с диапазоном изменения (2,0-3,9) и при К равном 5. Диапазон изменения (2,0-3,9) установлен по экспериментальной отработке ракет комплексов: "Ползун","Тунгуска", "Панцирь", "Вихрь".

Анализ результатов показывает, что при стремлении соотношения (9) к нижнему пределу - снизу 2,0 или 3,9 сверху баллистические характеристики ракеты (в сборе и головной части) отличаются больше чем на 20%, в диапазоне 2,0-3,9 баллистические характеристики отличаются на 2%.

Отличие баллистических характеристик более чем на 20% приводит к невыполнению боевой задачи, к резкому снижению эффективности применения ракет.

Использование предполагаемого устройства полета ракеты с отделяемым стартовым двигателем, при условии получения одинаковых баллистических характеристик, обеспечивает по сравнению с существующими устройствами следующие преимущества:

а) увеличивает надежность ракеты;

б) исключает возможность падения стартового двигателя вне зоны войск противника;

в) упрощает наземную аппаратуру управления.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к конструкции многоступенчатых ракет. Двухступенчатая управляемая ракета содержит отделяемую маршевую ступень, стартовый двигатель с блоком стабилизаторов и механизм разделения. Для повышения надежности ракеты, упрощения наземной аппаратуры управления и исключения возможности падения стартового двигателя вне зоны войск противника соотношение массы маршевой ступени и массы стартового двигателя без учета топлива должно быть определенным. Приводится зависимость для определения указанного соотношения. 2 ил.

Двухступенчатая управляемая ракета, содержащая отделяемую маршевую ступень, стартовый двигатель с блоком стабилизаторов, механизм разделения, отличающаяся тем, что маршевая ступень и стартовый двигатель без топлива выполнены с обеспечением соотношения их масс по зависимости:

где
- масса маршевой ступени, кг;
- масса стартового двигателя без топлива, кг;
K₁ - коэффициент, учитывающий геометрические размеры ракеты;
- относительные толщины крыльев, рулей, стабилизаторов;
h, h₁, h₂ - толщины профилей крыльев, рулей, стабилизаторов, м;
λ - удлинение ракеты;
l_p - длина маршевой ступени, м;
D_м - диаметр миделя маршевой ступени, м;
S_м - площадь миделя маршевой ступени, м²;
S_p, S_кр., S_ст. - площадь рулей, крыльев, стабилизаторов, м²;
- относительная площадь дна маршевой ступени;
S_g - площадь дна маршевой ступени, м²;
b_ap, b_акр. b_аст. - длины бортовых хорд руля, крыла, стабилизатора, м.