Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ РАСШИРЕНИЯ ЗОНЫ ПРИМЕНИМОСТИ БИКАЛИБЕРНОЙ РАКЕТЫ И БИКАЛИБЕРНАЯ РАКЕТА, РЕАЛИЗУЮЩАЯ СПОСОБ

Группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в атмосферных ракетах, в частности в управляемых ракетах межвидового применения и ракетах класса «поверхность-поверхность».

Одним из частных критериев повышения технического уровня ракет класса «поверхность-поверхность» является расширение возможности их тактического применения, в частности зоны применимости по дальности. При этом важно как увеличение максимальной дальности полета, так и уменьшение дальности ближней границы применимости ракеты. При этом реализацию расширения зоны применимости предпочтительно производить без увеличения существующих габаритно-массовых характеристик ракеты.

Известен способ стрельбы ракетой [патент RU 2197707 C1], являющийся аналогом предлагаемого способа расширения зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности, включающий начальный разгон ракеты, паузу в работе ракетного двигателя, дополнительный разгон ракеты после паузы и полет до цели по баллистической траектории. В известном способе продолжительность дополнительного разгона назначают равной (0,3…0,5) времени начального разгона ракеты, а после завершения начального разгона ракеты производят измерение его длительности и достигнутой при этом скорости полета и в зависимости от их величины корректируют продолжительность паузы в работе двигателя. В ракете для осуществления данного способа, содержащей головную часть, двухкамерный твердотопливный ракетный двигатель с зарядами и воспламенителями, отношение полных импульсов зарядов первой и второй камер выбирают равным (5…7). Выполнение ракеты в соответствии с известным изобретением и реализация известного способа позволяют расширить зону применимости ракеты путем увеличения максимальной дальности ее полета на (10…15)%.

Недостатком аналога является относительно небольшое увеличение дальности стрельбы и сохранение исходной границы ближней зоны стрельбы, а следовательно относительно небольшое расширение зоны применимости по дальности.

Известна управляемая ракета комплекса управляемого вооружения «Гермес-К» [Военный парад №3 (93) 2009, стр.38-40], являющаяся наиболее близким техническим решением к предлагаемой группе изобретений и выбранная авторами в качестве прототипа. В известной управляемой ракете реализован известный способ расширения зоны применимости по дальности, включающий разгон ракеты на восходящей ветви траектории ракетным двигателем твердого топлива, калибр которого больше калибра маршевой ступени, последующее его отделение и полет маршевой ступени по инерции. Расширение зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности по сравнению с одноступенчатыми ракетами достигается путем увеличения максимальной дальности полета. Большая по сравнению с одноступенчатыми ракетами дальность полета бикалиберных ракет объясняется высокой средней скоростью полета, которая обеспечивается путем разгона мощным ускорителем и сравнительно небольшим падением скорости на пассивном участке полета за счет малого лобового сопротивления.

Достоинствами прототипа являются низкое аэродинамическое сопротивление на пассивном участке траектории, достигаемое отделением ракетного двигателя, и возможность реализации траектории программного управляемого полета. Все это существенно увеличивает максимальную дальность полета ракеты, а следовательно расширяет зону ее тактической применимости.

Недостатки прототипа заключаются в следующем:

- относительно низкая величина удельной тяги ракетного двигателя на твердом топливе, которая не позволяет значительно увеличить максимальную дальность полета прототипа без изменения его габаритов и массы;

- наличие большой «мертвой» зоны из-за чрезмерно высокого значения скорости, достигаемой при разгоне с помощью ракетного двигателя твердого топлива, требующего большого значения величины располагаемой нормальной перегрузки для стрельбы на малые дальности.

Технической задачей группы изобретений является расширение зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности путем увеличения максимальной дальности ее полета и уменьшения границы «мертвой» зоны.

Задача группы изобретений решается следующим образом.

В способе расширения зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности, включающем разгон ракеты на восходящей ветви траектории ракетным двигателем твердого топлива, калибр которого больше калибра маршевой ступени, последующее его отделение и полет маршевой ступени по инерции, новым является то, что для расширения зоны применимости в сторону увеличения дальности полета после окончания работы ракетного двигателя твердого топлива включают ракетно-прямоточный двигатель. При включении ракетно-прямоточного двигателя открывают воздухозаборное устройство и трансформируют сопло ракетного двигателя, увеличивая его критическое сечение. Камеру сгорания ракетного двигателя используют в качестве камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя. После окончания работы ракетно-прямоточного двигателя его отделяют вместе с ракетным двигателем. Для расширения зоны применимости в сторону уменьшения минимальной дальности стрельбы после окончания работы ракетного двигателя ракетно-прямоточный двигатель не включают и отделяют их с программируемым временем задержки.

В бикалиберной ракете, содержащей ракетный двигатель твердого топлива, калибр которого больше калибра маршевой ступени, новым является то, что ракетный двигатель твердого топлива представляет собой часть двигательной установки, конструктивно объединяющей его с ракетно-прямоточным двигателем так, что камера сгорания ракетного двигателя является камерой дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Переднее днище двигательной установки снабжено воздухозаборным устройством, размещенным в кольце, образованном перепадом калибров маршевой ступени и двигательной установки, и герметично закрытым заглушкой, выполненной с возможностью ее последующего вскрытия. Сопло двигательной установки выполнено с возможностью увеличения его критического сечения. Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя размещен в камере сгорания ракетного двигателя концентрично с его топливным зарядом. Отношение массы топлива ракетного двигателя твердого топлива к массе топлива ракетно-прямоточного двигателя лежит в пределах (2…4), а отношение калибров ракетного двигателя (D) и маршевой ступени (d) ограничено соотношением:

где: D - калибр двигательной установки, м;

d - калибр маршевой ступени, м;

d_кр - диаметр критического сечения сопла двигательной установки при работе ракетно-прямоточного двигателя, м;

L - расстояние от носа ракеты до входного сечения воздухозаборного устройства, м;

M - максимальное число Maxa полета.

В частном случае:

- в бикалиберной ракете сопло двигательной установки выполнено кольцевым, при этом вдоль его оси размещена скрепленная с газогенератором сопловая «груша», выполненная с возможностью отделения;

- в сопловой «груше» выполнена полость, в которой размещена часть топлива ракетного двигателя.

Расширение зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности в сторону ее увеличения достигается за счет того, что применение двигательной установки, конструктивно объединяющей ракетный двигатель твердого топлива и ракетно-прямоточный двигатель, представляющей собой таким образом интегральный ракетно-прямоточный двигатель, позволяет повысить дальность стрельбы по сравнению с ракетным двигателем твердого топлива, обладающим теми же габаритами и массой, не менее, чем на 50%. Увеличение дальности полета достигается за счет большей удельной тяги ракетно-прямоточного двигателя по сравнению с ракетным двигателем твердого топлива и в конечном итоге большим суммарным импульсом тяги интегрированной ДУ, который превосходит полный импульс ракетного двигателя в (1,5…1,7) раза при сохранении полной массы топлива.

Указанные увеличения суммарного импульса тяги двигательной установки и соответствующей ему максимальной дальности полета могут быть достигнуты при указанных выше конструктивных отличиях выполнения заявляемой бикалиберной ракеты, связанных с описанными особенностями компоновки ракеты, предложенным рациональным диапазоном соотношения масс топливных зарядов ракетного двигателя твердого топлива и ракетно-прямоточного двигателя и введенным, приведенной формулой, ограничением снизу отношения калибров двигательной установки и маршевой ступени.

Отношение калибров двигательной установки и маршевой ступени получено на основе серии численных и натурных экспериментов. В ходе них определены рациональные с точки зрения наибольшей дальности стрельбы коэффициенты выражения, показывающего минимально допустимое отношение калибра двигательной установки к калибру маршевой ступени для диапазона максимальных скоростей полета 2-5 М, топливных композиций с низшей теплотворной способностью (22000…27000) кДж/кг и отношения диаметра критического сечения сопла двигательной установки при работе ракетно-прямоточного двигателя к калибру двигательной установки (0,8…0,9):

где: D - калибр двигательной установки, м;

d - калибр маршевой ступени, м;

d_кр - диаметр критического сечения сопла двигательной установки при работе ракетно-прямоточного двигателя, м;

L - расстояние от носа ракеты до входного сечения воздухозаборного устройства, м;

M - максимальное число Maxa полета.

В приведенном выражении первое слагаемое отражает площадь входного сечения воздухозаборного устройства без учета влияния пограничного слоя, а второе слагаемое характеризует толщину вытеснения.

При стрельбе в ближнюю зону ракетно-прямоточный двигатель не включают, а двигательную установку отделяют с заданной в зависимости от дальности стрельбы задержкой после окончания работы ракетного двигателя. При этом уменьшается минимальная дальность полета, поскольку ракетный двигатель в составе интегрального ракетно-прямоточного двигателя имеет меньшую массу топлива по сравнению с прототипом, а, следовательно, и меньший полный импульс тяги, а так же за счет возрастающих в результате отделения двигательной установки с задержкой потерь набранной на участке разгона кинетической энергии ракеты на преодоление аэродинамического сопротивления.

Группа изобретений поясняется иллюстрациями и чертежами.

На фиг.1 приведены траектории полета на максимальную дальность бикалиберной ракеты и прототипа при неуправляемом полете (траектории приведены в относительных величинах, за единицу взяты максимальные дальность и высота полета прототипа).

На фиг.2 приведены профили скорости бикалиберной ракеты и прототипа при реализации траекторий, представленных на Фиг.1 (профили скорости приведены в относительных величинах, за единицу взяты максимальная скорость полета прототипа и время его полета).

На фиг.3 приведены траектории полета на максимальную дальность бикалиберной ракеты и прототипа при полете с участком планирования (траектории приведены в относительных величинах, за единицу взяты максимальные дальность и высота полета прототипа).

На фиг.4 приведены профили скорости бикалиберной ракеты и прототипа при реализации траекторий, представленных на Фиг.3 (профили скорости приведены в относительных величинах, за единицу взяты максимальная скорость полета прототипа и время его полета).

На фиг.5 представлена принципиальная схема бикалиберной ракеты.

На фиг.6 представлена принципиальная схема интегрального ракетно-прямоточного двигателя бикалиберной ракеты.

На фиг.7 представлена бикалиберная ракета по пп.2, 3, 4.

На фиг.8 представлена бикалиберная ракета по пп.2, 3, 4 в процессе работы ракетно-прямоточного двигателя.

На фиг.9 изображен момент отделения двигательной установки.

Маршевая ступень 1 размещена в передней части бикалиберной ракеты и представляет собой летательный аппарат с маршевым двигателем или без него, способный осуществлять самостоятельный полет до цели после отделения двигательной установки 2. Двигательная установка 2 выполнена в виде интегрального ракетно-прямоточного двигателя, размещена задней части бикалиберной ракеты и служит для ее разгона. Воздухозаборное устройство 3 выполнено в переднем днище двигательной установки 2 в перепаде калибров маршевой ступени 1 и двигательной установки и служит для торможения части набегающего потока воздуха и ее забора в камеру дожигания. Заряд твердого ракетного топлива 4 служит для разгона бикалиберной ракеты до скорости M>1 и размещен в камере, образованной наружной 5 и внутренней 6 обечайками, которая выступает в качестве камеры сгорания ракетного двигателя твердого топлива и в качестве камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Наружная обечайка 5 служит в качестве корпуса камеры сгорания ракетного двигателя и в качестве корпуса камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Внутренняя обечайка 6 концентрично размещена внутри наружной обечайки 5 и служит в качестве корпуса газогенератора, при этом образуя с наружной обечайкой кольцевую камеру, выступающую в качестве камеры сгорания ракетного двигателя твердого топлива и в качестве камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Заряд пиротехнического состава 7 может быть выполнен твердым или пастообразным, размещен внутри внутренней обечайки 6 и служит для получения газообразных продуктов неполного сгорания с недостатком окислителя. Сопловая «груша» 8 размещена в сопле двигательной установки 9 и служит для изменения площади его критического сечения при переходе двигательной установки из режима работы ракетного двигателя в режим ракетно-прямоточного двигателя. Сопло двигательной установки 9 выполнено сверхзвуковым и служит для разгона газообразных продуктов сгорания из камеры, образованной наружной 5 и внутренней 6 обечайками. Сопла газогенератора 10 выполнены звуковыми или сверхзвуковыми и служат для разгона продуктов неполного сгорания из газогенератора до звуковой или небольшой сверхзвуковой скорости и их подачи в камеру, образованную наружной 5 и внутренней 6 обечайками. Механизм разделения 11 служит для отделения двигательной установки 2 после окончания ее работы. Заглушка 12 служит для герметизации камеры дожигания двигательной установки 2 и выступает в качестве переднего днища при ее работе в режиме ракетного двигателя. Дополнительный заряд твердого ракетного топлива 13 размещен в сопловой «груше» 8 и служит для уменьшения пассивной массы ракеты и увеличения ее конечной скорости.

Группа изобретений работает следующим образом. После получения комплексом вооружения координат цели осуществляют выбор алгоритма функционирования двигательной установки 2 (требуется ли включение ракетно-прямоточного двигателя, какова необходимая величина времени задержки отделения двигательной установки), после чего осуществляют запуск бикалиберной ракеты. С помощью ракетного двигателя твердого топлива осуществляют первоначальный разгон бикалиберной ракеты до скорости М>1, после чего отделяют сопловую «грушу» 8 (например, за счет инициирования пироболта, которым она может быть соединена с газогенератором) и заглушку 12 (например, за счет давления набегающего потока воздуха в отсутствие подпора со стороны камеры, образованной наружной 5 и внутренней 6 обечайками, после окончания работы ракетного двигателя). При стрельбе на повышенную дальность далее включают ракетно-прямоточный двигатель путем инициирования пиротехнического состава 7 и разгоняют им ракету, при этом продукты неполного сгорания пиротехнического состава истекают в камеру, сформированную обечайками 5 и 6, через сопла газогенератора 10, где смешиваются с частью набегающего потока воздуха, поступившей через воздухозаборное устройство 3, и догорают, после чего истекают через сопло двигательной установки 9. В случае стрельбы на малую дальность не включают ракетно-прямоточный двигатель, а двигательную установку 2 отделяют с задержкой. При стрельбе на среднюю дальность двигательную установку 2 отделяют сразу после окончания работы ракетного двигателя твердого топлива.

Реализация предлагаемой группы изобретений позволит расширить зону применимости бикалиберной ракеты по дальности не менее чем в 2,3 раза путем увеличения максимальной дальности ее полета и уменьшения границы «мертвой» зоны.