ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА

Изобретение относится к военной технике, а именно ракетам, и может быть использовано при разработке вращающихся ракет, в том числе реактивных снарядов реактивных систем залпового огня.

Как известно, в настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с боевыми частями, снаряженными жидким наполнением 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 смещению центра масс в зависимости от динамических процессов, происходящих на ее борту, что может привести к неустойчивому полету и к снижению точности и кучности стрельбы.

Известна ракета, содержащая головную часть, ракетный двигатель и хвостовое оперение (см. например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961 г., стр.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, 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 систем залпового огня. Причинами, препятствующими такой фиксации, являются большие значения стартовых перегрузок и наличие интенсивных колебательных и изгибных движений корпуса, обусловленных высоким относительным удлинением ракеты.

Поэтому в этих условиях для ракет большого относительного удлинения необходима гарантированная фиксация местоположения свободного объема в головной части, случайное нарушение которой ведет к появлению значительного дисбаланса масс в головной части и ракете в целом, 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 жидком наполнении воздушной полости, с предъявлением специальных требований по обеспечению ее фиксации и устойчивости 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 жидкий наполнитель размещен в цилиндрическом корпусе-баке, выполненном в калибре ракеты, центр масс которого удален относительно центра масс ракеты не более чем на 8d, а размах хвостового оперения составляет 0,2…0,4 от величины удаления центра масс корпуса-бака относительно центра масс ракеты.

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 повышение 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, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение, особенность заключается в том, что жидкий наполнитель размещен в цилиндрическом корпусе-баке, выполненном в калибре ракеты, центр масс которого удален относительно центра масс ракеты не более чем на 8d, а размах хвостового оперения составляет 0,2...0,4 от величины удаления центра масс корпуса-бака относительно центра масс ракеты.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемой ракеты позволяют, в частности, за счет выполнения:

- величины удаления центра масс корпуса-бака относительно центра масс ракеты не более чем на 8d ограничить амплитуду перемещений воздушной полости, что исключает ее локальный разрыв, вызывающий дисбаланс масс ракеты и снижение устойчивости полета на траектории;

- размаха хвостового оперения, равным 0,2...0,4 от величины удаления центра масс корпуса-бака относительно центра масс ракеты, повысить устойчивость движения ракеты путем уменьшения амплитуды колебательного движения ракеты относительно собственного центра масс. При уменьшении размаха оперения менее 0,2 величины удаления центра масс головной части относительно центра масс ракеты вследствие перемещений жидкого наполнителя наблюдается недопустимый рост амплитуды колебаний ракеты относительно ее центра масс, вызывая неустойчивость полета и потерю точности и кучности стрельбы. При увеличении размаха оперения сверх 0,4 величины удаления центра масс головной части относительно центра масс ракеты резко возрастает чувствительность ракеты к ветровым возмущениям, что приводит к потере точности стрельбы.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид ракеты.

Предлагаемая вращающаяся ракета содержит головную часть 1 с корпусом-баком 2, жидкий наполнитель 3, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя 4, воздушную полость 5, ракетный двигатель 6 и хвостовое оперение 7. чертеже обозначены Н - размах оперения, X1 -положение центра масс ракеты относительно носика; Х2 - положение центра масс корпуса-бака относительно носика; d - калибр ракеты.

Вышеописанное устройство работает следующим образом.

После запуска ракетного двигателя 6 ракета при движении по заданной траектории взаимодействует с набегающим потоком воздуха и за счет 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 в корпусе-баке 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 позволяет 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.