Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТА С ОТДЕЛЯЮЩИМСЯ БОЕВЫМ МОДУЛЕМ

Изобретение относится к области военной техники, а именно к ракетам (реактивным снарядам).

Объект изобретения представляет собой ракету с отделяющимся боевым модулем, в который могут входить боевая часть, приборное оснащение, система торможения и стабилизации, и может найти применение в области ракетной техники.

В последнее время одним из основных путей повышения боевой эффективности стало использование разделяющихся на траектории ракет и снарядов (см., например, Гогин В. , Федосеев А. Перспективы развития реактивных систем залпового огня. - "Зарубежное военное обозрение", 1, 1995 г. или Анисимов В. Боеприпасы с высокоточными боевыми элементами. - "Зарубежное военное обозрение", 11, 1994 г.). Такие ракеты обеспечивают эффективное поражение живой силы, небронированной и бронированной техники. В данной конструктивной схеме благодаря вертикализации траектории при подходе боевого модуля к цели достигается многократное повышение боевой эффективности по сравнению с ракетами, имеющими баллистическую траекторию.

Так, известны конструкции боеприпасов, защищенные патентами США 3946672, 3491689, 3636877, принятые авторами как аналоги. Данные конструкции представляют собой ракеты, в состав которых входят ракетная часть с аэродинамическим стабилизатором, отделяющийся боевой модуль (головная часть) и устройство разделения.

Задачей данных технических решений являлось повышение боевой эффективности за счет увеличения угла подхода к цели отделившейся головной части (боевого модуля) без исключения возможности ее соударения с ракетной частью.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты является наличие в составе аналогов ракетной части с аэродинамическим стабилизатором, отделяющегося боевого модуля и устройства разделения.

Существенным недостатком данных конструкций является возможность соударения разделившихся частей. В результате такого соударения изменяется заданная траектория движения отделившегося боевого модуля или выводятся из строя его элементы (система торможения, приборное оснащение и др.).

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является ракета по патенту США 3384016 (см. реферативный журнал "Вооружение", 1969, 14, 14.74.37 П.), принятая авторами за прототип. Она включает в себя ракетную часть с аэродинамическим стабилизатором, отделяющийся боевой модуль, газодинамическое устройство разделения и устройство увода двигателя с траектории отделившегося боевого модуля.

В данной ракете в одной точке поверхности корпуса ракетной части (асимметрично относительно оси) размещен кумулятивный заряд. При его подрыве в корпусе ракетной части образуется отверстие и создается боковая сила, вектор которой пересекается с осевой линией корпуса в центре тяжести, благодаря чему ракетная часть отклоняется от траектории полета боевого модуля.

Недостатком данной конструкции является то, что она не может обеспечить надежного предотвращения соударения разделяемых отсеков на протяжении всего полета ракеты, в частности на пассивном участке траектории.

Задачей данного технического решения (прототипа) являлось предотвращение соударения ракетной части с отделившимся боевым модулем в процессе работы двигателя.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты является наличие в прототипе ракетной части с аэродинамическим стабилизатором, отделяющегося боевого модуля и газодинамического устройства разделения.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракете ракетная часть снабжена трубчатой направляющей, выполненной в калибре ракеты и длине, в (3÷5) раз превышающей размах стабилизатора, а хвостовая часть боевого модуля на длине, равной (0,85÷0,95) длины трубчатой направляющей, выполнена в диаметре, равном (0,6÷0,8) калибра ракеты, и содержит кольцевой ведущий элемент, диаметр которого равен внутреннему диаметру трубчатой направляющей, при этом удаление ведущего элемента от донной части боевого модуля составляет (1,2÷1,8) калибра ракеты.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существующих 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 создание ракеты с отделяющимся боевым модулем, обеспечивающей повышение надежности функционирования за счет исключения возможности соударения ракетной части и боевого модуля после их разделения.

Указанный технический результат достигается тем, что в известной ракете, содержащей ракетную часть с аэродинамическим стабилизатором, отделяющийся боевой модуль и газодинамическое устройство разделения, согласно изобретению ракетная часть снабжена трубчатой направляющей, выполненной в калибре ракеты и длине, в (3÷5) раз превышающей размах стабилизатора, а хвостовая часть боевого модуля на длине, равной (0,85÷0,95) длины трубчатой направляющей, выполнена в диаметре, равном (0,6÷0,8) калибра ракеты, и содержит кольцевой ведущий элемент, диаметр которого равен внутреннему диаметру трубчатой направляющей, при этом удаление ведущего элемента от донной части боевого модуля составляет (1,2÷1,8) калибра ракеты.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между узлами ракеты позволяют, в частности, за счет:
- снабжения ракетной части трубчатой направляющей, выполненной в калибре ракеты и длине, в (3÷5) раз превышающей размах стабилизатора, и выполнения хвостовой части боевого модуля на длине, равной (0,85÷0,95) длины трубчатой направляющей в меньшем диаметре, обеспечить более высокую скорость разделения и снижение статической устойчивости ракетной части после разделения за счет создания в открытой части трубчатой направляющей зоны повышенного давления и перемещения центра давления в сторону трубчатой направляющей. Как показывают эксперименты, предлагаемое соотношение между длиной трубчатой направляющей и размахом стабилизатора позволяют осуществить разворот ракетной части после разделения на угол атаки 4÷9^o и создать подъемную силу, уводящую ракетную часть с траектории, по которой происходило движение. При уменьшении длины трубчатой направляющей ниже предлагаемой углы атаки имеют незначительную величину, что не позволяет добиться надежного увода, а увеличение длины направляющей выше пяти размахов оперения ведет к увеличению габаритов и массы конструкции без существенного изменения координаты центра давления, так как происходит "запирание" объема направляющей. Верхний предел длины части боевого модуля с меньшим диаметром определяется минимальным свободным объемом, который необходим для нормальной работы газодинамического устройства разделения. При длине обниженной части боевого модуля меньше 0,85 длины трубчатой направляющей существенно снижается скорость его отделения от ракетной части, отрицательно сказывающаяся на надежности безударного разделения. Снижается также полезная масса боевого модуля.

- выполнения хвостовой части боевого модуля в диаметре, равном (0,6÷0,8) калибра ракеты, и размещения на ней кольцевого ведущего элемента, удаленного от донной части боевого модуля на (1,2÷1,8) калибра ракеты, обеспечить, с одной стороны, разворот боевого модуля относительно продольной оси ракетной части в процессе его движения по трубчатой направляющей, с другой стороны - создать на ракетной части опрокидывающий момент, знак которого противоположен знаку угла атаки боевого модуля. При диаметре обниженной части боевого модуля более 0,8 калибра ракеты опрокидывающий момент, действующий на ракетную часть, стремится к нулю, а при диаметре менее 0,6 калибра значительно снижается объем и полезная масса боевого модуля. Предлагаемый диапазон изменения удаления ведущего элемента от донной части боевого модуля позволяет обеспечить его движение с угловым разворотом (углом атаки) 4÷9^o. Меньшие значения углов атаки (удаление ведущего элемента более 1,8 калибра) не обеспечивают необходимой величины уводящей подъемной силы. Большие значения (удаление ведущего элемента менее 1,2 калибра) ведут к существенному увеличению силы лобового сопротивления боевого модуля и снижению надежности безударного разделения.

- выполнения кольцевого ведущего элемента в диаметре, равном внутреннему диаметру трубчатой направляющей, обеспечить надежность разделения за счет создания избыточного давления от газодинамического устройства разделения в полости между ракетной частью, донной частью и ведущим элементом боевого модуля.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемой конструкции ракеты. Она состоит из ракетной части 1, аэродинамического стабилизатора 2 с размахом Н_ст, отделяющегося боевого модуля 3 и газодинамического устройства разделения 4. Ракетная часть 1 снабжена трубчатой направляющей 5, диаметр которой (d_н.н.) равен калибру ракеты (d), а длина L_напр.=(3÷5)Н_ст. Хвостовая часть боевого модуля 6 на длине L_обн=(0,85÷0,95)L_напр имеет диаметр d_бм=(0,6÷0,8)d. На хвостовой части боевого модуля 6 на расстоянии L_вэ=(1,2÷1,8)d от ее донной части размещен кольцевой ведущий элемент 7, диаметр которого (d_вэ) равен внутреннему диаметру трубчатой направляющей (d_н.вн.).

На фиг.2 представлен вид ракеты в процессе разделения.

На фиг. 3 изображены ракетная часть и боевой модуль после прекращения механического контакта между ними.

Работа описанного устройства происходит следующим образом.

После запуска ракета в составе ракетной части 1 и боевого модуля 3 движется по заданной траектории и стабилизируется аэродинамическим стабилизатором 2. При достижении ракетой точки разделения срабатывает газодинамическое устройство разделения 4 и в полости 8 между ракетной частью 1 хвостовой частью боевого модуля 6 и ведущим элементом 7 создается давление газов, под действием которого боевой модуль 3 перемещается в осевом направлении относительно ракетной части 1. В процессе осевого перемещения наружная поверхность ведущего элемента 7 контактирует с внутренней поверхностью трубчатой направляющей 5 и благодаря зазору между хвостовой частью боевого модуля 6 и внутренней поверхностью трубчатой направляющей 5 боевой модуль 3 под действием набегающего воздушного потока поворачивается на угол α_бм (фиг.2). При этом с подветренной стороны боевого модуля 3 создается область повышенного давления 9, ограниченная обниженной хвостовой частью боевого модуля, ведущим элементом и трубчатой направляющей. В результате этого на ракетную часть начинает действовать опрокидывающий момент М_рч, направление которого противоположно направлению отклонения боевого модуля (α_бм) Предлагаемое сочетание размеров L_напр, L_обн, L_вэ, d_н.вн., d_вэ, d_бм обеспечивают скорость отделения, достаточную для расхождения боевого модуля и ракетной части на безопасное расстояние. После прекращения механического контакта между боевым модулем 3 и ракетной частью 1 под действием момента М_рч ракетная часть отклоняется на некоторый угол α_рч (фиг.3). Величина угла α_рч определяется соотношением между стабилизирующим моментом, связанным с наличием аэродинамического стабилизатора и зависящим от размаха стабилизатора, и дестабилизирующим моментом, вызванным наличием открытой трубчатой направляющей и зависящим от ее длины. Предлагаемое соотношение между размерами Н_ст и L_напр позволяет обеспечить отклонение ракетной части на угол α_рч=4÷9^o. Под действием возникающих подъемных сил У_рч и У_бм, действующих в противоположных направлениях, траектории отделившегося боевого модуля и ракетной части расходятся, исключая возможность их соударения.

Выполнение ракеты в соответствии с изобретением позволяет исключить возможность соударения ракетной части и боевого модуля при разделении в любой точке траектории и тем самым на 20÷30% повысить уровень надежности боеприпаса.

Изобретение может быть использовано при разработке реактивных снарядов и ракет с отделяющимися боевыми модулями различного типа.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов ракет с отделяемой головной частью, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены летные испытания, намечено серийное производство.