РАКЕТА

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах различного назначения, в том числе в ракетах реактивных систем залпового огня.

Ракеты к системам залпового огня широко применяются для нанесения массированного удара по групповым и площадным целям.

Известна конструкция ракеты, содержащая ракетный двигатель твердого топлива, головную часть, наружная поверхность которых состоит из цилиндрических и конических либо оживальных участков, а также блока стабилизаторов (см. книгу Липанов А.М., Алиев А.В. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М., Машиностроение, 1995 г., стр.10).

Задачей данного технического решения явилась разработка конструкции ракеты, обеспечивающей доставку к цели головной части.

Общими признаками с предлагаемой ракетой является наличие в ней головной части и двигателя, наружная поверхность которых состоит из цилиндрических и конических либо оживальных участков, а также блока стабилизаторов.

Однако приведенная конструкция ракеты имеет недостатки, заключающиеся в неудовлетворительных характеристиках технического рассеивания ракет, не отвечающих современным требованиям.

Указанных недостатков лишена ракета, снабженная системой угловой стабилизации.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому результату является ракета, содержащая головную часть, двигатель, отсек газоструйной системы угловой стабилизации с соплами в области цилиндрического участка корпуса отсека с цилиндрическим вкладным зарядом, соостным с осью ракеты, с корпусами с цилиндрическими и коническими либо оживальными участками наружной поверхности и блоком косопоставленных стабилизаторов (см. журнал "Military Parade", М., АО "Милитэри перейд", may-june 1994, р.22-27 /120-121/), принятая авторами за прототип.

Как видно из этого технического решения, в ракете применена газоструйная система угловой стабилизации, позволяющая сохранить угловое положение ракеты, соответствующее началу старта, при полете на траектории, чем достигается существенное улучшение характеристик рассеивания ракет.

Принятая за прототип ракета функционирует следующим образом. При сходе ракеты с направляющей после зажжения заряда газоструйной системы угловой стабилизации происходит истечение продуктов сгорания через сопла газоструйной системы угловой стабилизации. При истечении газовых струй создается управляющая сила, складывающаяся из двух составляющих: реактивной силы, обусловленной истечением газов через сопло, и силы, являющейся равнодействующей сил давления в области отрыва потока перед струей и за струей. При работе газоструйной системы угловой стабилизации за счет создания управляющих сил происходит коррекция траектории и парирование начальных возмущений ракеты. Однако при разработке систем залпового огня с повышенной точностью и кучностью стрельбы было установлено, что ракета данной конструкции не обеспечивает выполнение предъявляемых требований. Выполненные исследования показали, что эффективность функционирования газоструйной системы угловой стабилизации обусловлена главным образом разбросом величины управляющих сил, причем величина разбросов формируется в основном за счет двух факторов: разброса равнодействующих сил давления, вызванного разбросом площади зоны отрыва перед струей и за струей при наличии углов атаки, и разбросом реактивной силы в конце горения заряда, вызванным незакономерным разрушением заряда под действием центробежных сил при вращении ракеты вокруг продольной оси.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции ракеты с газоструйной системой угловой стабилизации.

Общими признаками с предлагаемым авторами устройством является наличие в ракете головной части, двигателя, отсека газоструйной системы угловой стабилизации с соплами в области цилиндрического участка корпуса отсека, цилиндрического вкладного заряда, соосного с осью ракеты, с корпусами с цилиндрическими, коническими либо оживальными участками наружной поверхности и блока косопоставленных стабилизаторов.

В отличие от прототипа в предлагаемой авторами ракете оси сопел размещены в поперечном сечении ракеты, отстоящем на расстоянии (6...7)d от стыка с коническим или оживальным участком и на расстоянии (2...3)d от места сопряжения с соседним цилиндрическим участком, а заряд выполнен с диаметром срединной поверхности, равным 0,25...0,35 калибра ракеты, где d - диаметр выходного сечения сопел.

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 охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения явилась разработка конструкции ракеты с улучшенной кучностью стрельбы за счет снижения разбросов управляющих усилий газоструйной системы угловой стабилизации.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракете, содержащей головную часть, двигатель, отсек газоструйной системы угловой стабилизации с соплами в области цилиндрического участка корпуса отсека и с цилиндрическим вкладным зарядом, соосным с осью ракеты, с корпусами с цилиндрическими, коническими либо оживальными участками наружной поверхности и блок косопоставленных стабилизаторов, особенность заключается в том, что оси сопел размещены в поперечном сечении ракеты, отстоящем на расстоянии (6...7)d от стыка с коническим или оживальным участком и на расстоянии (2...3)d от места сопряжения с соседним цилиндрическим участком, а заряд выполнен с диаметром срединной поверхности, равным 0,25...0,3 5 калибра ракеты, где d - диаметр выходного сечения сопел.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:

- выполнения осей сопел в поперечном сечении ракеты, отстоящем на расстоянии (6...7)d от стыка с коническим или оживальным участком локализовать размеры зоны повышенного давления перед струей, чем резко снижается разброс данной составляющей управляющего усилия. При увеличении указанного расстояния свыше 7d возрастает чувствительность размеров зоны повышенного давления к углам атаки, что приводит к увеличению разбросов управляющего усилия. При уменьшении указанного расстояния менее 6d нерационально уменьшается величина управляющего усилия;

- выполнения осей сопел в поперечном сечении ракеты, отстоящем на расстоянии (2...3)d от места сопряжения с соседним цилиндрическим участком локализовать размеры зоны с пониженным давлением за струей, чем достигается снижение разбросов данной составляющей управляющего усилия. При увеличении указанного расстояния свыше 3d резко снижается величина управляющего усилия, при уменьшении расстояния менее 2d возрастает величина разброса управляющего усилия вследствие перехода отрывной зоны на соседний цилиндрический участок;

- выполнения заряда с диаметром срединной поверхности, равным 0,25...0,35 калибра ракеты, минимизировать разбросы реактивной силы в конце горения заряда, обусловленные разрушением заряда под действием центробежных сил при вращении ракеты за счет косопоставленных стабилизаторов. При выполнения заряда с диаметром срединной поверхности свыше 0,35 калибра ракеты происходит преждевременное незакономерное разрушение заряда, что приводит к увеличению разбросов реактивной силы, выполнение заряда с диаметром срединной поверхности менее 0,25 калибра ракеты приводит к уменьшению наружного диаметра заряда, а следовательно, к нерациональному увеличению его длины (при сохранении массы заряда) и общей длины ракеты. Учитывая, что прочностные характеристики топлив, применяемых для зарядов газоструйных систем коррекции, и числа оборотов вокруг продольной оси для существующих и перспективных ракет РСЗО меняются в достаточно узких пределах данное соотношение обладает общностью для ракет этого класса.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию "новизны".

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию "изобретательский уровень".

Сущность изобретения заключается в том, что, в ракете, содержащей головную часть, двигатель, отсек газоструйной системы угловой стабилизации с соплами в области цилиндрического участка корпуса отсека и с цилиндрическим вкладным зарядом, соосным с осью ракеты, с корпусами с цилиндрическими, коническими либо оживальными участками наружной поверхности, и блок косопоставленных стабилизаторов, согласно изобретению оси сопел размещены в поперечном сечении ракеты, отстоящем на расстоянии (6...7)d от стыка с коническим или оживальным участком и на расстоянии (2...3)d от места сопряжения с соседним цилиндрическим участком, а заряд выполнен с диаметром срединной поверхности, равным 0,25...0,35 калибра ракеты, где d - диаметр выходного сечения сопел.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображена предлагаемая ракета с частичным вырезом корпуса отсека газоструйной системы угловой стабилизации.

Предлагаемая ракета содержит головную часть 1, двигатель 2, отсек газоструйной системы угловой стабилизации 3 с соплами 4 в области цилиндрического участка корпуса отсека 3 и цилиндрическим вкладным зарядом 5, соосным с осью ракеты, блок косопоставленных стабилизаторов 6. Наружные поверхности корпусов головной части 1, двигателя 2, отсека газоструйной системы угловой стабилизации 3 содержат цилиндрические, конические либо оживальные участки. Оси сопел 4 размещены в поперечном сечении ракеты, отстоящем на расстоянии (6...7)d от стыка с коническим или оживальным участком (L₁) и на расстоянии (2...3)d от места сопряжения с соседним цилиндрическим участком (L₂), а заряд выполнен с диаметром срединной поверхности (D₁), равным 0,25...0,35 калибра ракеты (D), где d - диаметр выходного сечения сопел.

Предложенная ракета функционирует следующим образом. При сходе ракеты с направляющей осуществляется зажжение заряда 5, продукты сгорания которого истекают через сопла 4, создавая управляющие усилия, чем обеспечивается коррекция траектории. За счет локализации размеров площади наружной поверхности отсека газоструйной системы угловой стабилизации 3, на которую воздействует зона повышенного давления перед струей, истекающей из сопел 4, и зоной за струей обеспечивается минимизация разбросов управляющих усилий при полете ракеты. В конце горения заряда 5 при горении заряда 5 по каналу и наружной поверхности фронты горения приближаются к срединной поверхности заряда 5 и при определенной толщине горящего свода заряд 5 разрушается за счет воздействия центробежных сил, обусловленных вращением ракеты вокруг продольной оси блоком косопоставленных стабилизаторов 6. За счет выбранного значения диаметра срединной поверхности заряда 5 при скоростях оборотов ракеты, характерных для ракет данного класса, достигается минимизация толщины горящего свода, при которой происходит разрушение заряда 5, а следовательно, и минимизация разбросов реактивных сил и суммарного управляющего усилия, что в совокупности обеспечивает требуемые характеристики кучности стрельбы.

Выполнение ракеты в соответствии с изобретением позволило обеспечить улучшение кучности стрельбы ракетами РСЗО.

Изобретение может быть использовано при разработке ракет с газоструйной системой угловой стабилизации различных классов, в том числе ракет реактивных систем залпового огня.

Указанный положительный эффект подтвержден летными испытаниями ракет, выполненных в соответствии с изобретением.

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