способ динамического центрирования ракеты в контейнере и выстрел для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ динамического центрирования ракеты в контейнере в процессе ее запуска, включающий движение ракеты калибром D ₀ на направляющих по контейнеру с зазором h₀ , образованным корпусом ракеты и внутренними стенками контейнера, под действием на ее торцевую часть газов, образующихся при срабатывании вышибного заряда с объемным расходом Q_m, отличающийся тем, что по зазору h₀ пропускают часть образующихся газов вышибного заряда Q в соотношении к полному объему расхода

поддерживая которое в каждый момент времени t прохождения ракетой контейнера, воздействуют на ракету стабилизирующей силой, вызываемой отклонением оси ракеты от оси контейнера.

2. Выстрел, содержащий установленную в контейнере с зазором h₀ ракету на направляющих и вышибной заряд, отличающийся тем, что в торцевой части ракеты калибром D₀ выполнены каналы суммарной площадью сечения

сообщающие полость вышибного заряда с зазором h₀, образованным корпусом ракеты и внутренними стенками контейнера и выполненного, исходя из условия

при этом передние направляющие ракеты в контейнере расположены на расстоянии 0,5÷0,75 длины ракеты от ее заднего торца.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при создании носимо-возимых ракетных комплексов, в которых запуск ракеты осуществляется из транспортно-пусковых контейнеров.

В настоящее время для защиты от внешних механических и климатических воздействий при хранении и транспортировке, а также для автоматического направленного запуска ракет типа: земля-земля, земля-воздух, воздух-земля широко используются контейнеры, в которых размещается ракета, стартовый или вышибной заряд, механизм запуска и разгерметизации.

Известен ракетный комплекс «Toy» [1, 2], в котором запуск ракеты из контейнера осуществляется воздействием газов, образующихся в процессе горения стартового заряда, на формируемую в виде поршня донную часть ракеты, повторяющую с минимальным зазором внутренний профиль контейнера. При этом центрирование ракеты в процессе ее движения по контейнеру осуществляется за счет скольжения по стенкам контейнера специально выполняемых направляющих. При данном способе запуска вследствие отклонения формы стенок контейнера от идеального цилиндра скольжение направляющих ракеты по его поверхности обуславливает появление сил, вызывающих на начальном участке траектории ее отклонение от требуемого направления полета, т.е. обуславливает появление так называемых "начальных возмущений". При этом из-за различной степени шероховатости внутренней поверхности стенок контейнера данные силы носят переменный характер и приводят к значительным разбросам величин начальных возмущений.

За прототип способа принят способ динамического центрирования ракеты в контейнере [3], включающий движение ракеты на специально выполненных для обеспечения минимального трения направляющих, по контейнеру с зазором h₀, под действием на ее торцевую часть газов, образующихся при срабатывании вышибного заряда.

За прототип устройства, которое реализует данный способ, выбран выстрел [3], включающий установленную в контейнере ракету на направляющих с зазором h₀ и вышибной заряд.

Однако при данном способе запуска ни одно из применяемых конструктивных улучшений не исключает увеличения трения от возникающих в процессе движения ракеты по контейнеру газодинамических сил. Данные силы возникают из-за неравномерности зазора между внутренними стенками контейнера и поверхностью ракеты и обусловлены вязкостью воздушной среды при ее взаимодействии с поверхностями ракеты и контейнера. Для оценки направленности и величины действующих перпендикулярно продольной оси ракеты сил, связанных с несимметрией зазоров h в произвольном поперечном сечении оболочки ракеты (фиг.1, 2), воспользуемся дифференциальным уравнением, описывающим распределенные поля скоростей U и давлений Р вязкой среды (коэффициент вязкости ₀) между параллельными поверхностями

при граничных условиях, определяемых без условия, что скорость движения воздушной среды на поверхности ракеты равна скорости ее движения V_с, а на внутренней поверхности контейнера равна нулю.

Интегрирование для произвольного положения х на поверхности ракеты дает значение давления в зазоре произвольного сечения h в виде

Согласно данному уравнению отклонение давления Р в произвольном зазоре от номинального ₀, определяемого номинальным зазором h₀ (при разложении в ряд Фурье и отбрасывании членов ряда свыше первого порядка), принимает вид:

Из данного выражения следует, что при уменьшении зазора давление в нем падает, а при увеличении возрастает. Следовательно, сила, определяемая как разность давлений, действующих по диаметрально противоположным поверхностям ракеты, будет вызывать эффект положительной обратной связи, т.е. чем больше отклонение ракеты от оси контейнера (увеличение зазора с одной стороны и уменьшение с другой), тем больше возникающая сила стремится увеличить данное отклонение и проявляется как возрастающая нормальная сила в направляющих, скользящих по поверхности контейнера, а следовательно, как увеличивающаяся величина трения скольжения.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение начальных возмущений на выходе ракеты из контейнера, вызываемых неравномерностью и несоосностью сил, возникающих при скольжении направляющих ракеты по внутренним стенкам контейнера.

Для достижения поставленной задачи в предлагаемом авторами способе динамического центрирования ракеты в контейнере в процессе ее движения на направляющих по контейнеру, под действием на ее торцевую часть газов, образующихся при срабатывании вышибного заряда, по зазору h₀, образованному корпусом ракеты калибром D₀ и внутренними стенками контейнера пропускают часть образующихся газов вышибного заряда в соотношении к полному объему расхода

где Q_m - полный объемный расход вышибного заряда;

Q - объемный расход, отводимый в цилиндрический зазор между корпусом ракеты и внутренними стенками контейнера, поддерживая которое, в каждый момент времени t прохождения ракетой контейнера воздействуют на ракету стабилизирующей силой, вызываемой отклонением оси ракеты от оси контейнера.

Изложенное условие следует из следующей физико-математической интерпретации предлагаемого способа. Предлагаемый способ включает частичный отвод газов от вышибного заряда в область взаимодействия через вязкую воздушную среду движущихся относительно друг друга поверхностей. Поэтому для моделирования процесса и формулировки способа ранее приведенное дифференциальное уравнение было рассмотрено в системе с выражением для объемного расхода, подаваемого в зазор между корпусом ракеты и стенкой контейнера

При интегрировании получено выражение для давления в зазоре:

и определено поведение отклонений давления в произвольном зазоре от номинального при наличии объемного расхода Q.

Из полученного следует, что при Q=0 приходим к уже проанализированному случаю, т.е. имеем эффект положительной обратной связи, приводящей (при отклонении зазора от номинального) к увеличению трения скольжения направляющих ракеты по стенкам контейнера.

При условии введения "жидкой смазки", т.е. Q>0 глубина положительной обратной связи падает с увеличением расхода и при условии

изменяет свой характер на отрицательную, вызывающую эффект стабилизации ракеты относительно оси контейнера.

Действительно, сила, определяемая как разность давлений, действующих по диаметрально противоположным поверхностям ракеты, изменила знак, следовательно, при отклонении оси ракеты от оси контейнера данная сила будет стремиться скомпенсировать возникающие отклонения, т.е. стремиться вернуть ось ракеты в исходное состояние. При этом уменьшается величина давления на направляющие, а следовательно, уменьшается трение скольжения их по стенкам контейнера.

Таким образом, необходимое условие возникновения эффекта центрирования ракеты в контейнере при определении объемного расхода вышибного заряда в виде

формулируется как

Данное условие является необходимым, но недостаточным. Эффективность стабилизации определяется величиной поддерживаемого соотношения расходов и соотношением сил и моментов при действии поперечных:

- стабилизирующей силы, действующей по площади поперечного сечения ракеты в момент времени t, находящейся в контейнере

определяемой разностью давлений ₁, ₂ в диаметрально противоположных зазорах h ₁,h₂ и вызываемой отклонением оси ракеты от оси контейнера

- силы веса ракеты

F_g=m·g.

При этом в начальный период движения ракеты по контейнеру, когда передние и задние направляющие скользят по внутренней поверхности контейнера (фиг.3) нормальные поперечные силы, возникающие в них как в опорах (реакция в опорах N), определяются разностью сил веса и возникающей силой стабилизации. Сила стабилизации уменьшает силу реакции в опорах или полностью устраняет их, вывешивая ракету в контейнере.

Выход передних направляющих из контейнера (фиг.4) сопровождается исчезновением реакции опоры (N₁ =0). При этом сила веса ракеты и создаваемая сила стабилизации вызовут моменты относительно задних направляющих, создавая суммарный возмущающий момент для отклонения носовой части ракеты.

Сведением возмущающих моментов противодействующих сил к нулю обеспечивается оптимальный, с точки зрения снижения отклонений ракеты от траектории, режим.

Для осуществления предлагаемого способа в выстреле, содержащем ракету с направляющими, которая установлена в контейнере с зазором h₀, и вышибной заряд, новым является то, что в торцевой части ракеты калибром D₀ выполнены каналы с суммарной площадью сечения

сообщающие полость вышибного заряда с зазором h₀ между оболочкой ракеты и внутренними стенками контейнера, выполненного исходя из условия

при этом передние направляющие ракеты в контейнере расположены на расстоянии 0,5-0,75 длины ракеты от ее заднего торца.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг.1, 2 изображено поперечное сечение корпуса ракеты, на фиг.3 - движение ракеты на направляющих по контейнеру, на фиг.4 - выход передних направляющих ракеты из контейнера, на фиг.5, 6- конструктивная схема предлагаемой ракеты, на фиг.7 - определение зоны оптимального размещения передних направляющих на ракете.

На фиг.5, 6 изображена конструктивная схема предлагаемой ракеты. Ракета 1 установлена на передних 2 и задних 3 направляющих. В задней части контейнера расположен вышибной заряд 4. Камера вышибного заряда сообщается выполненными в торцевой части ракеты каналами 5 с зазором 6 между корпусом ракеты и контейнером.

Ракета функционирует следующим образом. Начиная с момента воспламенения вышибного заряда 4, образующиеся газы создают давление на донную часть ракеты, и приводят ее в движение. Вследствие возникающего перепада давлений между донной частью ракеты и зазором 6, сообщающимся с атмосферой, возникает дополнительное движение газа по каналам 5 и по зазору 6. Выполнение суммарной площади каналов 5, равной

а зазора

обеспечивает, с одной стороны, наличие стабилизирующей силы, возникающей при движении ракеты по контейнеру, с другой - величину этой силы. Проводимые расчеты и экспериментальные исследования показали, что при данных соотношениях величина стабилизирующей силы и момент от нее, взятый относительно задней направляющей, превышает силу и момент создаваемых силой веса ракеты при допустимых отклонениях оси ракеты от оси контейнера порядка 0,003÷0,004 D₀ (на фиг.7 h=0,4÷0,6) т.е. момент стабилизирующей силы, отнесенный к моменту силы веса ракеты, взятые относительно задней направляющей

где L_ц.м. - положение центра масс ракеты относительно торца хвостовой части больше единицы (см. фиг.7).

При этом в процессе движения ракеты по контейнеру центр давления стабилизирующей силы относительно центра масс ракеты смещается к хвостовой части и величина стабилизирующего момента относительно центра масс достигает максимума в промежутке 0,58÷0,75 полного времени выхода ракеты из контейнера (см. фиг.7, t_m), т.е.

Одновременно относительный стабилизирующий момент, взятый относительно задней опоры, стремится к единице, а суммарный M =M_опор-1 к нулю. Таким образом, на данном отрезке времени создаются оптимальные условия удержания ракеты на требуемой траектории, а так как выполнение условия М 0 реализуется в момент нахождения 0,58÷0,75 длины ракеты в контейнере, то данное соотношение определяет оптимальное размещение передней направляющей ракеты.

Источники информации

1. "Jane's Infantry Weapons", 2001-2002, с.425-427.

2. «Зарубежное военное обозрение». М.: Военное издательство, 1981, №8, с 36-37.

3. Прототип - "Jane's Infantry Weapons", 2001-2002, с.390-391.

4. Л.Г. Лойцянский. Механика жидкости и газа. М.: Наука, 1973 г.