вращающаяся ракета

Формула изобретения

Вращающаяся ракета, содержащая боевую часть с размещенным в цилиндрическом корпусе жидкотекучим наполнителем с образованием в нем воздушной полости, ракетный двигатель, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями, отличающаяся тем, что она снабжена стержнем, размещенным в цилиндрическом корпусе, и газодинамической системой угловой стабилизации с соплами, причем стержень расположен на оси симметрии вращающейся ракеты и выполнен с диаметром dc=(0,3-0,6)D, где D - диаметр цилиндрического корпуса, а жидкотекучий наполнитель размещен в цилиндрическом корпусе с образованием воздушной полости в объеме, равном 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса, при этом расстояние L _бч между центром масс вращающейся ракеты и центром масс боевой части не превышает величины L_рд+L _cyc·L_ст/L, где L _рд - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и центром масс ракетного двигателя, L_cyc - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и соплами газодинамической системы угловой стабилизации, L _ст - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и серединой корневой хорды лопасти аэродинамического стабилизатора, L - длина вращающейся ракеты.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано при разработке вращающихся ракет реактивных систем залпового огня.

Объект изобретения представляет собой ракету реактивной системы залпового огня с повышенной кучностью и точностью стрельбы и эффективностью огневого действия, предназначен для вооружения ракетно-артиллерийских частей сухопутных войск и может найти широкое применение в области ракетной техники.

Как известно, в настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с боевыми частями с жидкотекучим наполнителем. Одним из основных критериев эффективности таких ракет является количество жидкотекучего 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 вращающаяся ракета по патенту РФ №2154799 F42B 12/44, содержащая боевую часть с жидкотекучим наполнителем и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения жидкотекучего наполнителя, ракетный двигатель и аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями.

Такая конструкция ракеты позволяет повысить параметры огневого поражения цели за счет снаряжения боевой части жидкотекучим наполнителем, для компенсации температурного расширения которого она снабжена воздушной полостью, так как отсутствие воздушной полости при температурных колебаниях может приводить к нарушению целостности ракеты. Для боевых частей ракет систем залпового огня необходима фиксация местоположения воздушной полости в боевой части, нарушение положения которой ведет к возникновению значительного дисбаланса масс. Перемещение жидкотекучего наполнителя в процессе полета ракеты из-за наличия воздушной полости в боевой части может привести к возникновению локальной неустойчивости ракеты и, как следствие, потере устойчивости полета, вплоть до схода ракеты с траектории. Фиксация положения воздушной полости в боевой части достигается за счет ограничения величины отношения начальных значений моментов инерции к их конечным значениям и ограничения объема воздушной полости в объеме боевой части.

Таким образом, задачей данного технического решения являлось повышение огневого поражения цели за счет доставки к цели жидкотекучего наполнителя в боевой части без предъявления высоких требований к кучности стрельбы.

Для повышения кучности и точности стрельбы широкое применение нашли газодинамические системы угловой стабилизации с соплами, позволяющие обеспечить повышение характеристик кучности стрельбы.

Известна вращающаяся ракета по патенту РФ №2071027 F42B 12/00, содержащая боевую часть, ракетный двигатель, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами.

Задачей данного технического решения являлось обеспечение высокой кучности и точности стрельбы на дальностях свыше 40 км без предъявления высоких требований эффективности огневого поражения целей.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является вращающаяся ракета по патенту РФ №2248515 F42B 12/36, принятая авторами за прототип. Ракета содержит боевую часть с цилиндрическим корпусом с жидкотекучим наполнителем и воздушной полостью, ракетный двигатель и аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями.

Такая конструкция ракеты позволяет повысить эффективность огневого поражения, а также кучности стрельбы за счет учета влияния стартовых осевых перегрузок и колебательных движений корпуса ракеты на поведение в жидкотекучем наполнителе воздушной полости и повысить устойчивость полета вращающейся ракеты путем гарантированного фиксирования положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе на стартовом участке траектории ракеты.

Таким образом, задачей данного технического решения являлось повышение огневого поражения цели за счет доставки к цели жидкотекучего наполнителя в боевой части и повышение кучности стрельбы за счет фиксации положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе на стартовом участке траектории ракеты без предъявления высоких требований к кучности стрельбы на дальностях свыше 40 км.

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата вращающейся ракеты, принятой авторами за прототип, является недостаточная степень фиксации положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе в радиальном направлении относительно оси симметрии ракеты, что приводит к колебаниям воздушной полости относительно оси симметрии вращающейся ракеты, возникновению дисбаланса масс и ухудшению кучности и точности стрельбы.

Общими признаками у предлагаемой авторами вращающейся ракеты с прототипом является наличие боевой части с корпусом с жидкотекучим наполнителем и воздушной полостью, ракетного двигателя, аэродинамического стабилизатора с косопоставленными лопастями.

В отличие от прототипа предлагаемая вращающаяся ракета содержит газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами, а цилиндрический корпус имеет расположенный на оси симметрии вращающейся ракеты стержень диаметром dc=(0,3-0,6)D, где D - диаметр цилиндрического корпуса, объем воздушной полости составляет 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса, а расстояние L_бч между центром масс вращающейся ракеты и центром масс боевой части не превышает величины L_рд+L_cyc ·L_ст/L, где L_рд - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и центром масс ракетного двигателя, L_сус - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и соплами газодинамической системы угловой стабилизации, L_ст - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и серединой корневой хорды лопасти аэродинамического стабилизатора, L - длина вращающейся ракеты.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым результатом.

Указанные признаки, отличные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности огневого поражения, а также точности и кучности стрельбы вращающейся ракеты на дальностях свыше 40 км путем гарантированного фиксирования положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе в радиальном направлении при действии управляющего усилия газодинамической системы угловой стабилизации.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной вращающейся ракете, содержащей боевую часть с цилиндрическим корпусом с жидкотекучим наполнителем и воздушной полостью, ракетный двигатель, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями, особенность заключается в том, что вращающаяся ракета содержит газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами, а цилиндрический корпус имеет расположенный на оси симметрии вращающейся ракеты стержень диаметром dc=(0,3-0,6)D, где D - диаметр цилиндрического корпуса, объем воздушной полости составляет 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса, а расстояние L _бч между центром масс вращающейся ракеты и центром масс боевой части не превышает величины L_рд+L _сус·L_ст/L, где L _рд - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и центром масс ракетного двигателя, L_сус - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и соплами газодинамической системы угловой стабилизации, L _ст - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и серединой корневой хорды лопасти аэродинамического стабилизатора, L - длина вращающейся ракеты.

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

- газодинамической системы угловой стабилизации с соплами повысить кучность и точность стрельбы на дальностях свыше 40 км;

- размещения в цилиндрическом корпусе с жидкотекучим наполнением на продольной оси вращающейся ракеты стержня диаметром dc=(0,3-0,6)D одновременно с выбором расстояния между центром масс ракеты и центром масс боевой части L_бч не более L_рд+L _сус·L_ст/L обеспечить гарантированное фиксирование положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе в радиальном направлении при действии управляющего усилия газодинамической системы угловой стабилизации. При диаметре стержня менее 0,3D или превышении L_бч величины L _рд+L_сус·L_ст /L не обеспечивается гарантированное фиксирование положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе в радиальном направлении при действии управляющего усилия газодинамической системы угловой стабилизации, что приводит к возникновению дисбаланса масс при действии управляющего усилия газодинамической системой угловой стабилизации с соплами, возникновению дополнительных динамических ошибок системы угловой стабилизации и, как следствие, ухудшению кучности и точности. При диаметре стержня более 0,6D уменьшается количество горючей композиции, что приводит к резкому снижению эффективности огневого поражения цели;

- выполнения объема воздушной полости составляющего 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса обеспечить требуемые параметры воздушного полости в полете. При увеличении воздушной полости более 0,2 объема цилиндрического корпуса из-за увеличения размера возрастает риск ее распада на фрагменты, отрицательно влияющие на устойчивость полета вращающейся ракеты. При уменьшении объема воздушной полости менее 0,05 объема цилиндрического корпуса не обеспечивается компенсация температурного расширения жидкотекучего наполнителя, что при температурных колебаниях может приводить к нарушению целостности ракеты.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решения в процессе патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизна».

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 во вращающейся ракете, содержащей боевую часть с цилиндрическим корпусом с жидкотекучим наполнителем и воздушной полостью, ракетный двигатель, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями, особенность заключается в том, что вращающаяся ракета содержит газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами, а цилиндрический корпус имеет расположенный на оси симметрии вращающейся ракеты стержень диаметром dc=(0,3-0,6)D, где D - диаметр цилиндрического корпуса, объем воздушной полости составляет 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса, а расстояние L _бч между центром масс вращающейся ракеты и центром масс боевой части не превышает величины L_рд+L _сус·L_ст/L, где L _рд - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и центром масс ракетного двигателя, L_сус - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и соплами газодинамической системы угловой стабилизации, L _ст - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и серединой корневой хорды лопасти аэродинамического стабилизатора, L - длина вращающейся ракеты.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид вращающейся ракеты.

Предлагаемая вращающаяся ракета имеет боевую часть 3 с цилиндрическим корпусом 6 с жидкотекучим наполнителем 4, воздушной полостью 5 и стержнем 7, ракетный двигатель 2, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями 1 и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами 8.

Кроме того, на чертеже показаны положение центра масс Хр вращающейся ракеты, положение центра масс ракетного двигателя Хрд, положение центра масс боевой части Хбч.

Вышеописанная вращающаяся ракета работает следующим образом.

После запуска ракетного двигателя 2 и газодинамической системы угловой стабилизации с соплами 8 ракета при движении по заданной траектории взаимодействует с набегающим потоком воздуха и за счет аэродинамического стабилизатора с косопоставленными соплами 1 раскручивается, при этом центробежные силы перемещают жидкое наполнение 4 в цилиндрическом корпусе 6 боевой части 3 в радиальном направлении, а воздушная полость 5 размещается в центре вдоль продольной оси вращающейся ракеты, принимая устойчивую форму воздушного ядра. В полете по траектории на ракету действуют ветровые возмущения, создающие опрокидывающий момент, корректируемый газодинамической системой угловой стабилизации с соплами 8. Радиальное перемещение воздушного ядра из-за действия корректирующего усилия газодинамической системы угловой стабилизации с соплами ведет к возникновению дисбаланса масс, появлению дополнительных динамических ошибок системы угловой стабилизации и, как следствие, ухудшению кучности и точности стрельбы. В изобретении фиксация положения воздушного ядра обеспечивается благодаря оптимальному расположению центра масс боевой части относительно центра масс вращающейся ракеты, ограничению объема воздушного ядра и наличию в цилиндрическом корпусе стержня, расположенного на оси симметрии вращающейся ракеты. В этом случае положение воздушного ядра фиксируется на продольной оси вращающейся ракеты в радиальном направлении за счет действия поперечной силы (см., например, Л.Г.Лойцянский «Механика жидкости и газа», М.: Дрофа, 2003 стр.177) и сохраняется во всех диапазонах изменения параметров движения вращающейся ракеты до подхода ее к цели, срабатывания боевой части и последующего огневого поражения цели.

Выполнение вращающейся ракеты в соответствии с изобретением позволяет повысить эффективность огневого поражения цели, а также повысить точность и кучность стрельбы на дальностях свыше 40 км.

Изобретение может быть использовано при разработке вращающихся ракет, в том числе реактивных снарядов реактивных систем залпового огня.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов вращающейся ракеты, выполненных в соответствии с изобретением.

На основе предлагаемого изобретения разработана конструкторская документация. Намечено серийное производство.