Ракета

 

Изобретение относится к ракетному вооружению. Ракета содержит боевую часть с донным поршнем, ракетный двигатель со стабилизатором и ведущими штифтами, блок системы управления с отрывным электрическим разъемом. Между ракетным двигателем и боевой частью на корпусе выполнен узел жесткости в виде цилиндра с толщиной стенки, равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты, и длиной 0,3-1,5 ее калибра с закрепленным опорным диском. В полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, размещены пороховой заряд разделения и регулятор динамических и частотных характеристик. Регулятор состоит из набора одинаковых по своим размерам металлических и неметаллических пластин, общее количество которых является неизменным. Блок системы управления жестко скреплен с боевой частью соединительными элементами, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем. Использование изобретения позволяет повысить кучность и точность стрельбы, а также автоматическую стыковку отрывного разъема при заряжании. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании ракет, и в частности ракет систем залпового огня, запускаемых из трубчатых направляющих и имеющих в своем составе блок системы управления (БСУ) с отрывным электрическим разъемом, боевую часть и ракетный двигатель с ведущими штифтами для предварительной закрутки ракеты при ее движении по винтовому пазу направляющей.

Объект изобретения представляет собой ракету повышенной точности и кучности стрельбы за счет выполнения ее с минимальным разбросом динамических и жесткостно-частотных характеристик с обеспечением при этом автоматической стыковки отрывного разъема боевой машины с блоком системы управления снаряда при заряжании.

При проектировании ракет наиболее важной задачей, требующей постоянного решения, был и остается вопрос по повышению боевой эффективности их применения, который в значительной мере зависит от кучности и точности стрельбы и оперативного выполнения боевой задачи.

Для улучшения вышеуказанных характеристик в настоящее время широко используются реактивные системы залпового огня (РСЗО), в которых применяют предварительную закрутку ракеты в направляющей и вращение ее на траектории, а также различные системы управления траекторией, что дает вполне достаточный положительный эффект в решении вышеуказанной задачи.

Так, известна противотанковая вращающаяся ракета с кассетной головной частью, ФРГ, экспресс-информация, N 12 (384), 1979 г., с.23, содержащая ракетный двигатель со стабилизатором, кассетную головную часть с боевыми элементами, переходный элемент между двигателем и головной частью.

В данной конструкции вопрос по повышению кучности и точности стрельбы решается осреднением получаемых возмущений при старте и на траектории за счет обеспечения вращения ракеты.

Таким образом, задачей данного технического решения является разработка противотанковой ракеты, у которой повышение характеристик кучности и точности обеспечивается вращением ракеты. Такое решение может быть приемлемо только для ракет с относительно небольшой дальностью стрельбы, так как на значительных дальностях предварительная закрутка ракеты не может дать желаемых результатов в связи с тем, что не в состоянии парировать главную составляющую ошибки точности стрельбы - ветровой снос.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты является наличие ракетного двигателя со стабилизатором, головной части и переходного элемента между ними.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату, а именно повышению кучности и точности стрельбы, является конструкция вращающейся ракеты с органами управления траекторией, патент США N 4129268, кл. F 42 B 13/30, реферативный журнал "Изобретения в СССР и за рубежом", выпуск 98 N 8, 1979 г., принятая авторами за прототип.

Ракета содержит заднюю часть с двигателем, переднюю часть с боеголовкой, среднюю часть с органами управления траекторией полета и устройство для вращения, соединяющее органы управления с двигателем. Внутри средней части находится гироскоп, газогенератор и органы управления.

Данная конструкция ракеты, содержащей органы управления траекторией, является более прогрессивной, по сравнению с аналогом, и может использоваться в ракетах большого калибра и дальности.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось обеспечение повышения кучности и точности стрельбы вращающейся ракетой за счет введения в ее конструкцию системы управления траекторией.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты являются наличие ракетного двигателя, боеголовки и системы управления траекторией.

В отличие от прототипа в предлагаемую авторами конструкцию ракеты дополнительно вводятся узлы и устройства, позволяющие регулировать и обеспечивать оптимальные ее динамические и жесткостно-частотные характеристики, влияющие на точность и кучность стрельбы, и осуществлять автоматическую стыковку отрывного разъема для оперативного выполнения боевой задачи.

Установлено, что на работу системы управления и обеспечения стабильного вращения ракеты очень сильное влияние оказывает разброс ее динамических (массово-центровочных) и жесткостно-частотных (амплитуда и частота изгибных колебаний) характеристик. При значительном разбросе указанных характеристик от ракеты к ракете, в связи с уменьшением возможностей корректирующей системы противодействовать возникающим на траектории возмущениям, ухудшается точность и кучность стрельбы.

Проведенные специальные пуски ракет, оснащенных телеметрической аппаратурой с различными значениями вышеперечисленных характеристик, подтвердили функциональную зависимость кучности и точности стрельбы от перечисленных выше характеристик.

Таким образом, выполнение высокой стабильности уже названных характеристик является весьма актуальной задачей.

Не менее важной задачей повышения боевой эффективности является оперативное решение боевой задачи РСЗО за счет упрощения условий заряжания ракет, оснащенных системой управления и имеющих электрическую связь с боевой машиной через отрывной разъем.

Все это достигается тем, что, в отличие от прототипа, в предлагаемой авторами ракете между ракетным двигателем и боевой частью на ее корпусе выполнен узел жесткости в виде цилиндра с толщиной стенки, равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты, и длиной 0,3-1,5 ее калибра с закрепленным опорным диском, а в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, размещены пороховой заряд разделения и регулятор динамических и частотных характеристик, состоящий из набора одинаковых по своим размерам металлических и неметаллических пластин, например стальных и полиэтиленовых, общее количество которых остается неизменным, при этом блок системы управления с фиксацией на цилиндрический пояс через поворотное кольцо, зафиксированное стопором, жестко скреплен с боевой частью соединительными элементами, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем.

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, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение кучности и точности стрельбы и обеспечение оперативного выполнения боевой задачи путем создания конструкции ракеты с автоматической стыковкой ее разъема с боевой машиной и с минимально возможным разбросом динамических и жесткостно-частотных характеристик.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракете, содержащей боевую часть с донным поршнем, ракетный двигатель со стабилизатором и ведущими штифтами, блок системы управления с отрывным электрическим разъемом, согласно изобретению между ракетным двигателем и боевой частью на ее корпусе выполнен узел жесткости в виде цилиндра с толщиной стенки, равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты, и длиной 0,3-1,5 ее калибра, а в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, размещены пороховой заряд разделения и регулятор динамических и частотных характеристик, состоящий из набора одинаковых по своим размерам металлических и неметаллических пластин, например стальных и полиэтиленовых, общее количество которых остается неизменным, при этом блок системы управления с фиксацией на цилиндрический пояс через поворотное кольцо, зафиксированное стопором, жестко скреплен с боевой частью соединительными элементами, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем.

Новое конструктивное исполнение отдельных узлов ракеты, а также введение новых узлов и деталей, и их взаимное расположение приводит к получению нового технического результата по сравнению с прототипом: - выполнение узла жесткости между двигателем и боевой частью в виде цилиндра с толщиной стенки, равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты, и длиной 0,3-1,5 ее калибра с закрепленным опорным диском позволяет обеспечить требуемые жесткостно-частотные характеристики ракеты за счет их сглаживания, причем экспериментально-теоретическими исследованиями определены оптимальные габариты цилиндра и установлено, что если толщину стенки цилиндра выполнить менее 2,0 толщин стенки корпуса ракеты и длиной менее 0,3 ее калибра, резко возрастает амплитуда изгибных колебаний, а при толщине стенки цилиндра более 6,0 толщин стенки корпуса и длиной более 1,5 ее калибра начинает возрастать частота изгибных колебаний, т. к. значительно уменьшаются демпфирующие свойства узла жесткости; - размещение в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, регулятора динамических и частотных характеристик, выполненного в виде набора одинаковых по своим размерам металлических и неметаллических пластин, общее количество которых остается неизменным, позволяет обеспечить требуемые динамические (массу и положение центра масс ракеты) характеристики за счет установки необходимого количества металлических и неметаллических пластин в определенном порядке; - размещение в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, порохового заряда разделения и выполнение регулятора постоянного объема (суммарное количество пластин неизменно) позволяет обеспечить строго определенное значение свободного объема полости, в которой работает пороховой заряд, а значит, - постоянство протекания внутрибаллистического процесса разделения боевой части и ракетного двигателя, что положительно влияет на точность и кучность стрельбы; - жесткое соединение блока системы управления с боевой частью, с фиксацией на цилиндрический пояс соединительными элементами, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем, позволяет обеспечить требуемые жесткостно-частотные характеристики ракеты и исключить возможные завихрения скоростного напора в зоне установки соединительных элементов, которые, как правило, приводят к раскачке ракеты на траектории полета; - соединение блока системы управления с боевой частью через поворотное кольцо и фиксация его в корпусе блока системы управления стопором позволяет в процессе сборки ракеты обеспечить требуемое взаимное расположение отрывного электрического разъема и ведущего штифта, сохранить его в процессе эксплуатации, и тем самым проводить автоматическую стыковку разъема с боевой машиной при заряжании.

Таким образом, предлагаемое конструктивное выполнение ракеты позволяет повысить кучность и точность стрельбы и обеспечить оперативное выполнение боевой задачи.

Сущность изобретения заключается в том, что ракета содержит боевую часть с донным поршнем, ракетный двигатель со стабилизатором и ведущими штифтами, блок системы управления с отрывным электрическим разъемом.

В отличие от прототипа, согласно изобретению в зоне между ракетным двигателем и боевой частью на корпусе ракеты выполнен узел жесткости в виде цилиндра с толщиной стенки, равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты, и длиной 0,3-1,5 ее калибра с закрепленным опорным диском, а в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, размещены пороховой заряд разделения и регулятор динамических и частотных характеристик, состоящий из набора одинаковых по своим размерам металлических и неметаллических пластин, например стальных и полиэтиленовых, общее количество которых остается неизменным, при этом блок системы управления с фиксацией на цилиндрический пояс через поворотное кольцо, зафиксированное стопором, жестко скреплен с боевой частью соединительными элементами, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 представлен общий вид ракеты, на фиг.2 - вид сбоку, на фиг.3 представлен узел стыковки блока системы управления с боевой частью, а на фиг.4 - узел стыковки ракетного двигателя с боевой частью.

Ракета состоит из боевой части 1 с донным поршнем 2, ракетного двигателя 3 со стабилизатором 4 и ведущими штифтами 5, блока системы управления 6 с отрывным электрическим разъемом 7. Между ракетным двигателем 3 и боевой частью 1 выполнен узел жесткости 8 в виде цилиндра с толщиной стенки (δ_м), равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты (δ_p), и длиной (L_м) 0,3 -1,5 ее калибра (Д) с закрепленным опорным диском 9.

Опорный диск 9 между ракетным двигателем 3 и боевой частью 1 образует с ее донным поршнем 2 полость А, в которой размещен пороховой заряд разделения 10 и регулятор 11, состоящий из набора стальных 12 и полиэтиленовых 13 пластин.

Блок системы управления 6 скреплен с боевой частью 1 с фиксацией на цилиндрический пояс 14 соединительными элементами 15, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем 16, через поворотное кольцо 17. Поворотное кольцо 17 зафиксировано в корпусе 18 блока системы управления 6 стопором 19.

Для обеспечения требуемых динамических характеристик (массы и положения центра масс) ракеты при ее сборке производится взвешивание и определение центра масс основных составных частей и по результатам определяется необходимое количество и порядок установки стальных 12 и полиэтиленовых 13 пластин в регуляторе динамических и частотных характеристик, при этом общее количество пластин остается всегда постоянным.

При стыковке блока системы управления с боевой частью предварительно выставляют угол α, обеспечивающий необходимое взаимное положение отрывного разъема 7 и ведущего штифта 5, с помощью поворотного кольца 17, затем затягивают соединительные элементы 15 и фиксируют поворотное кольцо 17 стопором 19. Это позволяет обеспечить автоматическую стыковку отрывного разъема при заряжании БМ.

Заявляемая ракета функционирует следующим образом: при запуске двигателя 3 и движении ракеты по направляющей боевой машины за счет взаимодействия ведущих штифтов 5 с винтовыми пазами направляющей, ракета получает вполне определенную раскрутку, обеспечиваемую строго подобранными ее динамическими характеристиками, которая значительно снижает начальные возмущения в момент схода ракеты с направляющей.

На участке траектории, где работает блок системы управления 6, поддерживается стабильный полет ракеты за счет парирования возникающих возмущений системой управления.

В дальнейшем, после окончания работы БСУ, стабильный полет по заданной баллистической траектории осуществляется за счет уменьшения амплитуды и частоты изгибных колебаний узлом жесткости 8, в связи с обеспечением довольно-таки узких границ разброса динамических и частотных характеристик ракеты, которые выполняются регулятором 11 ее динамических и частотных характеристик.

В заданной точке траектории блок системы управления выдает команду на срабатывание порохового заряда разделения 10, который обеспечивает стабильное по скорости и времени разделение боевой части 1 и ракетного двигателя 3 за счет выполнения строго постоянного объема А между донным поршнем 2 и опорным диском 9, а следовательно повышается точность попадания боевой части в цель.

Таким образом, все перечисленные конструктивные особенности заявляемой ракеты позволяют без введения в нее сложных конструктивных решений повысить на 20% кучность и точность стрельбы, по сравнению с прототипом, при этом обеспечить автоматическую стыковку отрывного разъема с боевой машиной при заряжании.

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

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены государственные испытания с положительными результатами и готовится серийное производство ракеты предлагаемой авторами конструкции.

Формула изобретения

Ракета, содержащая боевую часть с донным поршнем, ракетный двигатель со стабилизатором и ведущими штифтами, блок системы управления с отрывным электрическим разъемом, отличающаяся тем, что в ней между ракетным двигателем и боевой частью на корпусе выполнен узел жесткости в виде цилиндра с толщиной стенки, равной 2,0 - 6,0 толщинам стенки корпуса ракеты, и длиной 0,3 - 1,5 ее калибра с закрепленным опорным диском, а в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, размещены пороховой заряд разделения и регулятор динамических и частотных характеристик, состоящий из набора одинаковых по своим размерам металлических и неметаллических пластин, общее количество которых остается неизменным, при этом блок системы управления с фиксацией на цилиндрический пояс через поворотное кольцо, зафиксированное стопором, жестко скреплен с боевой частью соединительными элементами, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4