Реактивный снаряд

 

Изобретение относится к области вооружений и может найти применение в ракетных комплексах ближнего радиуса действия. Снаряд содержит маршевую ступень, задняя часть которой состыкована с размещенным в двигателе стаканом, в котором установлено воспламенительное устройство. Между задним торцом маршевой ступени, стенками стакана и воспламенительным устройством выполнена полость, в которой установлена сообщающаяся с ней камера. В камере размещены пороховой заряд и инициирующее устройство. Инициирующее устройство снабжено временным блоком включения. Инициирующее устройство может состоять из блока питания, последовательно соединенного с ним инерционного замыкателя и включенного в электрическую цепь после инерционного замыкателя электровоспламенителя, размещенного непосредственно в полости с пороховым зарядом. Инициирующее устройство может состоять из лучевого воспламенителя замедленного действия, размещенного в газоводном канале, сообщающемся с камерой сгорания двигателя, и непосредственно в полости с пороховым зарядом. Таким выполнением снаряда достигается повышение его надежности и эффективности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Предложенное изобретение относится к области вооружений и может найти применение в ракетных комплексах ближнего радиуса действия.

Известна конструкция двухступенчатой ракеты, принятой авторами за аналог [1], в которой маршевая ступень до пуска размещается внутри стартового двигателя, при этом в передней части стартового двигателя закреплен блок крыльев маршевой ступени. При пуске маршевая ступень телескопически выдвигается на всю длину из камеры сгорания, фиксируясь в выдвинутом положении относительно стартовой ступени и фиксируя на себе блок крыльев. По окончании стартового участка полета происходит отделение стартового двигателя.

Конструкция аналога позволяет вести стрельбу на большие дальности без использования дополнительного маршевого двигателя благодаря отделению двигателя с калибром, большим калибра маршевой ступени. При отделении стартового двигателя уменьшается площадь миделя и боковой поверхности ракеты и, как следствие, лобовое сопротивление и сопротивление трения.

К недостаткам аналога можно отнести низкую жесткость конструкции, связанную с тем, что в выдвинутом положении на маршевую ступень, расположенную консольно относительно двигателя, действуют боковые силы, в частности управляющие, вызывающие большие изгибные моменты в узле фиксации. Это ограничивает уровень допустимых управляющих перегрузок и, как следствие, зоны поражения, особенно ближнюю. В неуправляемой ракете низкая жесткость конструкции приводит к росту рассеивания, что также ухудшает ее характеристики. Низкая жесткость может приводить к возникновению колебаний маршевой ступени относительно стартового двигателя, особенно при высоких скоростях полета, и разрушению ракеты, что ограничивает скорость полета ракеты. В момент разделения маршевой ступени и стартового двигателя при наличии боковых сил маршевая ступень, имеющая запас устойчивости, меньший, чем ракета в целом до разделения (с двигателем с выгоревшим зарядом), совершает резкий угловой разворот. Следствием этого может быть выход маршевой ступени на нерасчетный угол атаки и ее разрушение.

Наиболее близким аналогом, принятым авторами за прототип изобретения, является реактивный снаряд [2], содержащий маршевую ступень с обтекателем и состыкованный с ней с помощью механизма разделения двигатель. В двигателе установлен тонкостенный металлический стакан, армированный с внешней стороны теплозащитным материалом, в дне которого установлено воспламенительное устройство. Задняя часть маршевой ступени состыкована со стаканом и частично утоплена в двигателе.

Конструкция прототипа обеспечивает сокращение длины за счет частичного вхождения маршевой ступени в стартовый двигатель, при этом уменьшается консоль вылета маршевой ступени относительно двигателя, что позволяет повысить допустимые боковые перегрузки и скорость снаряда. За счет частичного заглубления маршевой ступени в двигатель значительно повышается жесткость стыка и уменьшаются колебания маршевой ступени относительно стартового двигателя.

Однако в процессе разделения под действием боковых сил, действующих на двигатель, и противодействующих им стабилизирующих сил, действующих на маршевую ступень, в посадочном месте возникают силы трения, противодействующие процессу разделения и увеличивающие время разделения. За счет увеличения времени разделения возрастает импульс силы аэродинамического сопротивления, действующей на маршевую ступень, и еще не отделившийся стартовый двигатель, что ведет к снижению конечной скорости снаряда на стартовом участке, и , в свою очередь, к снижению средней скорости полета на заданную дальность. Это в конечном итоге приводит к увеличению полетного времени, снижению скорострельности и эффективности комплекса. В случае выполнения маршевой ступени и стартового двигателя в одном калибре время разделения может увеличиться настолько, что стартовый двигатель, прогревшийся после сгорания топлива, может потерять устойчивость, что приведет к разрушению снаряда.

Таким образом, задачами предлагаемого изобретения являются:

- обеспечение надежного разделения маршевой ступени и стартового двигателя независимо от соотношения их калибров;

- уменьшение времени разделения ступеней и повышение за счет этого конечной скорости снаряда на стартовом участке;

- уменьшение за счет сокращения времени разделения импульса боковых сил, что при заданном запасе прочности маршевой ступени позволит либо уменьшить ее массу и повысить скорость, либо увеличить массу полезной нагрузки.

Поставленная задача достигается тем, что в реактивном снаряде с отделяемым двигателем, содержащем маршевую ступень, задняя часть которой состыкована с размещенным в двигателе стаканом, в котором установлено воспламенительное устройство, в отличие от прототипа, между задним торцом маршевой ступени, стенками стакана и воспламенительным устройством выполнена полость, в которой установлена сообщающаяся с ней камера, в которой размещены пороховой заряд и инициирующее устройство, при этом инициирующее устройство снабжено временным блоком включения. Инициирующее устройство состоит из блока питания, последовательно соединенного с ним инерционного замыкателя и включенного в электрическую цепь после инерционного замыкателя электровоспламенителя, размещенного непосредственно в полости с пороховым зарядом. Инициирующее устройство может состоять из лучевого воспламенителя замедленного действия, размещенного в газоводном канале, сообщающемся с камерой сгорания двигателя, и непосредственно в полости с пороховым зарядом.

Совокупность конструктивных элементов и их взаимное расположение позволяет:

- обеспечить разделение маршевой ступени со стартовым двигателем независимо от соотношения их калибров и уменьшить время их разделения за счет силы давления пороховых газов от сжигания порохового заряда в камере, сообщающейся с полостью, выполненной между задним торцом маршевой ступени, стенками стакана и воспламенительным устройством;

- уменьшить импульс силы аэродинамического сопротивления за счет сокращения времени разделения и повысить тем самым конечную скорость снаряда на стартовом участке, а также уменьшить разброс конечной скорости реактивного снаряда на стартовом участке в широком диапазоне температур применения;

- уменьшить за счет сокращения времени разделения импульса боковых сил, что позволит при заданном запасе прочности маршевой ступени либо уменьшить ее массу и повысить скорость, либо увеличить массу полезной нагрузки;

- повысить надежность разделения маршевой ступени и стартового двигателя за счет использования для разделения порохового заряда, помещенного в отдельной камере. Размещение порохового заряда в отдельной камере, сообщающейся с полостью, выполненной между задним торцом маршевой ступени, стенками стакана и воспламенительным устройством, позволяет сжигать в ней заряд при высоком давлении, обеспечивая при этом в полости относительно низкий уровень рабочего давления, что не приводит к сколь либо значительному увеличению пассивной массы конструкции;

- обеспечить гарантированное разделение ступеней реактивного снаряда в момент достижения заданного значения осевой перегрузки за счет применения инициирующего устройства с инерционным замыкателем и электровоспламенителем;

- обеспечить автономность работы узла разделения при использовании воспламенителя лучевого замедленного действия, размещенного в газоводном канале, сообщающемся с камерой сгорания двигателя. В этом случае обеспечивается постоянство времени разделения ступеней реактивного снаряда во всем температурном диапазоне эксплуатации.

Сущность изобретения поясняется схемой реактивного снаряда с инициирующим устройством, содержащим инерционный временной блок включения, представленной на фиг.1, и схемой реактивного снаряда с инициирующим устройством, содержащим в качестве временного блока включения воспламенитель лучевой замедленного действия, представленной на фиг.2.

Предлагаемый реактивный снаряд (фиг.1) содержит маршевую ступень 1 и отделяемый двигатель 2. Задний торец 3 маршевой ступени 1 состыкован с размещенным в двигателе 2 стаканом 4, в котором установлено воспламенительное устройство 5. Между задним торцом 3 маршевой ступени 1, стенками стакана 4 и воспламенительным устройством 5 выполнена полость 6, в которой установлена сообщающаяся с ней камера 7. В камере 7 размещен пороховой заряд 8 и инициирующее устройство, состоящее из блока питания 10, инерционного замыкателя 12 и электровоспламенителя 9, соединенных между собой проводами 11, либо (фиг.2) состоящее из воспламенителя лучевого замедленного действия 15, размещенного в газоводном канале 13, сообщающемся с камерой сгорания 14 двигателя.

Работа предлагаемой конструкции осуществляется следующим образом.

На стартовом участке двигатель 2 разгоняет ракету до заданной скорости, при этом под действием осевой перегрузки, направленной в противоположную направлению полета сторону, инерционный замыкатель 12 обеспечивает отсутствие напряжения в сети 11 поджига электровоспламенителя 9. В момент окончания работы двигателя, когда сила лобового аэродинамического сопротивления начинает превышать тягу двигателя на участке спада, происходит смена направления действия осевой перегрузки. Под действием обратной перегрузки инерционный замыкатель 12 задействует цепь 11 поджига электровоспламенителя 9, соединяющую его с блоком питания 10. От электровоспламенителя происходит срабатывание порохового заряда 8, размещенного в камере 7. Продукты сгорания порохового заряда, истекая в полость 6 между задним торцом 3 маршевой ступени 1, стенками стакана 4 и воспламенительным устройством 5, давят на задний торец маршевой ступени. Под действием силы давления пороховых газов маршевая ступень 1 и отделяемый двигатель 2 начинают двигаться в противоположных направлениях со скоростью, зависящей от длины стыковочного места заднего торца маршевой ступени, калибра маршевой ступени и уровня давления в полости 6. После отделения двигателя маршевая ступень продолжает полет в заданном направлении, а двигатель под действием сил аэродинамического сопротивления и за счет истекающих из полости 6 газов тормозится и падает на землю.

В случае использования в качестве инициирующего устройства воспламенителя лучевого замедленного действия 15, размещенного в газоводном канале 13, сообщающемся с камерой сгорания 14 двигателя 2, работа реактивного снаряда предлагаемой конструкции осуществляется следующим образом. При срабатывании двигателя 2 продукты сгорания из его камеры сгорания 14 по газоводному каналу 13 поступают к воспламенителю лучевому замедленного действия 15, приводя его в действие. Время работы воспламенителя лучевого замедленного действия выбирается равным времени работы отделяемого двигателя. В момент окончания работы двигателя 2 воспламенитель лучевой замедленного действия поджигает пороховой заряд 8, и процесс разделения осуществляется так же, как и в случае с инерционным замыкателем.

Масса порохового заряда, объем камеры, в которой он размещается, длина задней части маршевой ступени, стыкующаяся со стаканом двигателя, уровень обратной перегрузки, при котором происходит срабатывание инерционного замыкателя, выбираются в каждом конкретном случае расчетным путем и уточняются в процессе отработки.

Таким образом, в предлагаемом техническом решении обеспечивается разделение маршевой ступени со стартовым двигателем независимо от соотношения их калибров, уменьшается время их разделения, что позволяет уменьшить импульс силы аэродинамического сопротивления и повысить тем самым конечную скорость снаряда на стартовом участке. При этом за счет сокращения времени разделения уменьшается импульс боковых сил, что позволяет при заданном запасе прочности маршевой ступени либо уменьшить ее массу и повысить скорость, либо увеличить массу полезной нагрузки. В конечном итоге повышается надежность реактивного снаряда и эффективность комплекса.

Источники информации

1. Патент США №3491692, кл. 102-49.4, 1970 г. - аналог.

2. Патент RU №2133444, МКИ F 42 B 15/10, опубликован 20.07.99 г., бюллетень №20 - прототип.

Формула изобретения

1. Реактивный снаряд с отделяемым двигателем, содержащий маршевую ступень, задняя часть которой состыкована с размещенным в двигателе стаканом, в котором установлено воспламенительное устройство, отличающийся тем, что между задним торцем маршевой ступени, стенками стакана и воспламенительным устройством выполнена полость, в которой установлена сообщающаяся с ней камера, в которой размещены пороховой заряд и инициирующее устройство, при этом инициирующее устройство снабжено временным блоком включения.

2. Реактивный снаряд по п.1, отличающийся тем, что инициирующее устройство состоит из блока питания, последовательно соединенного с ним инерционного замыкателя и включенного в электрическую цепь после инерционного замыкателя электровоспламенителя, размещенного непосредственно в полости с пороховым зарядом.

3. Реактивный снаряд по п.1, отличающийся тем, что инициирующее устройство состоит из лучевого воспламенителя замедленного действия, размещенного в газоводном канале, сообщающемся с камерой сгорания двигателя, и непосредственно в полости с пороховым зарядом.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области малогабаритных противотанковых управляемых снарядов, преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами

Изобретение относится к военной технике, а точнее к боеприпасам, и может найти применение при разработке реактивных снарядов систем залпового огня

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции малогабаритных ракетных выстрелов

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано на полигонах для обучения точности стрельбы личного состава боевых расчетов зенитных ракетных комплексов

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при испытаниях зенитных управляемых ракет на этапе их отработки

Ракета // 2202761
Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при создании ракет-носителей (РН) для выведения полезных грузов на низкие околоземные орбиты, в частности при обслуживании международной космической станции

Изобретение относится к области ракетного вооружения

Изобретение относится к области ракетного вооружения

Изобретение относится к области боеприпасов зенитной артиллерии

Изобретение относится к области оборудования самолетов

Снаряд // 2309376
Изобретение относится к вооружению, в частности к снарядам и ракетам

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к старту ракет с воздушных носителей

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты

Изобретение относится к области вооружений и может найти применение в ракетных комплексах ближнего радиуса действия

Наверх