Кинетическая ракетно-космическая система вооружения

Изобретение относится к малоразмерному космическому ракетостроению, специализирующемуся на создании высокоточного метательного оружия с использованием кинетической энергии готовых поражающих элементов (ГПЭ) в качестве главного поражающего фактора, а также при использовании вакуума околоземного космического пространства в качестве среды для разгона поражающих элементов. Разгон осуществляется баллистической ракетой, использующей твердое топливо в дисперсном сыпучем состоянии, расположенное в бункере, масса конструкции которого непрерывно (точнее квазинепрервыно) отбрасывается по мере расхода топлива. Этим обеспечивается возможность обойтись одноступенчатой схемой ракеты, а также увеличить долю полезной боевой нагрузки в суборбитальной части конструкции аппарата. Появляется возможность обойтись одним маршевым двигателем. При этом ГПЭ располагаются в отделяемом спускаемом аппарате, корпус которого вписан в конус с углом заострения меньшим угла Маха при входе в атмосферу. При этом стабилизация ориентации спускаемого аппарата обеспечивается за счет раскрутки носовой части спускаемого аппарата вокруг оси, совпадающей с направлением входа в атмосферу земли. Кормовая часть спускаемого аппарата соединена с носовой частью посредством подшипника. При этом она не вращается и в ней расположены аэродинамические рули для управления креном, курсом и тангажем, используемые для маневрирования и наведения на цель. Обеспечивается превосходство данной системы вооружения перед крылатыми ракетами по энергетической эффективности, устойчивости к перехвату, а также бронебойности, т.к. ГПЭ имеют скорость существенно превосходящую скорость струи кумулятивных боеприпасов. 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к малоразмерному космическому ракетостроению, специализирующемуся в технике высокоточных метательных систем вооружения, в которых кинетическая энергия снаряда используется в качестве основного поражающего фактора, и в которых также используется вакуум околоземного космического пространства, как среда для разгона кинетических поражающих элементов.

В настоящее время ближний космос используется главным образом в качестве вакуумной транспортной среды, обеспечивающей возможность быстрого перемещения объектов на глобальные расстояния. Однако большие объемы космического вакуума позволяют использовать его еще и для высоко эффективного накопления кинетической и потенциальной гравитационной энергии, которая может быть использована в качестве точно управляемого поражающего фактора. В то же время современные системы вооружений используют в качестве поражающих факторов главным образом химическую или ядерную энергию, содержащуюся в снаряде независимо от способа доставки снаряда к цели.

При этом, при орбитальном космическом базировании боеприпаса, его потенциальная и кинетическая энергии не могут быть эффективно использованы, т.к. в основном теряются во время пологого спуска спускаемого аппарата. Крутой же спуск требует, для торможения первой космической скорости, затраты энергии топлива на торможение, соизмеримой с затратами топлива на запуск космического аппарата с земли. Т.е. коэффициент изменения массы ракеты за весь цикл полета «земля-низкая орбита- земля», в случае необходимости полного торможения приобретенной при запуске первой космической скорости, возводится во вторую степень, например, увеличивается с 20 до 400. Например, для запуска возвращаемого снаряда массой 100 кг требуется исходная масса ракеты 100*400=40 тыс. кг. Ясно, что оправдать запуск такой системы можно только сделав снаряд ядерным. Чисто кинетическая энергия его при крутом спуске спускаемого аппарата не оправдает расхода 40 тонн стартовой массы топлива на 100 кг боевой нагрузки.

Таким образом, орбитальное базирование кинетического оружия является высоко затратным из-за большого расхода энергии и материалов на запуск единицы массы боеприпаса на орбиту и спуск с нее. Ядерные же боеприпасы, кроме высокой стоимости делящихся материалов сталкиваются с проблемами конвенционального характера, а также представляют высокую экологическую опасность.

Более экономичным является суборбитальное базирование единицы массы боеприпаса, осуществляемое баллистической ракетой. В ней основная затрата топлива сосредоточивается на начальном участке полета. Поэтому не приходится поднимать на большую высоту и сильно разгонять большие массы топлива, необходимые для торможения при спуске. Причем полет осуществляется по крутой траектории, переходящей в крутой баллистический спуск, не требующий торможения двигателем. В спускаемом аппарате может оставаться только малая часть топлива, необходимая для корректирующего маневрирования в пределах не более нескольких процентов полного импульса тяги двигателя.

Однако современные ракеты, обеспечивающие суборбитальные параметры полетов (высоту в тысячу и более километров и скорость - семь и более километров в секунду), очень сложны по конструкции и стоят очень дорого, т.к. все они вынуждены строиться по многоступенчатой схеме, чтобы снизить влияние массы конструкции топливных баков. Соответственно, при этом, в ракете необходимо иметь множество двигателей, систем управления и систем запуска двигателей в полете, отбрасываемых вместе с очередными ступенями (здесь имеется ввиду последовательная схема расположения ступеней, как самая энергетически эффективная). При этом стоимость ракет мало уменьшается при уменьшении размерности ракеты. Все это заставляет производить ракеты большой массы, рассчитывая их на большую полезную нагрузку - в несколько тонн. Такую ракету приходится рассчитывать на несколько ядерных боеголовок с независимым наведением.

Такие средства космических вооружений являются по необходимости крупнотоннажными, что делает их уязвимыми в части скрытности базирования и ущерба от перехвата ракет-носителей. В сочетании со сложностью конструкции современных ракет-носителей это делает ракетно-ядерные средства обороны высоко-затратными и ставит обороноспособность страны в прямую зависимость от экономической состоятельности государства.

Аналогом рассматриваемого в данной заявке технического решения является метательное оружие, в котором движение снаряда одновременно является и способом доставки снаряда к цели и источником энергии для поражения цели. Однако для поражения цели нужна скорость, как правило, существенно превышающая скорость звука в атмосфере. Использование таких скоростей перемещения в атмосфере на большие расстояния очень неэкономично. Причем в ствольной артиллерии скорость метания ограничивается еще и скоростью движения молекул продуктов сгорания, составляющей около 3 км/сек. Эта скорость совпадает со скоростью распространения звука в горячих продуктах сгорания.

Преодолеть вышеуказанный газодинамический предел скоростей метания возможно несколькими способами.

Первый способ известен под названием кумулятивного эффекта, который состоит в возможности дополнительно ускорить продукты сгорания, в частности детонации, химического взрывчатого вещества путем организации столкновения сфокусированных в одну точку направленных газодинамических струй, возникающих на внутренней поверхности полости, выполненной во взрывчатом веществе. При этом, из множества сливающихся вместе струй формируется одна осевая струя, имеющая скорость больше 3 км/сек. Полезным свойством такой гиперзвуковой скорости является то, что удельная кинетическая энергия струи вещества при этом превосходит удельную энергию химических связей твердых тел. Т.е. кумулятивная струя по своей кинетической энергии превышает порог разрыва химических связей любого твердого вещества и движется в любом твердом теле, как в жидкости, т.е. по законам гидродинамики. Поэтому такая струя проникает сквозь метровую толщу лобовой брони танка, как будто бы броня состояла из жидкости соответствующей плотности и без прочности к сдвигам. При этом используется также специфический механизм самофокусировки струи в твердом теле, уменьшающий конус турбулентного гидродинамического рассеяния.

Однако недостатком кумулятивного боеприпаса является необходимость формирования кумулятивной струи на малом и точно определенном расстоянии от поверхности преграды. Нарушить это условие можно с помощью динамической защиты и других средств, нарушающих требуемую геометрию газодинамического кумулятивного процесса.

Другие примеры известных способов разгона снаряда до гиперзвуковых скоростей приведены в в обзоре: «А.М. Белов. Кинетическое оружие на основе инерционного реактивного двигателя» <stob2.narod.ru/kinetik-o/kinetic.htm>. Одним из них является электродинамическая машина, называемая рельсотроном. Электродинамические силы имеют очень высокий предел ограничений по скорости метания. Однако имеется проблема массогабаритных параметров мощных импульсных источников электропитания и стойкости направляющих, являющихся одновременно и токосъемниками.

Другим способом разгона снаряда до гиперзвуковых скоростей является способ реактивного движения, называемый также ракетным способом. При этом даже ограниченный по скорости истечения газов газодинамический реактивный двигатель позволяет получать в принципе неограниченные, в том числе и гиперзвуковые скорости в десять и более километров в секунду. Однако, как уже говорилось выше, известные газодинамические ракеты с большим отношением начальной массы к конечной, как орбитальные, так и суборбитальные, характеризуются большой стартовой массой, высокой сложностью конструкции и высокой стоимостью запуска, что оправдывает их применение только для крупноразмерных ракет с ядерной боевой частью, а также для пилотируемых аппаратаов, или для дорогостоящей коммерческой нагрузки, например спутников связи и наблюдения.

Предметом предлагаемого изобретения является усовершенствование ракетной техники, применительно к предельно простой и дешевой полезной нагрузке в виде болванок или других готовых поражающих элементов, разгоняемых до гиперзвуковых скоростей. При этом цель изобретения состоит в упрощении конструкции используемых для этого технических средств, повышении их компактности и энергетической эффективности.

Предлагается кинетическая ракетно-космическая система вооружения, содержащая химическую баллистическую ракету-носитель, в головной части которой расположены - контейнер с множеством готовых поражающих элементов (ГПЭ), а также система угловой ориентации и маневрирования при подходе к цели. Цель изобретения частично достигается тем, что указанный контейнер снабжен системой раскрутки его в космическом пространстве вокруг оси, совпадающей с направлением последующего входа его в атмосферу земли. Этим обеспечивается стабилизация ориентации контейнера при входе в атмосферу и обеспечивается возможность точного наведения его на цель.

В частном варианте выполнения ракета-носитель предлагаемой системы снабжена механизмом периодического отделения отработавших частей бортового топливохранилища. Этим обеспечивается уменьшение стартовой массы ракеты-носителя и возможность разгона до космических скоростей с помощью одной ступени и одного двигателя.

При этом, в качестве ракетного топлива используется твердое дисперсное топливо, находящееся в сыпучем состоянии. Бортовое топливохранилище представляет собой бункер, обечайка которого составлена из свободно состыкованных между собой, по профилированным торцам, кольцевых секций, а днище бункера выполнено в виде поршня, с возможностью перемещения вдоль оси обечайки, и на нем закреплена рабочая камера ракетной двигательной установки, сообщающаяся с топливным бункером посредством шлюзового механизма питания. При этом, турбонасосный агрегат ракетного двигателя заменяется более простым по конструкции шлюзовым механизмом, а топливо становится практически однокомпонентным, менее пожароопасным и простым в использовании с сохранением всех преимуществ ЖРД перед РДТТ.

В частном конструктивном варианте выполнения, днище бункера соединено с головной частью ракеты посредством гибких элементов в количестве не менее трех штук, проложенных вдоль образующих внутри обечайки и соединенных с лебедками, служащими для сматывания гибких элементов по мере расходования топлива в бункере. Таким устройством обеспечивается стабилизации ориентации поршнеобразного днища в бункере, а также возможность использования управления ориентацией для триммирования системы управления курсом и тангажем ракеты.

При необходимости достижения больших скоростей поражающих элементов, приближающихся к первой космической, указанный контейнер с ГПЭ имеет форму конического обтекателя с углом заострения, соответствующим углу Маха, который имеет место при входе контейнера в атмосферу земли. При этом к задней части контейнера присоединена кормовая часть, снабженная аэродинамическим рулями управления креном, курсом и тангажем и соединенная с контейнером посредством подшипника. При этом кормовая часть при входе контейнера в атмосферу имеет возможность затормозить свое вращение независимо от носовой части, которая при этом продолжает вращаться. При этом обеспечивается возможность управления наведением на объект с помощью аэродинамических рулей, действующих в обычной, не вращающейся системе координат. При этом также за счет гироскопических сил, имеющих первый порядок уравнений движения, упрощается динамика управления и повышается точность действия системы наведения.

Для поддержания быстрого вращения носовой части контейнера, что необходимо чтобы избежать его опрокидывания, когда центр тяжести контейнера смещен назад по отношению к центру давления, на наружной поверхности контейнера установлены аэродинамические элементы, ориентированные под углом атаки винтообразно. Высокая стреловидность, обусловленная малым углом конуса Маха не позволяет обеспечить его естественную стабилизацию и расположить центр массы аппарата впереди центра давления, как это делается в обычных спускаемых аппаратах. Обычно применяемый в авиационных бомбах аэродинамический стабилизатор в данном случае также применять нежелательно, т.к. он удлиняет хвостовую часть аппарата, которая при этом попадает в зону сильной турбулизации потока, имеющей место в спутном следе. Это увеличивает аэродинамическое сопротивление спускаемого аппарата, уменьшая предельно достижимую гиперзвуковую скорость, максимизация которой является главным полезным результатом предлагаемого технического решения.

Изобретение поясняется нижеследующим детальным описанием конструктивных вариантов выполнения и восемью фигурами.

На фиг. 1 изображена ракета-носитель предлагаемой схемы в стартовой конфигурации и с установленным в ее головной части спускаемым аппаратом.

На фиг. 2 показано укрупненно устройство двигательной установки предлагаемой баллистической ракеты. Стрелками показано направление вращения роторов и движения потоков сыпучего топлива.

На фиг. 3 изображен разрез двигательной установки плоскостью А-А, показанной на фиг. 2 и проходящей через шлюзовый механизм питания.

На фиг. 4 показано устройство уплотнения роторов шлюзового механизма питания.

На фиг. 5 изображен пример устройства отделяемой головной части кинетического действия предлагаемой схемы с гироскопической стабилизацией и аэродинамическим управлением при наведении на цель.

На фиг. 6 проиллюстрирован процесс полета баллистической ракеты и спускаемого аппарата при применении предлагаемой кинетической системы вооружения по наземной цели.

На фиг. 7 приведены графики, поясняющие процесс расчета параметров полета в варианте с расходуемой массой конструкции бортового топливного бункера.

На фиг. 8 приведены графики, поясняющие расчеты параметров полета, необходимые для сопоставительного анализа предлагаемой системы вооружения с известными, а также для оценки энергетической эффективности предлагаемого технического решения.

Предлагаемая кинетическая система вооружения включает в себя баллистическую ракету (см. фиг. 1), содержащую бункер 1, заполненный твердым ракетным топливом в дисперсном состоянии в виде гранул, размером которых обеспечивается сыпучесть топлива. Бункер 1 состоит из обечайки, образованной цилиндрическими кольцами 2, свободно состыкованными между собой профилированными торцами. Высота колец произвольная, однако целесообразно сделать верхние кольца меньшей высоты, чем нижние. Снизу бункер 1 снабжен днищем 3, выполненным в виде поршня, имеющего возможность скольжения относительно обечайки по вертикали. Днище 3 соединено с головной частью 4 ракеты посредством гибких элементов 5 в количестве не менее трех штук, пропущенных по внутренней поверхности обечайки. Нижние концы гибких элементов 5 присоединены к закрепленным на днище бункера электролебедкам 6, обеспечивающим возможность синхронного сматывания гибких элементов по мере расхода топлива в бункере. На днище 3 бункера жестко закреплена рабочая камера 7 ракетного двигателя, которая сообщается с полостью топливного бункера 1 посредством шлюзового механизма питания 8.

Шлюзовый механизм питания 8 содержит четыре ротора 9 (см. фиг 2 и фиг. 3), расположенных по сторонам квадрата, соединенных между собой посредством конических шестерен 10 и снабженных общим электроприводом 11. Роторы 9 установлены в корпусе рабочей камеры 7 двигателя. Лопатки 12 ротора образуют ячейки 13. При этом концы лопаток 12 имеют подвижное уплотнение с корпусом, конструкция которого изображена на фиг. 4. Уплотнение состоит из подпружиненной заостренной пластины 14, способной перерезать попадающие под нее гранулы 15 твердого топлива, что исключает заклинивание механизма. Имеется также эластичный уплотнительный элемент 16, выполненный например из фторопласта. Для дренирования протечек газа через уплотнитель имеется газоотводящий канал 17, смонтированный на верхней поверхности днища 3 бункера. Шаг расположения лопаток 12 должен быть меньше протяженности дуги контакта их с корпусом, чтобы исключить сквозное протекание газов из рабочей камеры двигателя в бункер.

Рабочая камера 7 двигателя выполнена из материала, обладающего свойствами аблирующей тепловой защиты (стеклотекстолит, углепластик и т.п.), рассчитанной на полный цикл работы двигателя.

В изображенном варианте конструкции электролебедки 6 закреплены на внешней поверхности рабочей камеры 7. Причем гибкие элементы 5 выполнены в виде армированных пластиковых лент, снабженных зубчатым рифлением 18, взаимодействующим с соответствующим рифлением 19, выполненным на внутренней поверхности колец 2 обечайки бункера. Этим обеспечивается фиксация кольца от преждевременного выпадения его после выхода из зоны давления насыпной массы топлива. Днище 3 бункера снабжено уплотнительными манжетами 20, в которых предусмотрены пазы для пропуска указанных зубчатых гибких элементов 5.

Спускаемый аппарат располагается под головным обтекателем 21 ракеты. Спускаемый аппарат в описываемом варианте конструкции выполнен в виде единого блока 22. Он состоит в свою очередь из двух частей 23 и 24, соединенных между собой подшипником 25 (см. фиг. 5). Весь блок вписан в конус с очень острым углом при вершине, соответствующим, по возможности, углу Маха при входе его в атмосферу земли. Этим обеспечивается дозвуковой режим обтекания большей части поверхностей спускаемого аппарата. При этом носовая часть 23 спускаемого аппарата представляет собой контейнер, заполненный готовыми поражающими элементами (ГПЭ) 26. Контейнер выполнен в виде прочной оболочки, например из армированного пластика, и снабжен системой ее разрушения. В частности это может быть пороховой заряд 27, инициируемый системой управления 28 спускаемого аппарата. На наружной поверхности носовой части спускаемого аппарата выполнены аэродинамические элементы 29, расположенные винтообразно под углом атаки к потоку и служащие для усиления раскручивания носовой части 23 спускаемого аппарата, при прохождении атмосферы.

Готовые поражающие элементы 26, выполненны из жаростойкого материала с большим удельным весом. Размеры и конфигурация ГПЭ должны быть отработаны экспериментально. Так например необходимость большого заострения и удлиненности ГПЭ вызывает сомнения. Они вряд ли смогут устойчиво ориентироваться в потоке после раскрывания контейнера взрывом.

В кормовой части 24 блока спускаемого аппарата расположены аэродинамические рули 30 управления креном, курсом и тангажем, а также система управления 28, служащая для наведения блока на объект в процессе прохождения атмосферного участка полета. Подшипник 25 позволяет системе управления удерживать кормовую часть от раскрутки ее быстровращающейся носовой частью, осуществляющей гироскопическую стабилизацию продольной оси всего блока спускаемого аппарата. Кромки указанных аэродинамических элементов 29 и 30 могут выступать за конус Маха.

Баллистическая ракета-носитель снабжена также системой ориентации по крену, курсу и тангажу, которая может быть расположена в головной части, или около маршевого двигателя. Она не имеет принципиальных отличий от известных и на фигурах не изображена. Ракета снабжена также механизмами сбрасывания головного обтекателя и отделения спускаемого аппарата 22. Эти механизмы также не имеют принципиальных отличий от известных и не изображены.

Функционирует предлагаемая кинетическая система вооружения следующим образом. Баллистическая ракета 31 (см. фиг. 6), служащая носителем системы, стартует практически вертикально с земли, воды, подземного или подводного контейнера, расположенных на дальности порядка 2000 км от цели 32. В качестве цели могут быть сосредоточенные наземные и надводные объекты - здания, командные пункты, корабли, автомобили и т.п., включая высоко защищенные подвижные цели, например танки, а также летательные аппараты, находящиеся в воздухе. Также возможна работа по рассредоточенным целям - группировка войск, стоянка самолетов, производственная инфраструктура и т.п..

Весь активный участок разгона сосредоточен на первых нескольких минутах после старта и заканчивается на высоте h акт. (см. фиг. 6), составляющей около 300 км. При этом осуществляется предварительное неточное наведение на цель с помощью системы управления баллистической ракеты (не показана) путем формирования высокой крутой расчетной баллистической траектории с нужной горизонтальной дальностью и азимутом. На протяжении активного участка полета происходит периодическое самопроизвольное отделение кольцевых секций 2 обечайки топливного бункера 1. Это отделение наступает, когда очередная секция кольца 2 опускается ниже днища 3 (см. фиг 2) и теряет связь с гибгими элементами 5. После отделения от ракеты секции обечайки бункера движутся по индивидуальным баллистическим траекториям, высота которых существенно меньше высоты h макс, которую достигает головная часть ракеты. Отработавшие кольцеобразные секции топливного бункера падают на землю и разрушаются из за сильного кинетического нагрева. Это разрушение можно сделать более полным, сделав обечайки из легкоплавкого армированного пластика.

В конце активного участка траектории ракета приобретает скорость, близкую к первой космической. Причем основная кинетическая энергия сосредоточивается на преобладающей массе ГПЭ 26. Это преобладание массы обеспечивается тем, что отработавшие кольцеобразные элементы 2 обечайки топливного бункера самопроизвольно и своевременно отделяются от ракеты. Если бы части обечайки бункера не отбрасывались, как это имеет место в обычных одноступенчатых ракетах, или отбрасывались бы крупные ступени, то к конечной массе суборбитального блока была бы приобщена масса всей конструкции топливохранилища последней ступени, что вытеснит большую часть полезной боевой нагрузки головной части. При этом может вообще не удастся достигнуть требуемой конечной скорости. Т.е. вся практическая эффективность предлагаемой системы существенно связана с реализацией квазинепрерывного (т.е. приближающегося к непрерывному) процесса расхода массы конструкции топливного бункера. Эту задачу пытались решить в самом начале развития космического ракетостроения, например Ф.А. Цандер. Однако эта конструктивно непростая задача получила возможность реального осуществления только в настоящее время, когда стало возможным использовать опыт ракетостроения и современные научные методы проектирования машин и механизмов.

На любом участке баллистической части траектории производится раскручивание суборбитального блока вокруг оси, совпадающей по направлению, т.е. по угловой ориентации, с направлением последующего входа спускаемого аппарата в атмосферу земли. Это может производится штатной системой управления ракеты-носителя. При этом сначала ракета ориентируется своей продольной осью по данному направлению, а затем производится ее раскручивание по угловой скорости с помощью штатной системы управления креном. На дальнейшем участке полета полученное вращение сохраняется неизменным до входа в аимосферу.

На баллистическом участке траектории система практически защищена от средств перехвата, т.к. из за больших скоростей и расстояний, а также из за малых размеров блоков спускаемого аппарата и отсутствия передачи возмущений через атмосферу, в блоки с ГПЭ практически невозможно попасть никакой космической шрапнелью.

Возможность создать возмущение траектории появляется только при подходе к земле. Однако в виду скорости в 7 и более километров в секунду на это отводится всего несколько секунд, что требует недостижимых в настоящее время скоростей перехватчика. Причем действие блока -распределенное, и увести площадь поражения от объекта воздействием на баллистическую траекторию будет затруднительно.

Подрыв (т.е. раскрывание) контейнера спускаемого аппарата может производится на любой высоте баллистического спуска. При этом ГПЭ 26 рассеиваются совместным действием взрыва и центробежных сил. При этом от высоты h (фйг. 6) раскрывания контейнера зависят размеры S площади, по которой распределяются ГПЭ. Высотой подрыва можно управлять в зависимости от размеров и характера цели.

Если суммарная масса ГПЭ в блоке составляет 100 кг, то при массе каждого элемент 10 г мы имеем 10 тыс.элементов, которые при рассеянии на площади 1 гектар создадут плотность покрытия в 1 элемент на 1 м кв. Практически это означает полное выведение из строя располагающейся там рассредоточенной техники. Причем, при скорости несколько километров в секунду каждый поражающий элемент действует как кумулятивный бронебойный противотанковый снаряд. Причем он поражает бронированный объект по большой площади его проекции в плане, а эффективность кумулятивного эффекта здесь не может быть ослаблена никакой динамической защитой, сетками и т.п. При этом возникают и вторичные поражающие факторы - ударная волна, осколки, возгорание.

Воздействием рулями можно управлять планирующим смещением поля поражения на последних секундах полета. При этом для коррекции траектории используется не топливо (топлива вообще нет на борту спускаемого аппарата), а используется большая аэродинамическая подъемная сила боковой поверхности спускаемого аппарата, эффективность действия которой возрастает с увеличением скорости. При этом устойчивой работе системы управления способствует гироскопическая сила вращающейся носовой части, за счет которой второй порядок уравнений динамики твердого тела заменяется на первый порядок. Т.е. сила вызывает не ускорение, а скорость изменения ориентации блока.

Для обоснования эффективности применения баллистической ракеты-носителя снабженной механизмом расходования массы конструкции топливного бункера по мере расхода топлива на фиг. 7 приведены результаты расчета параметров полета предлагаемой ракеты в сравнении с обычной одноступенчатой ракетой.

Рассмотрим процесс изменения масс на протяжении всего полетного цикла в режиме постоянной тяги двигателя. Он проиллюстрирован на фиг. 7 графиками зависимости составляющих ракету масс М от времени t. Масса топлива линейно сокращается в соответствии с линией Mтоп.(t). Процесс сокращения отбрасываемой массы Мотбр.(t) обечайки топливного бункера, аппроксимирован до непрерывного. Замена ступенчатого (квазинепрерывного) отбрасывания массы непрерывным мало влияет на результаты оценочных расчетов, но упрощает их. В отбрасываемую массу также включена масса равномерно выгорающего теплозащитного покрытия двигателя и масса квазиравномерно отбрасываемых элементов батареи бортового электропитания. Зоной М const изображена постоянная составляющая массы орбитального блока, в которую входит масса двигателя со всеми прикрепленными к нему механизмами, масса днища бункера, а также масса головной части ракеты с расположенной в ней полезной нагрузкой. Линией Мр(t) изображен график изменения суммарной массы ракеты. Линией Мрц(t) изображен график изменения суммарной массы ракеты в случае, когда массу топливного бункера не отбрасывают (индекс «ц» указывает на возможность использования в этом случае формулы Циолковского). Сравним между собой эти два варианта.

В варианте с отбрасыванием массы бункера конечная масса ракеты, т.е. масса орбитального блока на момент времени Т, соответствующий полному израсходованию топлива, равна Мк, что меньше конечной массы орбитального блока Мкц в случае, если массу обечайки бункера не отбрасывать.

Значимость этой разницы конечных масс можно выяснить, рассчитав для обоих случаев стартовую массу ракеты и массу полезной нагрузки. Для случая с не отбрасываемой массой это можно сделать по формуле Циолковского. Здесь она записана не через логарифмическую, а через обратную ей экспоненциальную функцию с основанием «е» = 2,73, обозначенную как Ехр:

где Vк - заданная конечная скорость орбитального блока,

Vистеч. - скорость истечения продуктов сгорания из сопла,

Мстарт. - стартовая масса ракеты,

Мкц - конечная масса ракеты, т.е. масса орбитального блока в случае с не расходуемой массой конструкции.

Однако формула Циолковского выведена в предположении, что весь поток импульса, создаваемый тягой РД, остается на борту ракеты. Но в случае отбрасывания массы конструкции это не так, т.к. часть потока импульса, создаваемого тягой ракеты расходуется на ускорение обечайки топливного бункера, которая отбрасывается в процессе полета. Причем, в отличие от массы расходуемого топлива, отбрасывается с нулевой скоростью относительно ракеты. Это не позволяет нам использовать формулу Циолковского также и для расчета ракеты с расходуемой массой конструкции.

Учесть часть потока импульса, теряемую с отбрасываемой в полете массой конструкции проще всего в случае, если масса отбрасывается так, что отношение величины потока отбрасываемой массы к текущей остаточной массе топлива остается постоянным. Это условие соблюдено в случае, изображенном на фиг. 7, где изменения указанных масс изображены соответствующими треугольниками с вершинами, соответствующими общему моменту времени Т.

Это условие позволяет модифицировать формулу Циолковского, выведенную для обычной ракеты, сделав ее пригодной и для расчета ракет с отбрасываемой массой конструкции. Для этого добавим в формулу Циолковского коэффициент К, который можно назвать как коэффициент снижения эффективной скорости истечения продуктов сгорания, вычисляемый по формуле:

К=(Мстарт.-Мотбр.)/Мстарт.

где Мстарт. - стартовая масса ракеты,

Мотбр. - стартовая равномерно отбрасываемая масса конструкции.

Т.о. для расчета применим следующую формулу:

Такая поправка учитывает затрату части тяги двигателя на ускорение отбрасываемой массы путем пересчета ее на эквивалентное по результату снижение скорости истечения продуктов сгорания. Т.е.для расчета ракеты с отбрасываемой массой конструкции следует рассчитать ракету с двигателем, имеющим скорость истечения меньше фактической на указанную величину.

Сначала произведем оценочные расчеты параметров ракеты для случая с не отбрасываемой массой бункера - по формуле (1) ф-ла Циолковского). В виду того, что, работа, затрачиваемая на увеличение потенциальной энергии в поле тяжести для низких орбит сравнительно невелика (порядка 3% для высоты 100 км, то целесообразно в сравнительных оценочных расчетах ее не учитывать и свести задачу к ускорению ракеты в вакууме по горизонтали до скорости 9 км/сек.. Примем, для простоты, скорость истечения продуктов сгорания 3 км/сек., а массу орбитального блока - 100 кг. Тогда получим требуемый коэффициент изменения скорости Vконечн./Vистеч.=9/3=3. Число «е» в кубе равно 20. Т.е. коэффициет изменения массы Мстарт./Мконеч.=20. Следовательно, стартовая масса ракеты для массы суборбитального блока 100 кг составит 2000 кг.

Для аналогичного расчета ракеты с отбрасываемой массой необходимо знать погонную массу обечайки бункера вместе с массой других равномерно расходуемых и отбрасываемых элементов. Примем стартовую перегрузку 1,5 g, что позволяет достаточно быстро «проколоть» атмосферу земли по вертикали и иметь достаточно малые потери импульса ракеты от силы гравитации.

При насыпной плотности топлива 1 г/см куб. требуемый объем бункера составит 2 м куб. При диаметре бункера 0,7 м высота бункера составит 5,2 м. При ускорении 1,5g получим в нижней части бункера давление насыпной массы 0,52*1,5=0,78 атмосфер. Соответствующее погонное натяжение обечайки, равное произведению давления на радиус обечайки, составит 0,78*35=27,4 кГ/пог. см. При допускаемом напряжении материала оболочки 10 кГ/мм кв. получим погонное сечение обечайки 27,4/10=2,74 мм кв/пог. см. Отсюда толщина обечайки составит 2,74/10=0,274 мм. Это по сути пленка. Такая оболочка не устойчива к сжатию, которое может возникать от сил трения поршня 5 и от изгиба обечайки при маневрировании ракеты. Минимально возможной толщиной пластиковой обечайки, конструктивно и технологически, может быть толщина 2 мм и более. Назначим толщину обечайки в 2,74 мм. Подсчитаем стартовую массу такой обечайки. Площадь обечайки вышеуказанных размеров составит 0,7 м *пи*5,2=11,5 м кв. Объем материала 11,5 м кв*2,74/1000 м=31,5/1000 м куб., т.е. 31,5 литра. Масса такой обечайки при плотности 2 г/см. куб (стеклопластик) составит около 63 кг. Т.о. масса обечайки составит значительную часть заданной массы орбитального блока в 100 кг, в которую должны войти еще и масса двигателя, головного обтекателя, полезной нагрузки и других механизмов. При этом на полезную нагрузку (в данном случае это масса ГПЭ) удастся выделить очень малую часть массы суборбитального блока. Т.е коэффициент полезной нагрузки ракеты будет очень малым, если вообще удастся уложиться в 100 кг. Традиционным решением этой проблемы является многоступенчатая схема ракеты. Но это существенно усложняет и удорожает ракету, снижая также и ее надежность. Стремление минимизировать эти недостатки заставляет ограничивать число ступеней двумя - тремя. Но при этом снижается эффект от многоступенчатости. Были предложения направленные на снижение издержек от многоступенчатости с применением РДТТ особой конструкции (см. например авторское свидетельство СССР №1519279, «Многоступенчатый ракетный двигатель твердого топлива»,Автор А.А. Горшков, 1987 г.). Однако РДТТ с монолитным топливом очень трудны в реализации. Поэтому до сих пор сохраняются классические решения. Увеличением размерности можно минимизировать удельную массу конструктивных элементов и увеличить энергетическую эффективность классического ракетного двигателя. Поэтому остаются жизнеспособными только крупноразмерные ракеты-носители. Все это делает ракетно-космическую отрасль прерогативой богатых государств, или же заставляет затрачивать на космические расходы значительную часть бюджета.

Однако произведем аналогичные расчеты для предлагаемой ракеты с отбрасывыаемой массой топливного бункера при тех же исходных параметрах: масса суборбитального блока 100 кг, скорость истечения из сопла 3 км/сек, конечная скорость при ускорении в ваууме по горизонтали 9 км/сек. Для расчетов используем формулу (2), являющуюся модификацией формулы Циолковского применительно предлагаемым ракетам с расходуемой массой конструкции.

Для подсчета коэффициента К снижения эффективной скорости истечения примем для простоты суммарную начальную массу расходуемых элементов конструкции то же за 100 кг, включив в нее кроме массы обечайки (63 кг) также и массу поочередно используемых и отбрасываемых в полете, по мере расходования заряда, элементов батареи электропитания, а также массу аблирующего теплозащитного покрытия рабочей камеры двигателя. Хотя последняя и отбрасывается со скоростью истечения продуктов сгорания, однако она снижает скорость истечения. Поэтому мы учтем это снижение коэффициентом К, оставив в формуле (2) скорость истечения 3 км/сек.

Причем не следует путать назначенную сейчас суммарную начальную массу расходуемых элементов Мотбр.0=100 кг с конечной массой ракеты Мкц, т.е. с массой суборбитального блока, принятой в предыдущем примере. Их равенство случайное. Просто число 100 удобно для расчетной оценки.

Получаем К=(2000-100)/2000=0,96. Т.е. эффективная скорость истечения Vистеч.эфф. составит 3*0.96=2,85 км/сек. Соответствующий коэффициент изменения скорости Vконечн./Vистеч.эфф. составит 9/2,85=3,16. Соответствующий коэффициент К изменения массы, т.е. Мстарт./Мк составит «е» в степени 3,16, т.е. 2,72 в степени 3,16., что равно 20*1,18=23,6. Т.е. стартовая масса увеличивается по сравнению с вариантом с не отбрасываемой обечайкой бункера на 18% и составит 2360 кг. Однако, в конечную массу Мк, равную 100 кг, при этом не будут входить масса обечайки, теплозащиты и расходуемых батарей. Т.е. в состав суборбитального блока массой 100 будет входить только масса двигателя, причем без сгоревшей теплозащиты, и масса головной части.

Таким образом, в случае с расходуемой массой конструкции, израсходовав 100 кг массы конструкции, мы имеем также 100 кг массы суборбитального блока. Если бы мы не расходовали массу конструкции, то она вошла бы в массу суборбитального блока, и для полезной нагрузки не осталось бы места. Это показывает высокую эффективность отбрасывания массы конструкции.

Для обоснования энергетической эффективности предлагаемой системы вооружения проведем сопоставительный анализ различных неядерных систем вооружения, использующих различные поражающие факторы и различные способы их доставки к цели.

Для примера достаточно сравнить стоимость одного мегаджоуля поражающей энергии кинетического боеприпаса, в виде отделяемой головной части баллистической ракеты, со стоимостью одного мегаджоуля фугасного боеприпаса, доставляемого крылатой ракетой. Примем в сравниваемых случаях массу боеголовки за 100 кг, а дальность - 2000 км.

При такой дальности полет баллистической ракеты можно для упрощения рассматривать, как вертикальный, т.к. высота полета достаточно превышает дальность, что позволяет пренебречь затратами энергии на горизонтальную составляющую скорости полета. Вертикальный полет баллистической ракеты рассмотрим, как состоящий из двух аддитивных составляющих параметров движения. Первая составляющая - это скорость и перемещение ракеты при ее движении вне гравитационного поля земли. Вторая составляющая - это так называемый гравитационный снос, т.е. просадка ракеты по скорости и перемещению из за влияния ускорения «g» силы тяжести, равном 10 м/сек. кв. Первую составляющую можно рассчитать по вышеприведенной откорректированной формуле Циолковского (см. формула 2 выше), определив сначала скорость полета в процессе ускорения ракеты, а затем - путем интегрирования найденной скорости, определить перемещение, т.е. высоту. Вторую составляющую движения баллистической ракеты легко определить по формуле ускорения свободного падения.

Примем скорость истечения из сопла за 3 км/сек, а требуемую конечную скорость ракеты за 9 км/сек. Согласно формуле Циолковского, коэффициент изменения массы ракеты от наземного старта до заданной конечной скорости равен числу «е» в степени, равной отношению конечной скорости к скорости истечения газов из сопла. Для вышеуказанных условий получаем коэффициент изменения массы, равный 2,73 в кубе, что равно 20. Т.е. стартовая массы ракеты для 100 кг головной части составит 2000 кг. Примем скорость расхода массы топлива 10 кг/сек., что при скорости истечения 3 км/сек соответствует постоянной тяге 30000 Н = 3000 кГ. Тогда время работы двигателя составит 200 сек. График изменения этой скорости V(t) от времени на активном участке полета, вычисленный по формуле Циолковского, представлен на фиг. 8. Интегрируя этот график графическим способом (т.е. путем сложения площадей отдельных трапеций, аппроксимирующих график, получаем график зависимости пройденного ракетой расстояния Нсвоб.(t) от времени при условии отсутствия гравитации. Затем по формуле ускорения свободного падения вычисляем график гравитационной просадки Нпрос.(t) от времени. Вычитая график Нпрос.(t) из графика Нсвоб.(t), получаем график фактического изменения высоты полета баллистической ракеты Нфакт.(t) со временем.

Из полученных таким образом графиков (см. фиг. 8) находим, что за 200 секунд работы двигателя ракета, двигаясь по вертикали в режиме постоянной тяги, достигнет высоты 276 км. При этом просадка по конечной скорости полета, т.е. недобор скорости), вычисленная по ускорению свободного падения, за 190 секунд составит 10 м/сек кв.*190 сек=1900 м\сек=1,9 км/сек. Т.е. конечная скорость, достигаемая на активном участке траектории составит 9-1,9=7,1 км\сек. При этом звуковой барьер ракета преодолеет на высоте около 20 км, где плотность воздуха уже достаточно мала, чтобы можно было в оценочном расчете пренебречь аэродинамическими потерями. После окончания работы двигателя ракета движется с замедлением «g», преобразуя кинетическую энергию с потенциальную гравитационную энергию, и достигает нулевой скорости, набрав дополнительно еще 2500 км высоты. Т.е. максимальная высота подъема баллистической ракеты составит 276+2500=2776 км. Далее следует свободное падение с этой высоты на землю. При этом скорость свободного падения у земли, определяемая по закону сохранения суммы потенциальной и кинетической энергии, составит 7,45 км/сек, т.е. будет близка к первой космической. Аэродинамическими потерями в атмосфере при крутом, т.е. близком к вертикали спуске боеголовки можно пренебречь, если придать ей угол заострения, исключающий режим возникновения ударной волны. При этом также следует учесть, что при космической скорости падения боеголовка проходит атмосферу в среднем всего за 1 секунду, т.к. средняя толщина атмосферы как раз близка к 7 км. Такое малое время контакта боеголовки с высокотемпературной окружающей средой также снимает проблему тепловой защиты кинетической боеголовки.

Полученная выше скорость кинетического снаряда у земли 7,45 км/сек, определяет его кинетическую энергию, которая составит 27,8 Мдж на килограмм. При этом на доставку снаряда на 2000 км по дальности достаточно придать горизонтальную компоненту движения, меньшую средней вертикальной скорости. Это даст очень небольшое увеличение кинетической энергии по сравнению с движением по вертикали (ввиду квадратичной зависимости снижения кинетической энергии от скорости). В целом, на разгон и доставку кинетического снаряда затрачивается ракетное топливо, стартовая масса которого, как определено выше, примерно в 20 раз превосходит массу боеголовки, т.е. составляет 20 кг на килограмм боевой части. Т.е. для баллистической ракеты с кинетической боевой частью получаем удельную энергетическую эффективность всей конструкции 28 Мдж/20 кг, т.е. 1,4 Мдж на килограмм стартовой массы.

Определим аналогичный параметр для крылатой ракеты с фугасной боевой частью, использовав усредненные параметры ракет Томогавк. В варианте с химическим взрывчатым веществом боевой части массой 450 кг, масса ракеты составляет около 1300 кг, а масса топлива 350 кг. При этом стоимость ракеты Томогавк составляла в 2014 г. 1,45 млн долл. США. Ясно, что стоимость массы топлива на борту крылатой ракеты ничтожно мала. Поэтому целесообразно в сопоставлении с баллистической ракетой использовать стоимость всей конструкции, включая и топливо. Однако стоимость изделия - это очень неоднозначный параметр, который с развитием массового производства может уменьшиться на порядки, как это показывает пример твердотельной электроники. Чтобы наверняка избежать ошибки в планировании работы над новой техникой, целесообразно с самого начала предположить самое сложное, а именно - что стоимость изделия определяется стоимостью затраченных на него материалов.

Т.е. предположим, что стоимость ракеты, как баллистической так и крылатой, определяется ее массой, взятой по цене топлива (применение ядерных материалов и редких металлов здесь мы исключаем). Тогда затратность на производство вооружения в виде крылатой ракеты определиться ее массой, а энергия боевой части - энергией фугасного боеприпаса на борту. Примем энергию фугасного боеприпаса порядка 10 Мдж на кг взрывчатого вещества. Это составит около 3 Мдж на кг стартовой массы ракеты Томогавк.

Таким образом, по определенной вышеуказанным способом оценке энерго-эффективности крылатая ракета выгоднее баллистической ракеты примерно в два раза (3 Мдж по сравнению с 1,4 Мдж). При этом по дальности действия обе ракеты близки.

Однако, если включить в рассмотрение также и тактические свойства, в частности процент потерь ракет от перехвата средствами ПВО, то преимущество перейдет на сторону баллистических ракет, т.к. у них коэффициент преодолимости средств ПВО приближается к единице, в то время как у крылатой ракеты в настоящее время, за счет доплеровской радиолокации и точных средств ПВО он снижается до 0,1. Т.е полезно используется лишь десятая часть стартующих крылатых ракет. Это дает пятикратное преимущество эффективности баллистической ракеты кинетического действия по сравнению с крылатой ракетой фугасного действия.

Если же принять фактическую стоимость конструкции тех и других ракет, то результат сравнительного анализа может измениться, однако незначительно, т.к. экономика производства ракет обоего типа изменяется одинаково в виду их технологической близости.

Приведенные выше сопоставительные оценки эффективности предлагаемой кинетической системы вооружения по сравнению с крылатой ракетой позволяют сделать вывод о реальности решения задачи создания кинетического оружия и о целесообразности заниматься разработкой кинетического оружия в космическом варианте.

Таким образом, описанная кинетическая ракетно-космическая система вооружения может составить альтернативу крылатым ракетам по энергетической эффективности, стоимости и устойчивости к средствам противодействия. Причем ее использование наносит столь же малый вред природной среде, какой наносили войны прошлых веков. Соревнование противоборствующих сторон здесь осуществляется более мастерством, чем силой, что соответствует тенденции развития современных систем вооружения. Т.е. предлагаемая система вооружения может рассматриваться, как вариант точного кибернетического оружия, действующего по данным систем разведки, и с применением элементов бортового искусственного интеллекта.

Как показали вышеприведенные оценки, эффективность этой системы достаточна для использования ее также и в качестве стратегического средства вооружения. При этом ограниченная дальность ее действия (2000 км) может быть скомпенсирована скрытным размещением ее на борту гражданских наземных транспортных средств, а также подводных лодок. Этому способствуют малые размеры и масса баллистических ракет-носителей предлагаемой системы (две - три тонны), позволяющая разместить ее в любом вагоне, микроавтобусе, вертолете, подводном беспилотнике, и т.п.. Это позволит данной системе выполнять функции точного высокоинтеллектуального средства обороны страны, причем на порядки более дешевого по сравнению с современными ракетно-ядерными средствами вооружения. Распространение этого оружия, в отличие от ядерного, будет способствовать решению задачи многостороннего сокращения и ликвидации дорогостоящих и экологически грязных ядерных вооружений являющихся тупиком развития цивилизации.

1. Кинетическая ракетно-космическая система вооружения, содержащая химическую баллистическую ракету-носитель, в головной части которой расположен контейнер с множеством готовых поражающих элементов (ГПЭ), а также на борту имеется система угловой ориентации и маневрирования, отличающаяся тем, что указанный контейнер снабжен системой раскрутки его в космическом пространстве вокруг оси, совпадающей с направлением последующего входа его в атмосферу земли.

2. Кинетическая система по п. 1, отличающаяся тем, что указанная ракета-носитель снабжена механизмом периодического отделения отработавших частей бортового топливохранилища.

3. Кинетическая система по п. 2, отличающаяся тем, что в качестве ракетного топлива используется твердое дисперсное топливо, находящееся в сыпучем состоянии, бортовое топливохранилище представляет собой бункер, обечайка которого составлена из свободно состыкованных между собой по профилированным торцам кольцевых секций, а днище бункера выполнено в виде поршня - с возможностью перемещения вдоль оси обечайки, и на нем закреплена рабочая камера ракетной двигательной установки, сообщающаяся с топливным бункером посредством шлюзового механизма питания.

4. Кинетическая система по п. 3, отличающаяся тем, что днище бункера соединено с головной частью ракеты посредством гибких элементов в количестве не менее трех штук, проложенных вдоль образующих внутри обечайки и соединенных также с лебедками, служащими для сматывания гибких элементов по мере расходования топлива в бункере.

5. Кинетическая система по п. 1, отличающаяся тем, что указанный контейнер с ГПЭ имеет форму конического обтекателя с углом заострения, соответствующего углу Маха при входе контейнера в атмосферу земли, а к задней части контейнера присоединена кормовая часть, снабженная аэродинамическим рулями управления креном, курсом и тангажем и соединенная с контейнером посредством подшипника.

6. Кинетическая система по п. 5, отличающаяся тем, что на наружной поверхности контейнера установлены аэродинамические элементы, ориентированные под углом атаки винтообразно по отношению к продольной оси контейнера.