Способ запуска реактивного снаряда и комплекс вооружения, реализующий его

 

Изобретение относится к реактивному артиллерийскому вооружению. Способ запуска реактивного снаряда включает выброс снаряда из пусковой трубы и последующее включение его ракетного двигателя путем термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на вкладной заряд твердого топлива. Термогазодинамическое воздействие продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива осуществляют после исключения зазора между зарядом твердого топлива и камерой сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия воспламенителя на заряд твердого топлива. Комплекс сооружения включает пусковую трубу, установленный в ней со средством метания снаряд с ракетным двигателем, снабженным вкладным зарядом твердого топлива, воспламенителем и программным устройством запуска ракетного двигателя. Программное устройство запуска ракетного двигателя функционально связано с крайним положением вкладного заряда твердого топлива в камере сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива. Изобретение позволяет повысить боевую эффективность комплекса вооружения. 2 с. и 2 з.п.ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике, а конкретно к способам запуска реактивных снарядов артиллерийских и ракетных комплексов вооружения.

Известен противотанковый ракетный комплекс с управляемой ракетой "Toy" (1), включающий пусковую установку (ПУ) с пусковой трубой (ПТ), управляемую ракету с вышибным и маршевым двигателями. В данном ракетном комплексе (РК) реализован способ запуска реактивного снаряда, включающий выброс его из ПТ и последующее включение маршевого двигателя путем термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на вкладной заряд твердого топлива (ЗТТ). Использование ракетного двигателя (РД), включаемого на траектории после вылета снаряда (ракеты) из пусковой трубы (ствола), обеспечивает увеличение дальности боевого применения данного РК. Однако, используемый в ракете данного РК маршевый ракетный двигатель имеет низкий коэффициент объемного заполнения топливом и усложненную, тяжелую конструкцию воспламенительного устройства, что снижает эффективность комплекса по дальности боевого применения.

Известен также способ запуска реактивного снаряда и ракетный комплекс, реализующий его (2). Способ включает выброс снаряда из пусковой трубы и последующее включение его ракетного двигателя, при этом в момент покидания пусковой трубы снаряду сообщают экваториальную угловую скорость по тангажу, а включение двигателя осуществляют после покидания пусковой трубы через время, обеспечивающее безопасность оператора и при положительных значениях угла атаки снаряда. Способ реализуется ракетным комплексом, включающим пусковую установку с пусковой трубой, в которой размещен снаряд с вышибным и маршевым двигателями и цепью запуска, при этом снаряд снабжен формирователем экваториальной угловой скорости по тангажу и программным устройством запуска ракетного двигателя, выполненным в виде замедлителя. Данные способ запуска и ракетный комплекс, реализующий его, позволяют повысить надежность ракетного комплекса на начальном участке траектории, т.к. момент включения двигателя функционально увязан с угловым положением продольной оси (углом атаки) снаряда и его положением относительно оператора. Однако этот ракетный комплекс, так же как и комплекс "Toy" и реализованные в них способы запуска снаряда недостаточно эффективны. Поясним это следующим. Для повышения эффективности за счет увеличения дальности боевого применения ракетного комплекса необходимо использовать ракетный двигатель с высоким коэффициентом объемного заполнения топливом. К РДТТ с высоким коэффициентом объемного заполнения топливом относятся конструкции двигателей, снабженные ЗТТ с открытой торцевой поверхностью и сопловым расположением воспламенителя (расположение воспламенителя со стороны соплового блока). Сопловое расположение воспламенителя, по сравнению с расположением воспламенителя у переднего днища, требует большей воспламенительной навески, т.к. в этом случае после вскрытия сопловой заглушки продукты сгорания воспламенителя быстрее покидают камеру сгорания и не успевают полностью отдать тепловую энергию ЗТТ. Поэтому требуется увеличение воспламенительной навески, что приводит к росту давления и повышенному термогазодинамическому воздействию продуктов сгорания воспламенителя на ЗТТ. Кроме того, стремление повысить коэффициент объемного заполнения топливом приводит к уменьшению свободного объема камеры сгорания, что также увеличивает уровень давления при срабатывании воспламенителя. Т.о. при срабатывании воспламенителя в камере сгорания РДТТ, имеющего высокий коэффициент объемного заполнения топливом, возникают значительные пики и перепады давления и вкладной ЗТТ подвергается существенному термогазодинамическому воздействию от продуктов сгорания воспламенителя. Вкладной ЗТТ перемещается в камере сгорания в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя в пределах зазора и ударяется о стенку камеры сгорания, испытывая при этом значительные ударные нагрузки, которые могут привести к разрушению (расколу) заряда. Особенно этот эффект проявляется при крайних отрицательных значениях температурного диапазона эксплуатации, т.к. заряд при отрицательных температурах очень хрупкий, а зазоры между камерой сгорания и вкладным зарядом максимальны. Раскол заряда увеличивает поверхность горения, что приводит к забросу давления в камере сгорания и разрушению двигателя. Боевая задача при этом не будет выполнена и потребуется запуск дополнительного снаряда (ракеты), что снижает эффективность комплекса. Кроме того, в момент соударения ЗТТ со стенкой камеры сгорания от термогазодинамического воздействия на него воспламенителя, узлы и элементы снаряда (ракеты) испытывают значительные перегрузки, под действием которых они могут выходить из строя. Особенно этому подвержены электронные узлы и элементы, а также узлы точной механики, наличие которых на борту характерно для управляемых снарядов и ракет. Отказ при выходе из строя какого-либо узла или элемента снаряда (ракеты) под действием ударной нагрузки приведет также к невыполнению боевой задачи и потребует проведения запуска дополнительного снаряда (ракеты), что снижает эффективность комплекса.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение эффективности применения комплекса вооружения.

Техническими результатами, в результате которых обеспечивается достижение поставленной задачи, являются повышение дальности боевого применения комплекса вооружения за счет увеличения коэффициента объемного заполнения топливом ракетного двигателя, исключение раскола и загасания ЗТТ, снижение ударных перегрузок, передаваемых на узлы и элементы снаряда в момент срабатывания воспламенителя ракетного двигателя. Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе запуска реактивного снаряда, включающем выброс снаряда из пусковой трубы и последующее включение его ракетного двигателя путем термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на вкладой заряд твердого топлива, термогазодинамическое воздействие продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива осуществляют после исключения зазора между зарядом твердого топлива и камерой сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива.

Зазор между зарядом твердого топлива и камерой сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива могут исключать, например, путем относительного перемещения заряда и камеры сгорания ракетного двигателя.

Способ запуска реактивного снаряда реализуется комплексом вооружения, включающим пусковую трубу, установленный в ней со средством метания снаряд с ракетным двигателем, снабженным вкладным зарядом твердого топлива, воспламенителем и программным устройством запуска ракетного двигателя, в котором программное устройство запуска ракетного двигателя функционально связано с крайним положением вкладного заряда твердого топлива в камере сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия воспламенителя на заряд твердого топлива. Программное устройство запуска ракетного двигателя может быть выполнено в виде конечного выключателя, замыкаемого вкладным зарядом твердого топлива при его крайнем положении в камере сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия воспламенителя на заряд твердого топлива. Кроме того, программное устройство запуска ракетного двигателя может быть выполнено в виде замедлителя, время задержки срабатывания которого после вылета снаряда из пусковой трубы составляет: где δ_ максимально возможный зазор между зарядом твердого топлива и стенкой камеры сгорания в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия на ЗТТ; m_с - масса реактивного снаряда (ракеты) без учета массы ЗТТ; F_лс - сила аэродинамического лобового сопротивления снаряда (ракеты) после покидания пусковой трубы (для каждого снаряда определяется расчетным путем или определяется экспериментально при аэродинамических продувках).

Это соотношение получено из математических выражений для равнозамедленного движения δ = aτ²/2 и второго закона Ньютона F_лс=am_с, в соответствии с которым снаряд движется равнозамедленно после вылета из пусковой трубы, где a - ускорение торможения (замедление) снаряда под действием аэродинамической силы лобового сопротивления. Существенные признаки, касающиеся программного устройства запуска ракетного двигателя, представлены как функциональные, т.к. на достижение цели влияет не конкретное конструктивное выполнение устройства, а выполняемая им функция.

Изобретение поясняется графическими материалами.

На фиг. 1 изображена схема комплекса вооружения.

На фиг. 2 изображена схема комплекса вооружения согласно п.4 формулы изобретения.

На фиг. 3 схематично изображен фрагмент хвостовой части снаряда комплекса вооружения согласно п.5 формулы изобретения.

Комплекс вооружения включает пусковую трубу 1, размещенную на пусковой установке 2 (лафет орудия, башня бронемашины, станок на треноге и т.д.).

В пусковой трубе 1 установлен снаряд 3 со средством метания 4 (пороховой метательный заряд, вышибной заряд, импульсный стартовый двигатель и т.д.), выбрасывающим снаряд 3 из пусковой трубы 1. Снаряд 3 снабжен ракетным двигателем 5, включающим вкладной заряд твердого топлива (ЗТТ) 6, воспламенитель, например, мешочек с воспламенительным составом 7, инициатор, например, электрозапал 8 и программное устройство запуска ракетного двигателя, выполненное, например, в виде конечного выключателя, замыкающего электрическую цепь электрозапала 8 в крайнем положении вкладного заряда 6 в камере сгорания двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия F_тг продуктов сгорания воспламенителя 7 на ЗТТ 6. Конечный выключатель может быть выполнен, например, в виде центрального 9 и кольцевого 10 контактов, запрессованных в переднее днище 11 через изоляционные элементы 12 и 13 и замыкаемых через фольгу 14, закрепленную на торце ЗТТ 6.

Сопловое днище двигателя 5 обозначено поз. 15, сопловая заглушка - поз. 16, пирозамедлитель - поз. 17.

Реализацию способа запуска снаряда покажем на примере работы комплекса вооружения. При срабатывании средства метания 4 снаряд 3 выбрасывается из пусковой трубы 1. При этом под действием инерционной силы ЗТТ 6 оседает на сопловое днище 15, на которое и опирается при действии стартовой перегрузки. В результате этого между передним днищем 11 и торцевой поверхностью ЗТТ 6 образуется осевой зазор δ, максимальная величина которого будет при наихудшем сочетании допусков линейных размеров длин камеры сгорания двигателя 5 (максимально возможный размер) и ЗТТ 6 (минимально возможный размер) и минимально возможной температуре из температурного диапазона применения комплекса вооружения. Если при таком положении ЗТТ 6 относительно камеры сгорания произвести инициирование электрозапала 8 и срабатывание воспламенителя 7, то под действием силы F_тг ЗТТ 6 ускоряется в направлении переднего днища 11 и ударяется по нему. В результате жесткого удара о переднее днище 11 ЗТТ 6 раскалывается (особенно при отрицательных температурах, когда топливный состав становится хрупким) и за счет увеличения поверхности горения раздробленного заряда происходит резкий подъем давления в камере сгорания двигателя 5 и разрушение (разрыв) последнего. В результате этого не обеспечивается выполнение боевой задачи, т. е. применение комплекса неэффективно, особенно при отрицательных температурах боевого применения. Применение амортизационных прокладок для смягчения удара ЗТТ 6 по днищу 11 приводит к отскоку после удара ЗТТ 6 от днища 11 (за счет упругих сил) и удару заряда 6 по сопловому днищу 15. При этом для зарядов с торцевой поверхностью горения в момент удара горящей поверхности о сопловое днище 15 возможно загасание заряда, что также приведет к невыполнению задачи. Чтобы исключить срабатывание воспламенителя при таком расположении ЗТТ 6 относительно переднего днища 11 камеры сгорания (когда имеется зазор δ ) и вводится программное устройство, обеспечивающее подачу команды на запуск (срабатывание инициатора 8) при исключении зазора δ между ЗТТ 6 и передним днищем 11. После выброса снаряда 3 из пусковой трубы 1 прекращается действие на него стартовой перегрузки. При движении на траектории на снаряд 3 действует аэродинамическая сила лобового сопротивления, под действием которой он испытывает перегрузки продольного торможения. В результате инерционных сил, обусловленных перегрузкой торможения, ЗТТ 6 перемещается относительно камеры сгорания в направлении переднего днища 11 и по достижении последнего через фольгу 14 происходит замыкание контактов 9 и 10 конечного выключателя и обеспечивается возможность подачи электрического напряжения с бортовой аппаратуры на электрозапал 8, срабатывание которого инициирует воспламенитель 7. Продукты сгорания воспламенителя 7 воспламеняют открытую торцевую поверхность ЗТТ 6. При этом ЗТТ 6 опирается на днище 11 и не испытывает при срабатывании воспламенителя 7 ударных нагрузок, характерных при наличии зазора δ. Исключение ударных нагрузок обеспечивает сохранение ЗТТ 6 при термогазодинамическом воздействии на него продуктов сгорания воспламенителя и устраняет повреждение узлов и элементов снаряда, особенно электронных и точной механики, т. к. после выброса снаряда из пусковой трубы и до термогазодинамического воздействия на заряд твердого топлива исключают зазор между зарядом твердого топлива и камерой сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива.

Программное устройство запуска двигателя может быть выполнено в виде замедлителя, время задержки срабатывания которого после вылета снаряда из пусковой трубы выбрано в соответствии с выражением (A). Замедлитель может быть выполнен, например, в виде таймерного устройства, блока электронной задержки, пирозамедлителя и т.д.

Работа комплекса при использовании пирозамедлителя осуществляется следующим образом (см. фиг. 3). При срабатывании средства метания, например, порохового метательного заряда 4 под действием его продуктов сгорания снаряд 3 выбрасывается из пусковой трубы 1 и задействуется пирозамедлитель 17, например, воспламенитель лучевой замедленного действия. Время задержки пирозамедлителя 17 выбирается из условия (A). После вылета снаряда 3 из пусковой трубы 1 под действием инерционных сил, обусловленных торможением снаряда аэродинамической силой лобового сопротивления, ЗТТ 6 перемещается вдоль камеры сгорания в направлении переднего днища 11, устраняя осевой зазор δ. Так как время задержки срабатывания пирозамедлителя выбрано не менее времени относительного перемещения ЗТТ 6 до упора в переднее днище 11, то инициирование воспламенителя 7 произойдет только после устранения зазора δ, т.е. термогазодинамическое воздействие продуктов сгорания воспламенителя 7 на ЗТТ 6 произойдет после опоры его на переднее днище 11.

Программное устройство запуска двигателя может быть также выполнено в виде инерционного замыкателя, установленного на снаряде параллельно его продольной оси и замыкаемого под действием инерционной силы, обусловленной аэродинамической силой лобового сопротивления, при этом свободный ход инерционной массы замыкателя выполнен не менее максимально возможного зазора δ в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на ЗТТ 6.

Таким образом, предложенные способ запуска реактивного снаряда и комплекс вооружения, реализующий его, позволяют повысить эффективность применения комплекса вооружения за счет: - увеличения дальности боевого применения путем повышения коэффициента объемного заполнения топливом ракетного двигателя; - исключения раскола и загасания ЗТТ после термогазодинамического воздействия на него продуктов сгорания воспламенителя; - снижения ударных перегрузок, воздействующих на узлы и элементы снаряда от срабатывания воспламенителя ракетного двигателя.

Источники информации 1. "Зарубежное военное обозрение". Военное издательство, М., 1981 г., N 8, с. 36-37.

2. Патент РФ N 2074361 от 27.02.97 г., приоритет 16.02.94 г., МКл. F 41 F 3/4.

Формула изобретения

1. Способ запуска реактивного снаряда, включающий выброс снаряда из пусковой трубы и последующее включение его ракетного двигателя путем термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на вкладной заряд твердого топлива, отличающийся тем, что термогазодинамическое воздействие продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива осуществляют после исключения зазора между зарядом твердого топлива и камерой сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива.

2. Комплекс вооружения, включающий пусковую трубу, установленный в ней со средством метания снаряд с ракетным двигателем, снабженным вкладным зарядом твердого топлива, воспламенителем и программным устройством запуска ракетного двигателя, отличающийся тем, что программное устройство запуска ракетного двигателя функционально связано с крайним положением вкладного заряда твердого топлива в камере сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива.

3. Комплекс вооружения по п.2, отличающийся тем, что программное устройство запуска ракетного двигателя выполнено в виде конечного выключателя, замыкаемого вкладным зарядом твердого топлива при его крайнем положении в камере сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия воспламенителя на заряд твердого топлива.

4. Комплекс вооружения по п.2, отличающийся тем, что программное устройство запуска ракетного двигателя выполнено в виде замедлителя, время задержки срабатывания которого после вылета снаряда из пусковой трубы составляет

где δ _ максимально возможный зазор между зарядом твердого топлива и стенкой камеры сгорания в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия воспламенителя на заряд твердого топлива;
m_с - масса реактивного снаряда без учета массы заряда твердого топлива;
F_лс - сила аэродинамического лобового сопротивления снаряда после покидания пусковой трубы.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

QB4A Государственная регистрация договора о распоряжении исключительным правом

Дата и номер государственной регистрации договора: 22.04.2011 № РД0079873

Вид договора: лицензионный

Лицо(а), предоставляющее(ие) право использования:
Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

Лицо, которому предоставлено право использования:
Открытое акционерное общество "Концерн "Ижмаш" (RU)

Условия договора: НИЛ, на срок до 15.04.2024 на территории РФ.

Дата публикации: 10.06.2011

---