ГИДРОМЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЙ РЕАКТИВНЫЙ СНАРЯД
HYDROMETEOROLOGICAL ROCKET SHELL

Изобретение относится к средствам активного воздействия на атмосферные явления, а именно к гидрометеорологическим реактивным снарядом (ракетам), предназначенным для предотвращения градобитий, регулирования грозовой деятельности, стимулирования или уменьшения выпадения осадков путем доставки активного реагента непосредственно в зону воздействия на атмосферные явления и сможет найти широкое применение при проведении активных воздействий на атмосферные гидрометеорологические процессы, в частности, при борьбе с градоопасными метеообразованиями.
Известен гидрометеорологический реактивный снаряд, содержащий снабженные устройствами их запуска стартовую, маршевую ступени двигателя и генератор активного реагента, временное устройство со счетным механизмом времени запуска генератора активного реагента, причем временное устройство дополнительно снабжено счетным механизмом времени запуска маршевой ступени и выполнено с возможностью установки перед стартом заданных времен запуска маршевой ступени и генератора активного реагента, при этом генератор активного реагента выполнен в виде дополнительной маршевой ступени с площадью миделя, равной 0,55…0,7 площади миделя маршевой ступени двигателя (патент №2090832, заявка №95118329/02 от 25.10.1995, МПК: Р42В15/00-прототип).
Указанный гидрометеорологический реактивный снаряд используется следующим образом.
Перед стартом снаряда с пусковой установки в электронно-временное устройство устанавливают времена запуска маршевой ступени и генератора активного реагента. При старте снаряда с пусковой установки, задействуется устройство запуска, которое воспламеняет шашку твердого ракетного топлива стартовой ступени, истечение продуктов сгорания которой из двигателя создает реактивную тягу, под действием которой реактивный снаряд начинает движение. По факту разрыва электроцепей между снарядом и пусковой установкой, в момент начала движения реактивного снаряда, начинается отсчет времен запуска маршевой ступени и генератора активного реагента. После выгорания шашки твердого ракетного топлива стартовой ступени во время паузы до момента запуска маршевой ступени, продолжительность которой определяется электронно-временным устройством по времени, введенным перед стартом, снаряд осуществляет полет как свободно брошенное тело, во время которого, под воздействием силы тяжести, уменьшается угол наклона траектории к горизонту. По истечении времени, определяемым полетным заданием и введенного перед стартом, счетный механизм электронно-временного устройства выдает по кабелю электрическую команду на задействование устройства запуска, которое воспламеняет шашку твердого ракетного топлива маршевой ступени, истечение продуктов сгорания которой из двигателя создает реактивную тягу, под действием которой реактивный снаряд продолжает движение при новом угле бросания. Аналогично работает канал запуска генератора активного реагента, в результате горения шашки которого по трассе движения реактивного снаряда выделяется аэрозоль активного реагента. После выгорания твердого ракетного топлива шашек, под действием внутреннего остаточного давления их продуктов сгорания и аэродинамических нагрузок от набегающего потока, происходит обрушение оставшейся бронировки. Двигатель перестает существовать и снаряд продолжает полет с площадью миделя, составляющей 0,55 - 0,7 от первоначального, что резко, в 1,5…2 раза снижает лобовое сопротивление снаряда.
Основными недостатками является значительная сложность конструкции, значительные затраты на противоградовую защиту.
Задачей предлагаемого изобретения является создание гидрометеорологического реактивного снаряда, обеспечивающего, за счет непосредственного внесения активного реагента в площадку засева, максимально возможную эффективность применения при значительном уменьшении затрат на противоградовую защиту.
Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном гидрометеорологическом реактивном снаряде, содержащем корпус с блоком основных стабилизаторов, при этом внутри корпуса размещены снабженные устройствами их запуска маршевая, стартовая ступени двигателя твердого топлива и газогенератор активного реагента, временное устройство со счетным механизмом времени запуска генератора активного реагента, причем временное устройство дополнительно снабжено счетным механизмом времени запуска маршевой ступени и выполнено с возможностью установки перед стартом заданных времен запуска маршевой ступени и газогенератора активного реагента, согласно изобретению, в заряде твердого топлива маршевой ступени выполнены пазы для размещения в них плоскостей дополнительного стабилизатора маршевой ступени, выполненных с возможностью изменения своего положения из сложенного в развернутое, при этом стартовая ступень содержит газогенератор с топливным составом с недостатком окислителя для указанного газогенератора, состоящего из части корпуса снаряда и блока сопел, и производящего газообразные продукты с недостатком окислителя, причем часть упомянутого топливного состава газогенератора размещена в сопле маршевой ступени, при этом корпус снаряда выполнен составным из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек, причем наружная обечайка выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к внутренней и образования при этом камеры ракетно-прямоточного двигателя с соплом для истечения продуктов сгорания газогенератора, при этом корпус снаряда выполнен с возможностью расстыковки его частей между собой по плоскости среза сопла маршевого двигателя, причем узел разъема расположен в полости маршевой ступени, при этом активный реагент введен в состав твердого топлива маршевой ступени.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 представлена принципиальная схема гидрометеорологического реактивного снаряда; на фиг. 2 представлен поперечный разрез в области воздухозаборных устройств на фиг. 1; на фиг. 3 представлена схема снаряда после произведения первой трансформации корпуса; на фиг. 4 представлена схема снаряда после сбрасывания наружной обечайки.
Корпус снаряда выполнен из внутренней 1 и наружной 2 соосно установленных обечаек, при этом обечайка 2 выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к обечайке 1. На наружной обечайке 2 установлен блок основных стабилизаторов 3 и воздухозаборные устройства 4. Воздухозаборные устройства 4 вместе с наружной обечайкой 2 и соплом 5, расположенном в выходной части наружной обечайки 1, формируют второй контур ракетно-прямоточного двигателя, принцип работы которого заключается в том, что, образующийся при сгорании в газогенераторе 6 специального твердого топлива газ, содержащий значительное количество несгоревших частиц, поступает в камеру двигателя и, догорая, смешивается с воздушным потоком, который попадает в камеру через воздухозаборные устройства 4, при этом продуты сгорания, истекая через сопловой блок 7 и далее через сопло 5, образуют реактивную тягу. Донный газогенератор 6 с сопловым блоком 7, представляющий собой первый контур ракетно-прямоточного двигателя, установлен внутри внутренней обечайки 1.
Корпус снаряда разделен на две части: первую маршевую с зарядом твердого топлива 8 и соплом 9 и вторую с газогенератором 6 с зарядом специального твердого топлива, содержащем химически активный реагент для воздействия на градовые облака. Первая и вторая части состыкованы между собой при помощи узла разъема частей корпуса 10.
В первой части снаряда установлен блок дополнительных стабилизаторов 11.
Предложенный снаряд используется следующим образом.
После запуска снаряда, наружная обечайка 2 смещается назад относительно направления движения снаряда, при этом раскрываются основные аэродинамические стабилизаторы 3 и воздухозаборные устройства 4, которые вместе с наружной обечайкой 2 и соплом 5 формируют второй контур ракетно-прямоточного двигателя.
В газогенераторе 6, представляющем собой первый контур ракетно-прямоточного двигателя, воспламеняют топливный состав с недостатком окислителя, после чего продукты неполного сгорания топлива начинают поступать во второй контур. С помощью воздухозаборных устройств 4 производят забор атмосферного воздуха и используют его для дожигания во втором контуре газообразных продуктов, поступающих из первого контура через сопловой блок 7, которые затем истекают через сопло 5 второго контура, чем создают реактивную тягу.
После окончания работы газогенератора 6 потребность в наружной обечайке 2 и второй части корпуса отпадает. В этом случае, подается команда на срабатывание механизма узла разъема 10, после чего от корпуса снаряда отделяется часть корпуса второй части/ корпус второй части вместе с наружной обечайкой 2 и блоком основных стабилизаторов 3. Одновременно с этим раскрываются дополнительные стабилизаторы 11.
Сброс указанных частей позволит увеличить скорость снаряда, за счет уменьшения его массы, и упростить его конструкцию за счет исключения механизма возврата наружной обечайки 2 в первоначальное положение.
После выгорания заряда твердого ракетного топлива газогенератора 6 стартовой ступени, во время паузы до момента запуска первой маршевой ступени, продолжительность которой определяется электронно-временным устройством по времени, введенным перед стартом, снаряд осуществляет полет как свободно брошенное тело, во время которого, под воздействием силы тяжести, уменьшается угол наклона траектории к горизонту. По истечении времени, определяемым полетным заданием и введенного перед стартом, счетный механизм электронно-временного устройства выдает команду на воспламенение заряда твердого топлива маршевой ступени, истечение продуктов сгорания которой из сопла 9 создает реактивную тягу, под действием которой гидрометереологический снаряд продолжает движение при новом угле бросания, при этом, в результате горения шашки твердого топлива маршевой ступени, по трассе движения реактивного снаряда выделяется аэрозоль активного реагента, оказывающего влияние на градовые облака.
Использование предложенного технического решения позволит увеличить дальность полета артиллерийского снаряда за счет оптимизации конструкции снаряда, снижения его массы во время полета и подбора оптимальных характеристик блока стабилизаторов для каждого участка полета - с работающим и неработающим ракетно-прямоточным двигателем.