РАЗДЕЛЯЮЩАЯСЯ РАКЕТА ДЛЯ ВОЗДЕЙСТВИЯ НА ОБЛАКА
MULTIPLE-WARHEAD ROCKET FOR IMPACT ON CLOUDS

Изобретение относится к устройствам для изменения атмосферных условий, а более конкретно к метеорологическим ракетам для рассеивания в облаках аэрозоля, генерируемого пиротехническим топливом, с целью предотвращения градобитий или искусственного вызывания осадков.
Уровень данной области техники характеризуют ракеты для активного воздействия на облака, описанные в патентах RU №2129354, A01G 15/00, 1997 г., №2340861 F42B 12/36, 2007 г., которые содержат головную часть с шашками активного дыма, закрытую обтекателем, оснащенным коллектором выходных отверстий для генерируемого аэрозоля, исполнительный механизм самоликвидации, твердотопливный реактивный двигатель, выполненный из двух последовательных секций, каждая из которых включает канальную пороховую шашку и усилительный заряд, сопловой блок с аэродинамическими лопастями, в центре которого установлена электрокапсюльная втулка, оснащенная огнепередаточной трубкой.
Характерной особенностью описанных ракет является оснащение головной части исполнительным механизмом системы самоликвидации, размещенным в коллекторе обтекателя, замедлительный заряд которого инициируется автоматически при воспламенении шашки активного дыма. Время замедления превышает время функционирования шашки активного дыма. Срабатывание системы самоликвидации происходит от капсюля-детонатора.
Для запуска ракеты с пусковой установки подается электрический импульс на электрокапсюльную втулку, при срабатывании которой формируется форс пламени, направленный посредством огнепередаточной трубки на пороховую шашку реактивного двигателя, тем самым запуская его в работу. Ракета, после ее разгона работой реактивного двигателя, по инерции летит по определенной баллистической траектории, оставляя трассу льдообразующего аэрозоля, до момента самоликвидации.
Продольные ленточные заряды взрывчатого вещества системы самоликвидации, распределенные вдоль корпуса ракеты, при подрыве (через время задержки после окончания работы функционального снаряжения головной части) создают направленные к центру встречные потоки осколков, которые взаимно дробятся при встрече с потерей кинетической энергии, а кольцевые ленточные заряды дробят наиболее массивные части ракет на фрагменты, не имеющие убойной силы.
Недостатками известных ракет являются неудовлетворительная функциональная надежность двухсекционного реактивного двигателя, в каждой из секций которого для стабилизации горения канальных пороховых шашек дополнительно используются пиротехнические шашки торцевого горения, связанные с усилителями для передачи воспламенительного импульса, недостаточный радиус действия вследствие относительно малой дальности полета в сравнении с массой и габаритными размерами, а также низкий коэффициент полезного заряжания (вес шашки активного дыма составляет менее 10% от общего веса ракеты).
Известна ракета для активного воздействия на облака, содержащая головную часть, закрытую обтекателем, канальную шашку пиротехнического заряда активного дыма, лучевой капсюль-детонатор, газораспределительные решетки, ленточные заряды взрывчатого вещества механизма самоликвидации, двухсекционный твердотопливный реактивный двигатель с воспламенительным зарядом, ресивер, сопловой блок с электровоспламенительной втулкой, аэродинамические лопасти и дымовыходные отверстия, описанная в патенте RU 2485762, A01G 15/00, F42B 12/36, 2013 г., которая по числу совпадающих признаков и технической сущности выбрана в качестве наиболее близкого аналога предложенной конструкции ракеты.
Для запуска ракеты с пусковой установки подается электрический импульс на электрокапсюльную втулку, при срабатывании которой формируется форс пламени, направленный посредством огнепередаточной трубки на узел воспламенения шашек реактивного двигателя, тем самым запуская его в работу. При достижении усилия тяги, достаточного для отжатия стопора пусковой установки, ракета сходит с направляющих и стартует под действием реактивной струи соплового блока. Ракета, после ее разгона работой реактивного двигателя, по инерции летит по определенной баллистической траектории, по которой входит в обрабатываемое облако, с минимальным склонением к горизонту. Далее тепловым факелом, формируемым при сгорании усилительного заряда, воспламеняются канальные шашки и монолитная шашка активного дыма головной части ракеты. В процессе горения шашек активно генерируется аэрозоль, включающий мелкодисперсный льдообразующий реагент, который служит в качестве активных ядер кристаллизации влаги. Генерируемый аэрозоль через газораспределительные отверстия поперечными струями выбрасывается в обрабатываемое облако для образования кристаллов льда, которые выпадают в виде атмосферных осадков. По окончании сгорания шашки активного дыма воспламеняется усилительный заряд инициирования капсюля-детонатора ленточного заряда механизма самоликвидации.
Особенностью указанной ракеты является то, что генерируемые в большом объеме газообразные продукты горения шашки активного дыма дополнительно выводятся через свободный к тому времени объем корпуса ракеты и ее сопловой блок, выполняя дополнительную функцию в качестве льдообразующего топлива.
Недостатками известной ракеты являются:
- ограничение радиуса действия вследствие относительно малой дальности полета в сравнении с массой и габаритными размерами;
- низкий коэффициент заряжания (вес шашки активного дыма составляет около 7% общего веса ракеты);
2
- низкая степень диафрагмирования во время горения льдообразующего состава шашки активного дыма, от которой напрямую зависит количество выхода льдообразующих ядер пиротехнического состава. Давление во время горения льдообразующего состава в головной части ракеты в пределах 0,3 кгс/см.
Технической задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности действия ракеты за счет новых конструктивных решений, позволяющих в процессе реактивного движения автономно отделить отработавший стартовый двигатель, ставший балластом, от головной части (маршевый двигатель), тем самым уменьшая общий вес ракеты, одновременно формируя форс пламени маршевого двигателя, с сохранением скорости и дальности полета в течение времени работы маршевого двигателя, а также увеличить выход газообразных продуктов льдообразующего состава с одного грамма пиротехнического топлива.
Требуемый технический результат достигается тем, что в известной ракете, содержащей головную часть (маршевый двигатель), закрытую обтекателем, включающую заряд пиротехнического топлива торцевого горения и систему самоликвидации, твердотопливный стартовый двигатель, воспламенительный заряд которого взаимодействует с электровоспламенительной втулкой соплового блока, оснащенный ленточным зарядом взрывчатого вещества механизма самоликвидации, согласно изобретению между стартовым и маршевым двигателями размещена система автономного отделения маршевого двигателя, включающая закрепленный с помощью установочных винтов с возможностью расфиксации крепления адаптер стыковки двигателей, а заряд пиротехнического топлива торцевого горения маршевого двигателя одновременно является льдообразующей шашкой активного дыма, и перед сопловым блоком маршевого двигателя установлена решетка-рассекатель, каждое из отверстий которой в три-четыре раза меньше критического диаметра соплового блока, причем общая их площадь сечения не менее чем пятикратно превышает площадь критического диаметра соплового блока.
Другими особенностями ракеты является следующие признаки:
1. Стартовый и маршевый двигатели имеют собственный сопловой блок с аэродинамическими лопастями, а также собственную систему самоликвидации;
2. Система самоликвидации маршевого двигателя имеет кумулятивный центральный заряд с лучевым капсюлем-детонатором.
Отличительные признаки направлены на повышение эффективности действия метеорологической ракеты по целевому назначению, снижение себестоимости с сохранением ее функциональной надежности.
Система автономного отделения маршевого двигателя в процессе движения отделяет стартовый двигатель вместе с адаптером стыковки от отработанного маршевого двигателя, тем самым освобождаясь от ненужного балласта и позволяя вследствие значительного уменьшения веса ракеты при относительно небольшой тяге сохранять скорость в течение времени работы маршевого двигателя, тем самым увеличивая эффективность действия и дальность полета ракеты.
Использование заряда пиротехнического топлива торцевого горения маршевого двигателя одновременно и в качестве льдообразующей шашки активного дыма упрощает конструкцию ракеты, а также увеличивает выход газообразных продуктов льдообразующего состава за счет увеличения диафрагмирования выходящих продуктов сгорания в сопловом блоке маршевого двигателя.
Расположение в маршевом двигателе сферической формы решетки-рассекателя между зарядом пиротехнического топлива торцевого горения и сопловым блоком позволяет собрать на себе шлаки продуктов сгорания топлива и несгоревшие частицы, предотвращая зашлаковку соплового блока.
Снабжение стартового и маршевого двигателей сопловым блоком с аэродинамическими лопастями повышает надежность действия ракеты за счет стабилизации ее полета, а конструктивно отличающиеся системы самоликвидации, смонтированные в двигателях, увеличивают безопасность эксплуатации ракеты для населения в районе проведения стрельб, причем кумулятивный центральный заряд системы самоликвидации маршевого двигателя дополнительно позволяет обеспечить полное распыление льдообразующего реагента, обеспечивая засев обрабатываемого облака ядрами йодистого серебра.
Следовательно, каждый существенный признак заявленного изобретения необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи является достаточной для достижения нового качества, не присущего признакам в разобщенности, то есть требуемый технический результат достигается эффектом суммы признаков неизвестной из уровня техники.
Проведенный сопоставительный анализ заявленного изобретения с выявленными аналогами уровня техники, из которого изобретение не следует явным образом для специалиста по метеорологическим ракетам, подтвердил неизвестность предложенного технического решения, а с учетом возможности промышленного серийного производства ракет для воздействия на облака можно сделать вывод о соответствии критериям патентоспособности.
Сущность изобретения поясняется чертежом, который имеет иллюстративное значение и не ограничивает объема притязаний совокупности существенных признаков. На чертеже схематично изображен общий вид ракеты.
Структурно ракета для воздействия на облака включает последовательно смонтированные стартовый 1 и маршевый двигатели 2. В сопловом блоке стартового двигателя 1.3 с аэродинамическими лопастями стабилизатора 1.2, закреплен электровоспламенитель 1.1, связанный с пусковой установкой. В корпусе стартового двигателя последовательно установлены канальный пороховой заряд 1.4, пиротехнический замедлитель корректировки угла полета ракеты 1.5 и коллектор воспламенения маршевого двигателя 1.6 с замедлителями инициирования ленточного заряда самоликвидации стартового двигателя 1.7.
Посредством адаптера стыковки 1.8 стартовый двигатель соединен с маршевым двигателем, имеющим в своей конструкции собственный сопловой блок 2.1 и собственный стабилизатор 2.2. Решетка-рассекатель 2.3, расположенная в корпусе маршевого двигателя между сопловым блоком и пиротехническим зарядом льдообразующего пиротехнического топлива торцевого горения 2.4, позволяет собрать на себе шлаки продуктов сгорания топлива и несгоревшие частицы, тем самым предотвращая зашлаковку соплового блока. Последовательно расположенный кумулятивный центральный заряд ликвидации маршевого двигателя 2.5 с помощью капсюля-детонатора инициирует подрыв и самоликвидацию маршевого двигателя. Обтекатель ракеты 2.6 заполнен инертным составом.
Принцип работы заключается в следующем.
Ракета для воздействия на облака устанавливается в направляющую пусковой установки, которая фиксируется в нужном направлении по азимуту и углу возвышения и крепится стопором на сопловом блоке 1.3. К электровоспламенителю 1.1 подсоединяется источник питания, закрепленный на направляющей пусковой установке. При подаче напряжения срабатывает электровоспламенитель и воспламеняет заряд дымного пороха, находящийся в предсопловой решетке. Заряд дымного пороха воспламеняет канальный пороховой заряд 1.4 и пиротехнический замедлитель 1.5. Газообразные продукты горения порохового заряда поступают в сопловой блок, где динамично выбрасываются струями в атмосферу, развивая тяговое усилие. При достижении усилия тяги, достаточного для отжатая стопора пусковой установки, ракета сходит с ее направляющих. Время работы стартового двигателя - около 2 с (время может меняться в зависимости от температуры окружающего воздуха). По окончании работы стартового двигателя и сгорания пиротехнического замедлителя 1.5 срабатывает заряд дымного пороха, находящийся в хвостовике пиротехнического замедлителя. Далее тепловой импульс передается по двум путям:
1. По центральному каналу коллектора 1.6 мгновенно воспламеняет заряд топлива маршевого двигателя;
2. Воспламеняет два замедлителя, находящихся в корпусе коллектора, которые через 3 с инициируют капсюли-детонаторы, приводящие в действие систему самоликвидации стартового двигателя.
2
При достижении в корпусе маршевого двигателя давления более 10 кгс/см, создаваемого реактивной струей торцевого горения пиротехнического топлива, между сопловым блоком маршевого двигателя 2.1 и адаптером стыковки стартового и маршевого двигателей 1.8 возникает осевое усилие расфиксации крепления (более 50 кгс), в результате происходит срезание резьбового соединения установочных винтов, маршевый двигатель отстыковывается от стартового двигателя вместе с адаптером стыковки.
Маршевый двигатель за счет высокого импульса удельной тяги, превышающей в 4-6 раз вес двигателя, за 3 с отдаляется от стартового двигателя на безопасное расстояние от возможности повреждения при самоликвидации отработанного стартового двигателя и в течение ориентировочно 40 с летит по определенной траектории, засевая трассу льдообразующими ядрами, причем время полета может регулироваться высотой запрессованного состава, тем самым определяя дальность полета и количество внесенного реагента. По окончании горения топлива маршевого двигателя воспламеняется и срабатывает капсюль-детонатор, находящийся по центру кумулятивного заряда ликвидации маршевого двигателя. Маршевый двигатель ликвидируется. Работа ракеты заканчивается.
Натурные испытания опытных образцов предложенной ракеты подтвердили повышение эффективности действия по основному назначению, значительно увеличив выход льдообразующих ядер с одного грамма пиротехнического топлива, за счет увеличения диафрагмирования выходящих продуктов сгорания и возрастание дальности полета ракеты.