РАКЕТА ДЛЯ ВОЗДЕЙСТВИЯ НА ОБЛАКА
ANTI-CLOUD ROCKET

Изобретение относится средствам изменения атмосферных условий, а более конкретно, к метеорологическим ракетам для рассеяния в облаках активного аэрозоля, генерируемого при сгорании дымовой пиротехнической шашки, с целью искусственного вызывания осадков или предотвращения градобития.
Уровень данной области техники характеризует ракета для воздействия на облака, описанная в патенте RU 2110040 C1, F42B 12/36, 1998 г., которая содержит двухрежимный реактивный двигатель, включающий две секции, корпуса которых соединены посредством переходника и каждая содержит последовательно установленные пороховую канальную шашку, пиротехническую шашку и усилительный заряд, сопловой блок с аэродинамическими лопастями и электрокапсюльной втулкой связи с пусковым устройством направляющей, а также систему самоликвидации, исполнительный капсюль-детонатор которой инициируется энергией реактивного двигателя через пиротехнический замедлитель и примыкает к кольцевому заряду взрывчатого вещества, закрепленному на коллекторе газоводов к выходным отверстиям покрывающего обтекателя.
На кольцевом разрывном заряде внахлест размещены распределенные по периметру ракеты ленточные разрывные заряды, которые защищены снаружи желобами, прикрепленными к корпусу ракеты скобами.
Нижний конец продольных разрывных лент прижат к поперечной ленте разрывного заряда, помещенной в кольцевой канавке соплового блока, в зоне его критического сечения.
Термодинамический режим последовательного функционирования обеих секций реактивного двигателя рассчитан для подъема ракеты на заданную высоту для обработки облаков генерируемым активным аэрозолем.
За счет перекрытия выходных отверстий обтекателя приклеенным скотчем гарантированно изолируются от атмосферы структурные элементы ракеты, сохраняющие функциональность при хранении и в служебном обращении. При функционировании ракеты после старта под действием горячих газообразных продуктов горения пиротехнической шашки активного дыма скотч прожигается и выходные отверстия обтекателя автоматически раскрываются.
Продольные ленточные разрывные заряды с наружной стороны закрыты защитными желобами, которые к корпусу прикреплены кольцевыми скобами.
Автоматическое срабатывание исполнительного механизма самоликвидации ракеты после завершения ее работы вызывает подрыв распределенных вдоль и поперек ленточных зарядов, которые разрушают ракету на безопасные фрагменты, не представляющие опасности для населения и животных.
Однако, необходимо отметить присущие недостатки описанной ракеты.
Распыление функционального льдообразующего реагента в генерируемом аэрозоле при горении шашки активного дыма не эффективно для образования искусственных осадков в облаках, которые ракета транзитно минует, при этом они обрабатываются сверху и малой площадью, а не максимально в объеме при горизонтальном прохождении.
Кроме того, функциональная надежность ракет после арсенального хранения неудовлетворительная из-за свободного доступа атмосферной влаги к ее пиропороховому снаряжению.
Отмеченные недостатки устранены в ракете для аэрозольной обработки облаков по патенту RU 74268 U1, A01G 15/00, F42B 12/36, 2008 г., которая по технической сущности и числу совпадающих признаков выбрана в качестве наиболее близкого аналога предложенной ракете.
Известная ракета содержит головную часть с шашкой активного дыма, закрытую обтекателем, оснащенным коллектором дымовыводных каналов к выходным отверстиям и исполнительным механизмом самоликвидации, твердотопливный реактивный двигатель, выполненный из двух последовательных секций, каждая из которых включает канальную пороховую шашку, пиротехническую шашку и усилительный заряд, а также сопловой блок с аэродинамическими лопастями продольной стабилизации на траектории полета и центральной электрокапсюльной втулкой.
Механизм самоликвидации включает связанный с пиротехническим замедлителем лучевой капсюль-детонатор, к которому примыкают распределенные по периметру корпуса продольные ленточные разрывные заряды, и внахлест уложенные кольцевые разрывные заряды головного коллектора и соплового блока, что обеспечивает после окончания работы ракеты подрыв, дробящий ее на безопасные фрагменты.
Особенностью этой ракеты является то, что пиротехнические канальные шашки каждой секции реактивного двигателя выполнены в виде замедлителя, время горения которого кратно превышает время горения пороховых шашек в соотношении 4:1, для уменьшения тяги на высоте подъема и, как следствие, склонения траектории в практически горизонтальный полет ракеты для ступенчатого ее выхода на эшелон размещения облаков.
Продолжением указанных достоинств известной ракеты является присущий недостаток - низкая эффективность обработки облаков из-за неточной стрельбы по причине неудовлетворительной продольной стабилизации ракеты и неизбежного дисбаланса масс ее структурных элементов, которые установлены на уступах несущих переходников с диаметральным люфтом и в осевом направлении между собой связаны фрикционно, за счет прижима сверху резьбовой втулкой, что не исключает произвольных радиальных смещений при скорости вращения ракеты более 3000 об/мин.
При высокооборотном вращении ракеты для гироскопической стабилизации ее продольного положения на траектории полета возникает неконтролируемый дисбаланс масс структурных элементов относительно соплового блока (двух секций реактивного двигателя, головной части и обтекателя с коллектором), что вариативно отклоняет ракету от цели ее полета.
Технической задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является усовершенствование конструкции метеорологической ракеты для повышения эффективности ее действия по назначению.
Требуемый технический результат достигается тем, что в известной ракете для воздействия на облака, содержащей сопловой блок, оснащенный осевой электрокапсюльной втулкой и аэродинамическими лопастями, головную часть с канальной аэрозолеобразующей шашкой, закрытую обтекателем, в котором установлен коллектор выводящих каналов к выходным отверстиям, перекрытым сгорающей лентой, и к капсюлю-детонатору исполнительного механизма самоликвидации, инициирующему распределенные вдоль и поперек корпуса, в примыкании между собой, ленточные разрывные заряды, а также двухрежимный реактивный двигатель, каждая секция которого включает состыкованные между собой посредством переходника цилиндрические обечайки, где последовательно размещены пороховая канальная шашка, пиротехническая шашка и усилительный заряд, при этом поперечные ленточные разрывные заряды смонтированы в кольцевых пазах коллектора механизма самоликвидации и в сопловом блоке, а продольные ленточные разрывные заряды прикреплены к корпусу, согласно изобретению, обтекатель, обечайки головной части и секций реактивного двигателя состыкованы с переходниками в монолит коническими торцами, сопла реактивного двигателя повернуты относительно продольной оси ракеты кзади на угол (2-3)°, а аэродинамические лопасти соплового блока наклонены в направлении поворота сопел на угол (3-5)° с созданием центробежного и аэродинамического ускорения и сдвижения центра давления от центра масс ракеты при продольной ее стабилизации на траектории полета, при этом продольные ленточные разрывные заряды покрыты фольгированной самоклеящейся лентой.
Отличительные признаки предложенного технического решения повысили функциональную надежность ракеты и точность стрельбы за счет центробежной при запуске и аэродинамической на траектории полета продольной стабилизации ракеты.
Совмещение обтекателя и обечаек головной части, реактивного двигателя и его обеих секций с несущими цилиндрическими переходниками по конической поверхности торцов направлено на повышение прицельной точности стрельбы, так как при сборке ракеты происходит самоцентрирование и образуется монолитность соединений, практически исключающая дисбаланс структурных элементов при вращении ракеты на старте и в полете, который мог бы ее увести с прицельной траектории со спиральным отклонением.
Поворот сопел реактивного двигателя относительно продольной оси ракеты автоматически раскручивает ее вокруг оси при движении по направляющим для первичной продольной стабилизации автономного полета. Угол поворота сопел оптимизирован практически из условия минимизации потерь на трение при ускорении разгона на стартовых направляющих, гарантированно исключая срыв с них от предельных центробежных сил.
Наклон аэродинамических лопастей соплового блока к образующей ракеты
на оптимизированный угол автоматически вращает ракету набегающим потоком воздуха вокруг продольной оси, стабилизируя ее по траектории полета, что увеличивает прицельную точность стрельбы.
Крепление продольных ленточных разрывных зарядов к корпусу посредством фольгированной самоклеящейся ленты является простейшим и технологичным, изолирует их при этом от прямого воздействия атмосферной влаги и предохраняет от механических повреждений в служебном обращении.
Следовательно, каждый существенный признак необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи являются достаточными для достижения новизны качества, неприсущего признакам в разобщенности, то есть требуемый технический результат достигается не суммой эффектов, а новым сверхэффектом суммы признаков.
Сущность изобретения поясняется чертежом, который имеет чисто иллюстративное назначение и не ограничивает объема притязаний совокупности существенных признаков формулы.
На чертеже изображены:
на фиг. 1 - общий вид метеорологической ракеты;
на фиг. 2 - коллектор;
на фиг. 3 - сопло реактивного двигателя в продольном разрезе.
Ракета по изобретению последовательно включает жестко связанные между собой следующие структурные элементы (фиг. 1): сопловой блок 1 с центральной электрокапсюльной втулкой 2, подсоединяемой к стартовому блоку, и аэродинамическими лопастями 3; твердотопливный реактивный двигатель 4, состоящий из двух секций, каждая из которых включает последовательно пороховую канальную шашку 5, пиротехническую шашку 6 замедления и усилительный заряд 7; головная часть 8 с канальной шашкой 9, генерирующей при горении активный аэрозоль; обтекатель 10 с выпускными отверстиями 34, перекрытыми скотчем 12.
Внутри обтекателя 10 на резьбе закреплен коллектор 13 с выводными каналами 14 и лучевым капсюлем-детонатором 15.
К капсюлю-детонатору 15 примыкает поперечный разрывной заряд 16 взрывчатого вещества, помещенный в кольцевой канавке 17 коллектора 13, снабженного выводными каналами 14 к выпускным отверстиям 34.
В коллекторе 13 установлена осевая дроссельная втулка 18, связанная с огнепередаточным шнуром 19, установленным в канале 20 сообщения с капсюлем-детонатором 15.
В примыкании к поперечному разрывному заряду 16 установлены распределенные по периметру ракеты продольные ленточные разрывные заряды 21 (фиг. 1), прижатые обтекателем 10, которые нижним концом примыкают к поперечному разрывному заряду 22, помещенному в кольцевой канавке 23 соплового блока 1.
Продольные заряды 21 покрыты фольгированной самоклеящейся лентой 24, закрепленной на ракете, образуя защитную оболочку.
Сопла 25 блока 1 (фиг. 3) симметрично повернуты кзади относительно продольной оси ракеты на угол (2-3)°.
На сопловом блоке 1 закреплены аэродинамические лопасти 3 (фиг. 1), которые наклонены на угол (3-5)° в направлении поворота оси сопел 25.
На сопловой блок 1 навинчена обечайка 26 первой секции реактивного двигателя 4.
На сопловом блоке 1 установлена сопряженная с обечайкой 26 диафрагма 27, с формированием ресивера 28.
В обечайке 26 смонтированы пороховая канальная шашка 5, пиротехническая шашка 6 торцевого горения и усилительный заряд 7, причем последние два размещены в цилиндрическом переходнике 29, который находится в силовом и геометрическом замыкании с обечайкой 26 и через специальную решетку опирается на шашку 5, фиксируя ее положение.
Переходник 29 верхним коническим торцом сопряжен с ответным торцом обечайки 30 второй секции реактивного двигателя 4, образуя монолитное соединение структурных элементов 26-29-30.
В обечайке 30 сохраняется упомянутая последовательность расположения аналогичных пороховой канальной шашки 5, пиротехнической шашки 6 и усилительного заряда 7, зафиксированных цилиндрическим переходником 31, который аналогично вышеописанному жестко связан коническими торцами с обечайкой 30 и примыкающей сверху в силовом и геометрическом замыкании обечайкой 32 головной части 8, несущей канальную шашку 9, генерирующую активный аэрозоль.
Обечайка 32 верхним коническим торцом сопряжена с переходником 33, аналогично в монолит связанный с конусом 11, между которыми в защемлении размещены продольные ленточные заряды 21.
Функционирует ракета для воздействия на облака следующим образом.
Для запуска ракеты, установленной на пусковой направляющей, на электрокапсюльную втулку 2 подается электрическое напряжение, импульс срабатывания силой тока 2А которой одновременно воспламеняет канальную пороховую шашку 5 и пиротехническую шашку 6 первой секции реактивного двигателя 4.
Газообразные продукты горения шашек 5, 6 заполняют ресивер 28, где перемешиваются; происходит выравнивание и рост давления и температуры, в результате чего они струйно выбрасываются через сопла 25 блока 1, развивая усилие тяги.
При достижении тяги, достаточной для отжатия стопора направляющей, ракета стартует, вращаясь.
В течение 2 с пороховая шашка 5 сгорает, обеспечивая высокий импульс удельной тяги и реактивное движение ракеты, а при замедленном горении шашки 6 образуются высокотемпературные газообразные продукты горения, которые уменьшают задонное аэродинамическое сопротивление, при этом ракета ускоряется и продольно стабилизируется за счет смещения центра масс вперед от центра давления.
Струи газа, выбрасываемые из соплового блока 1 под углом (2-3)°, раскручивают ракету, чему дополнительно способствует коллинеарный вектор силы набегающего воздушного потока на лопасти 3, наклон которых в направлении поворота сопел 25 составляет (3-5)°, что соответственно создает центробежное и аэродинамическое ускорение, сдвигая центр давления от центра масс ракеты, которая продольно стабилизируется на траектории полета.
При автономном горении пиротехнической шашки 6 в течение последующих 6 с снижается полный импульс реактивного двигателя 4, в результате чего скорость ракеты падает и происходит ее угловое склонение к горизонту при инерционном движении по более пологой баллистической траектории.
Таким образом осуществляется двухрежимный характер работы реактивного двигателя 4.
При догорании пиротехнической шашки 6 воспламеняется примыкающий усилительный заряд 7, который динамично сгорает и тепловым импульсом инициирует воспламенение и горение шашек 5, 6 второй секции реактивного двигателя 4 для реализации полного цикла его работы, аналогично вышеописанному в первой секции.
Ракета получает дополнительный импульс тяги при сгорании пороховой канальной шашки 5 с последующим инерционным движением по баллистической траектории, когда автономно горит пиротехническая шашка 6 замедления, в результате чего вторично происходит склонение траектории и ракета входит в облачный эшелон под минимальным углом к горизонту для максимального времени нахождения внутри обрабатываемого облака.
Тепловой импульс факела, формируемого при сгорании усилительного заряда 7 второй секции реактивного двигателя 4 воспламеняет канальную шашку 9 в головной части 8, при горении которой генерируется функциональный аэрозоль, конденсированная фаза которого включает льдообразующий реагент в форме активных центров кристаллизации, вызывая в переохлажденных облаках выпадение искусственных осадков.
Генерируемый аэрозоль поступает в коллектор 13, где по каналам 14 подается к радиальным отверстиям 34, через которые распределенными струями выбрасывается в атмосферу, непосредственно в обрабатываемое облако.
При этом генерируемый при горении шашки 9 аэрозоль также поступает через свободный к тому времени объем головной части 8 и реактивного двигателя 4 в ресивер 28 и сопловой блок 1, откуда струйно выбрасывается через сопла 25 в обрабатываемое облако в форме конгломератов конденсированной фазы.
При движении аэрозоля внутри ракеты происходит его конденсация и коагуляция твердых активных частиц в более крупные, чем диспергируемые через выводные отверстия 34 головного обтекателя 10. Этим обеспечивается распределение в обрабатываемом облаке сбалансированного количества центров кристаллизации разной дисперсности для активизации выпадения продолжительных мелких осадков, предотвращающих градобитие.
Тепловой импульс от усилительного заряда 7 второй секции реактивного двигателя через осевой канал шашки 9 поступает непосредственно в дросселирующий канал центральной втулки 18 коллектора 13, где фокусируется в форме факела, поджигающего замедлитель 19, время горения которого рассчитано в соответствии с временем горения шашки 9.
Через время задержки, после окончания генерирования и распыления функционального аэрозоля, тепловым импульсом от догоревшего замедлителя 19, передаваемым по каналу 20, инициируется капсюль-детонатор 15, детонационная волна при срабатывании которого вызывает подрыв поперечного разрывного заряда 16 в кольцевой канавке 17 коллектора 15.
Практически мгновенно взрывная волна передается на примыкающие продольные ленточные разрывные заряды 21 и далее на разрывной заряд 22, помещенный в кольцевой канавке 23 соплового блока 1.
При подрыве распределенных на поверхности ракеты разрывных зарядов 16, 21 и 22 она разламывается вдоль и поперек на безопасные фрагменты, то есть автоматически происходит самоликвидация отработавшей ракеты без образования опасных для населения и животных района воздействия на облака.
Стендовые и натурные испытания на полигоне опытных образцов метеорологической ракеты, модернизированной по изобретению, подтвердили достижение более высоких показателей назначения и соответствие достигнутых характеристик функционирования расчетным, что позволяет рекомендовать ее на серийное производство для поставок заказчикам.
Сравнение предложенного технического решения с ближайшими аналогами уровня техники не выявило идентичного совпадения совокупности существенных признаков изобретения.
Предложенные отличия ракеты для воздействия на облака, которые прямо не следуют из постановки технической задачи, не являются очевидными для специалиста по средствам изменения атмосферных условий.
Изготовление ракет по изобретению возможно на действующем производстве серийно.
Из вышесказанного можно сделать вывод о соответствии изобретения условиям патентоспособности.