РАКЕТА ДЛЯ ВОЗДЕЙСТВИЯ НА ОБЛАКА

Полезная модель относится к устройствам для изменения атмосферных условий, а более конкретно, к метеорологическим ракетам для рассеивания в облаках аэрозоля, генерируемого при сгорании пиротехнической дымовой шашки, с целью искусственного вызывания осадков или предотвращения градобития.
Уровень данной области техники характеризует ракета по патенту FR 2097895, F42В 00, 1972 г., которая содержит шашку активного дыма, помещенную в корпусе головной части, закрытой обтекателем с выходными отверстиями для генерируемого аэрозоля, твердотопливный реактивный двигатель с сопловым блоком, оснащенным стабилизатором и центральной электрокапсюльной втулкой, а также устройством самоликвидации.
Радиально расположенные в обтекателе головной части выходные отверстия служат для диспергирования в обрабатываемое облако генерируемого аэрозоля (активного дыма), твердые частички которого являются ядрами кристаллизации влаги или конденсаторами каплеобразования для формирования осадков.
Недостатком описанной ракеты является возможность поражения людей и животных в районе ее использования осколками, формируемыми при самоликвидации подрывом бризантного разрывного заряда.
Отмеченный недостаток устранен в ракетах с более совершенной системой самоликвидации в виде распределенных ленточных зарядов взрывчатого вещества вдоль корпуса ракеты, взаимодействующими с кольцевыми ленточными зарядами, расположенными поперек соплового блока и головной части, где размещен исполнительный механизм (см. патенты RU 2110040, F42В 12/36, 1998 г., 21229354, A01G 15/00, 1999 г.и 2251655, F42В 12/36, 2005 г.)
Исполнительный механизм системы самоликвидации размещен в коллекторе обтекателя, его замедлительный заряд инициируется автоматически от воспламенителя шашки активного дыма. Время замедления (горения пиротехнического заряда) гарантированно превышает время функционирования шашки активного дыма. Срабатывание системы самоликвидации происходит от капсюля-детонатора.
Продольные ленточные заряды при подрыве корпуса создают направленные к центру ракеты встречные потоки осколков, которые взаимно дробятся при встрече с потерей кинетической энергии, а кольцевые ленточные заряды дробят наиболее массивные части ракеты на фрагменты, не имеющие убойной силы.
В качестве наиболее близкого аналога выбрана ракета по патенту RU 2110040, F42B 12/36, 1998 г., которая содержит головную часть с шашкой
активного дыма, закрытую обтекателем, оснащенным коллектором  дымовыходных отверстий и исполнительным механизмом самоликвидации, твердотопливный реактивный двигатель, выполненный из двух последовательных секций, каждая из которых включает канальную пороховую шашку и усилительный заряд, а также сопловой блок с аэродинамическими лопастями (стабилизатором) и центральной электрокапсюльной втулкой.
В известной ракете реактивный двигатель выполнен двухрежимным для корректировки и оптимизации высоты и дальности ее полета.
Два режима работы реактивного двигателя обеспечиваются последовательным функционированием двух его секций в целом для скоростного подъема ракеты на относительно большую высоту. В секциях соответственно подбираются структурные элементы по составу, массе и характеру их горения, что трудоемко и экономически неоправданно.
Основным недостатком известной ракеты, траектория полета которой представляет собой крутую параболу, обеспеченную режимом работы твердотопливного реактивного двигателя, является непродуктивность действия по назначению, так как значительная часть активного дыма при этом распыляется над обрабатываемым облаком, причем генерируемый активный дым по существу используется только на восходящей и нисходящей частях ее крутой траектории полета, пересекающих габариты облака.
Задачей, на решение которой направлена настоящая полезная модель, является конструктивное усовершенствование метеорологической ракеты для повышения эффективности действия по основному назначению.
Требуемый технический результат достигается тем, что в известной ракете для воздействия на облака, содержащей головную часть с шашкой активного дыма, закрытую обтекателем, оснащенным коллектором дымовыходных отверстий 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 и центральной электрокапсюльной втулкой, по предложению авторов, пиротехнические шашки каждой секции реактивного двигателя выполнены в виде замедлителя, время горения которого кратно превышает время горения пороховых шашек, в соотношении 4:1.
Отличительные признаки обеспечили унификацию двухтактной работы реактивного двигателя, каждая секция которого функционирует последовательно в двух режимах автоматически, а именно: с активной тяговой составляющей и инерционной паузой при активном газообразовании, снижающем донное сопротивление ракеты, что направлено на формирование пологой траектории ее движения для увеличения продолжительности взаимодействия с обрабатываемым облаком.
Предложенная компоновка и конструктивное соотношение шашек в каждой секции реактивного двигателя создают последовательно два режима работы: энергетический при горении пороховой шашки, обеспечивающий ракете
тягу, и инерционный при горении пиротехнической шашки замедлителя, когда ракета движется баллистически, гравитационно склоняясь в сторону обрабатываемого облака.
Дублирование указанных режимов второй секцией реактивного двигателя обеспечивает необходимый прирост тяги для подъема на заданную рабочую высоту и дополнительное угловое смещение траектории ракеты к горизонту, что в сумме позволяет распылить активный дым непосредственно в обрабатываемом облаке на максимальной его протяженности.
При этом усилительный заряд, который выполняет функции воспламенителя, инициирует запуск второй секции реактивного двигателя, усилительный заряд которого, в свою очередь, воспламеняет канальную шашку активного дыма головной части, что происходит автоматически через заданные промежутки времени.
Соотношение времен горения замедлителя и пороховой шашки в каждой секции реактивного двигателя экспериментально оптимизировано и унифицировано как 4:1 для достижения максимальной протяженности пологого участка траектории ракеты внутри обрабатываемого облака, что значительно повышает эффективность распыления и действия генерируемого реагента.
Следовательно, каждый существенный признак необходим, а их совокупность является достаточной для достижения новизны качества, не присущей признакам в разобщенности, то есть поставленная техническая задача решена не суммой эффектов, а новым эффектом суммы признаков.
Сущность полезной модели поясняется чертежом, на котором изображена предложенная ракета для воздействия на облака. Чертеж имеет чисто иллюстративные цели и не ограничивает объема притязаний совокупности существенных признаков формулы.
В тонкостенном корпусе 1 посредством несущих обечаек 2, 3, 4 жестко смонтированы последовательно:
- коллектор 5, на котором закреплен обтекатель 6, и головная часть 7 с шашкой 8 активного дыма;
- две секции 9 и 10 реактивного двигателя, каждая из которых включает канальную пороховую шашку 11, пиротехническую шашку 12 торцевого горения и усилительный заряд 13;
- сопловой блок 14 с центральной электрокапсюльной втулкой 15 и аэродинамическими лопастями 16.
В коллекторе 5 выполнены каналы 17 сообщения с распределенными по периметру обтекателя 6 радиальными отверстиями 18 для выхода активного дыма и размещен исполнительный механизм самоликвидации, в состав которого входят фокусирующий дроссель 19, пиротехнический замедлитель 20 и детонатор 21, связанный с ленточными разрывными зарядами 22 (продольными) и 23, 24 (поперечными), установленными на коллекторе 5 и сопловом блоке 14 соответственно.
На сопловом блоке 14 установлена диафрагма 25, на которую опирается канальная пороховая шашка 11 первой секции 9 реактивного двигателя, сверху ограниченная обечайкой 2, внутри которой последовательно установлены пиротехническая шашка 12 и усилительный заряд 13.
На обечайке 2 размещена диафрагма 26, разделяющая секции 9 и 10 реактивного двигателя.
На диафрагме 26 установлена канальная пороховая шашка 11 второй секции 10, ограниченная сверху обечайкой 3, внутри которой последовательно установлены пиротехническая шашка 12 и усилительный заряд 13.
На обечайку 3 опирается головная часть 7 с размещенной внутри шашкой 8 активного дыма, ограниченная сверху обечайкой 4.
Фокусирующий дроссель 19 исполнительного механизма самоликвидации расположен соосно усилительному заряду 13 второй секции 10 реактивного двигателя и сообщается с ним посредством центрального канала шашки 8.
В сопловом блоке 14, под диафрагмой 25 сформирован ресивер 27.
Функционирует ракета следующим образом. Для запуска ракеты, установленной на пусковой установке, на электрокапсюльную втулку 15 подается электрическое напряжение, импульс срабатывания которой одновременно воспламеняет канальную пороховую шашку 11 и пиротехническую шашку 12 первой секции 9 реактивного двигателя.
Газообразные продукты горения шашек 11, 12 поступают в ресивер 27, где перемешиваются, при этом выравнивается температура и давление. Из ресивера 27 газообразные продукты динамично выбрасываются через сопла блока 14, развивая усилие тяги.
При достижении тяги, достаточной для отжатия стопора пусковой установки, ракета сходит с ее направляющих и стартует под действием реактивных струй из соплового блока 14.
В течение 2 с пороховая шашка 11 сгорает, обеспечивая высокий импульс удельной тяги и реактивное движение ракеты. При горении пиротехнической шашки 12 образуются газообразные высокотемпературные продукты, которые позволяют уменьшить задонное аэродинамическое сопротивление и массу ракеты, которая ускоряется.
При автономном горении пиротехнической шашки 12 (замедлителя) в течение последующих 6 с снижается полный импульс реактивного двигателя, в результате чего скорость ракеты падает и происходит ее угловое склонение к горизонту при инерционном движении по баллистической траектории, более пологой.
При догорании шашки 12 тепловым импульсом воспламеняется усилительный заряд 13, который затем инициирует горение шашек 11, 12 второй секции 10 реактивного двигателя. Работа структурных элементов секции 10 аналогична вышеописанным в секции 9.
Ракета получает дополнительный импульс тяги при сгорании пороховой шашки 11 секции 10 с последующим инерционным ее движением по баллистической
траектории при активном генерировании газообразных продуктов горения пиротехнической шашки 12 (замедлителя), когда ракета входит в обрабатываемое облако под минимальным углом к горизонту.
Ракета предложенной конструкции развивает максимальную скорость меньшую, чем ракета по прототипу, но при этом траектория движения непосредственно внутри обрабатываемого облака заметно увеличена, где время рассеивания активного дыма более продолжительное, что неизбежно повышает продуктивность активного инициирования осадков.
Тепловой факел, формируемый при сгорании усилительного заряда 13 второй секции 10, воспламеняет канальную шашку 8, при горении которой генерируется аэрозоль, включающий льдообразующий реагент в форме активных ядер кристаллизации, вызывающих в переохлажденных облаках выпадение осадков.
Генерируемый аэрозоль поступает в коллектор 5, где через каналы 17 и радиальные отверстия 18 обтекателя 6 выбрасывается в атмосферу, непосредственно в облако.
Генерируемый аэрозоль в атмосферу также поступает через свободный к тому времени объем ракеты и сопловой блок 14. В процессе движения вдоль ракеты генерированного при горении шашки 8 активного дыма происходит конденсация и коагуляция твердых частиц с образованием функционального аэрозоля, содержащего более крупные частицы, чем диспергируемые непосредственно через выходные отверстия 18 обтекателя. Этим обеспечивается распределение в обрабатываемом облаке сбалансированного количества центров каплеобразования разной дисперсности, в результате чего более активно выпадают продолжительные осадки, предотвращающие градообразование.
Одновременно с этим тепловой импульс от усилителя 13 второй секции 10 фокусируется соосным дросселем 19 и воспламеняет пиротехнический замедлитель 20 системы самоликвидации ракеты, время горения которого заметно превышает время генерирования активного дыма шашкой 8.
Через заданное время задержки от теплового импульса замедлителя 20 срабатывает лучевой детонатор 21, детонационная волна от которого вызывает срабатывание разрывных ленточных зарядов 22, 23 и 24. При подрыве распределенных на корпусе ленточных разрывных зарядов ракета разрушается соответственно вдоль и поперек на безопасные части, без образования поражающих осколков, опасных для населения и животных района воздействия на облака.
На предложенные конструктивные усовершенствования ракеты разработана техническая документация для изготовления опытных образцов, которые были испытаны на полигоне. Результаты натурных испытаний фактически подтвердили достижение более высоких характеристик назначения, полученных расчетным путем по математической модели планирования эксперимента.
Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического
решения с выявленными аналогами уровня техники, из которого полезная модель явным образом не следует для специалиста по реактивным ракетам, показал, что она не известна, а с учетом возможности промышленного производства, можно сделать вывод о соответствии критериям патентоспособности.