Способ стрельбы ракетой с ракетным двигателем на твердом топливе
METHOD OF SHOOTING A ROCKET WITH A ROCKET ENGINE SOLID FUEL

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам и способам стрельбы ими, и может найти применение в реактивных системах залпового огня.
Объект изобретения представляет собой способ стрельбы ракетой снабженной ракетным двигателем на твердом топливе.
Так, известен способ стрельбы ракетой (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых реактивных снарядов. - М. Оборонгиз, 1961, с 208-211, 28-31), включающий разгон ракеты на активном участке траектории и полет до цели по баллистической траектории.
Задачей данного технического решения являлось обеспечение необходимой дальности полета за счет сообщения ракете заданной по соображениям устойчивости полета и прочности ее конструкции скорости в конце активного участка траектории.
Общими признаками с предлагаемым авторами способом стрельбы является разгон ракеты до заданной скорости на активном участке траектории и полет до цели по баллистической траектории.
Известно, что рациональным с точки зрения, достижения максимальной дальности стрельбы при сохранении необходимых запасов устойчивости полета и прочности конструкции ракеты является режим работы ракетного двигателя с паузой. Поэтому наиболее близким по технической сущности и- достигаемому техническому эффекту к изобретению является способ стрельбы ракетой, описанный в книге Голубев И.С., Самарин А.В. Проектирование конструкций летательных аппаратов. - М., Машиностроение, 1991, с. 353-357, принятый авторами за прототип. Он включает разгон ракеты на' активном участке траектории с заранее выбранной паузой в работе ракетного двигателя и полет до цели по баллистической траектории.
Задачей известного технического решения - прототипа являлось повышение дальности стрельбы при сохранении необходимых запасов устойчивости полета и прочности конструкции ракеты при сохранении характерной для неуправляемой ракеты точности стрельбы.
Общими признаками с предлагаемым способом является наличие в способе-прототипе разгона ракеты на активном участке траектории с паузой в работе ракетного двигателя и полета до цели по баллистической траектории.
В отличие от прототипа в предлагаемом способе после завершения начального разгона ракеты измеряют достигнутую при этом скорость полета, через время задержки Δt от момента завершения начального разгона измеряют новое значение скорости полета, после чего осуществляют дополнительный разгон ракеты через паузу после завершения начального разгона, вычисляемую по зависимости
где Δt - время задержки, составляющее 0.5…0.8 времени начального разгона;
1
V - скорость полета после завершения начального разгона;
2
V - скорость полета через время задержки Δt;
K - табличный коэффициент, зависящий от дальности стрельбы.
Задачей настоящего изобретения является создание способа стрельбы ракетой, позволяющего существенно повысить дальность и точность стрельбы при сохранении устойчивости полета и прочности конструкции ракеты. Указанный технический результат достигается тем, что в способе, включающем начальный разгон ракеты, паузу в работе ракетного двигателя, дополнительный разгон после паузы и полет до цели по баллистической траектории, после завершения начального разгона измеряют достигнутую при этом скорость полета, через время задержки Δt от момента завершения начального разгона, измеряют новое значение скорости полета, после чего осуществляют дополнительный разгон ракеты через паузу после завершения начального разгона, вычисляемую по зависимости
где Δt - время задержки, составляющее 0.5…0.8 времени начального разгона;
1
V - скорость полета после завершения начального разгона;
2
V - скорость полета через время задержки Δt;
K - табличный коэффициент, зависящий от дальности стрельбы.
Новая совокупность параметров предлагаемого способа стрельбы ракетами позволяет, в частности:
- за счет измерения после завершения начального разгона ракеты достигнутой при этом скорости полета, измерения через время задержки Δt от момента завершения начального разгона нового значения скорости полета, осуществления дополнительного разгона ракеты через паузу после завершения начального разгона, вычисляемую по зависимости
где Δt - время задержки, составляющее 0.5…0.8 времени начального разгона;
1
V - скорость полета после завершения начального разгона;
2
V - скорость полета через время задержки Δt;
K - табличный коэффициент, зависящий от дальности стрельбы, и тем самым скорректировать траекторию полета ракеты и компенсировать сформировавшиеся на участке начального разгона ракеты отклонения траекторных параметров от расчетных для повышения дальности стрельбы и точности попадания в цель;
- за счет измерения скорости полета ракеты через время задержки Δt, составляющее 0.5…0.8 времени начального разгона определить продолжительность паузы в работе ракетного двигателя по зависимости  При времени задержки, меньше 0.5 времени
1
2
начального разгона величина разности скоростей (V-V) недостаточна для количественной оценки эффективности вытормаживания ракеты с неработающим двигателем, что ведет к ошибкам в определении времени паузы и потерям дальности и точности стрельбы.
При времени задержки более 0.8 времени начального разгона время задержки может превысить оптимальное время паузы, что также приведет к потере дальности и точности стрельбы.
Реализация данного способа стрельбы осуществляется следующим образом (фиг. 1).
При пуске ракеты на ракетный двигатель, обладающий определенным суммарным значением полного импульса, подается электрическая команда. При непрерывной работе двигателя с таким значением полного импульса ракета разогналась бы до скорости, превышающей ее конструктивные возможности, что вызывает потерю устойчивости полета и разрушение корпуса ракеты.
1
В предлагаемом способе начальный разгон осуществляется в течение нормативного времени до нормативной скорости V (поз. 1), являющейся предельной и гарантирующей устойчивость полета и необходимый запас прочности конструкции ракеты.
1
После завершения начального разгона ракеты, показателем которого может служить изменение знака производной скорости полета по времени, определяется фактически скорость V.
2
После окончания начального разгона в течение времени задержки Δt ракетный двигатель не работает. За время задержки под действием силы лобового сопротивления скорость ракеты падает до величины V (поз. 2).
По полученным данным о скоростях полета и времени задержки вычисляют оптимальную паузу, после которой происходит дополнительный разгон ракеты (поз. 3). Под действием возникающей реактивной силы ракета вторично разгоняется до скорости, являющейся граничной по соображениям устойчивости полета и прочности конструкции ракеты. В дальнейшем полет до цели (поз. 4) осуществляется по баллистической траектории вплоть до попадания ракеты в цель.
Реализация предлагаемого способа стрельбы гарантирует получение предельно достижимой дальности при обеспечении требований по устойчивости полета и прочности конструкции. Указанный положительный эффект подтвержден летными испытаниями ракет, созданных на основе предлагаемого технического решения.
В настоящее время разработана конструкторская документация на ракету с двухкамерным двигателем, реализующую предлагаемый способ стрельбы.