ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА
TWO-STAGE GUIDED MISSILE

Настоящее предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции многоступенчатых ракет.
Известно большое количество ракет ("Исследовательские и метеорологические ракеты мира", Ленинград, Гидрометеоиздат, 1979 г. В.Н.Гринберг, А.А.Позин, В.В.Соболева, В.Г.Хвостов, А.А.Шидловский), состоящих из двух взаимосвязанных ступеней: стартовой и маршевой, механизма разделения.
Баллистические характеристики: дальность, скорость функции времени для ракет с отделяемым и неотделяемым стартовым двигателем отличаются на марлевом участке (с неработающим двигателем). Причем для ракеты с отделяемым стартовым двигателем больше, чем с присоединенным двигателем.
Наиболее близким для предлагаемого технического решения являются ракеты малой, средней и большой дальностей, например "Терьер" ("Зенитные ракетные и ракетно-пушечные комплексы капиталистических стран") под редакцией академика Е.А.Федосова, 1986 г., стр.91, рис.2.1. Ракеты состоят из маршевой ступени отделяемого стартового двигателя с блоком стабилизаторов и переходным конусом, механизма разделения. Во время разделения при срабатывании механизма разделения стартовый двигатель с жестко связанным переходным конусом и блоком стабилизаторов сходит с маршевой ступени. Основным недостатком данного устройства является то, что баллистические характеристики: скорость, дальность ракеты с отделяемым стартовым двигателем превосходят баллистические характеристики ракеты на пассивном участке, с неотделяемым двигателем. Отличие баллистических характеристик на пассивном участке для двух вариантов ракет: с неотделяемым и отделяемым стартовыми двигателями приводит к усложнению наземной аппаратуры управления - вводом дополнительных блоков для реализации баллистических и динамических характеристик ракеты.
Задачей настоящего изобретения является: равенство баллистических характеристик ракеты на пассивном участке полета с отделяемым и неотделяемым стартовыми двигателями, упрощение наземной аппаратуры управления.
Указанная задача достигается тем, что двухступенчатая управляемая ракета содержит отделяемую марлевую ступень, стартовый двигатель с блоком стабилизаторов и механизм разделения, отличается тем, что марлевая ступень и стартовый двигатель выполнены с обеспечением соотношения их масс после отделения стартового двигателя по зависимости:
где
где
м.ст.
m - масса маршевой ступени;
дв
m - масса двигателя без топлива;
- относительные толщины крыльев, рулей, стабилизаторов;
1
2
h, h, h - толщины профилей: крыльев, рулей, стабилизаторов;
λ - удлинение ракеты;
1
K - коэффициент, учитывающий геометрические размеры ракеты;
р
l - длина маршевой ступени;
м
D - диаметр миделя маршевой ступени;
м
S - площадь миделя маршевой ступени;
р
кр
ст
S, S, S - площади рулей, крыльев, стабилизаторов;
- относительная площадь дна маршевой ступени;
д
S - площадь дна маршевой ступени;
аст
ар
акр
b, b, b - длины бортовых хорд: стабилизатора, руля, крыла.
Двухступенчатая ракета представлена на фиг.1 и фиг.2. На фиг.1 представлена ракета в сборе; на фиг.2 - после разделения ступеней.
Две ступени: маршевая 1 и стартовая 2 через механизм разделения 3 соединены между собой. При стрельбе бикалиберными ракетами возникают проблемы, отделение или неотделение стартового двигателя. В первом варианте, в случае пролета ракеты, в зоне действия сил противника; во втором - вне зоны сил противника. Два варианта ракет с отделяемым и неотделяемым стартовым двигателем, при двух вариантах боевых действий, должны удовлетворять единому требованию, равенство баллистических характеристик на пассивном участке полета. Отличие в баллистических характеристиках приводит к невыполнению боевой задачи - промаху или усложнению наземной аппаратуры управления: центральной вычислительной системы.
В случае разделения двух ступеней процесс разделения происходит следующим образом:
при срабатывании механизма разделения 3 (после окончания работы двигателя) стартовая ступень 2 под аэродинамической нагрузкой сходит с маршевой ступени.
При варианте с неотделяемым стартовым двигателем маршевая ступень после окончания работы двигателя продолжает полет со стартовым двигателем.
1
2
Скорости на пассивном участке полета с отделяемым V и неотделяемым V стартовыми двигателями выражаются следующими зависимостями:
(Л.Дэвис, Дж.Фоллин, Л.Блитцер "Внешняя баллистика ракет" Военн. Издат. МО СССР. М., 1961, стр.68).
В формулах (2), (3):
0
V - скорость ракеты в момент окончания работы двигателя;
км.ст
C - коэффициент лобового сопротивления маршевой ступени;
ρ - плотность воздуха;
м
S - площадь миделя маршевой ступени;
S - путь;
кдв
С - коэффициент лобового сопротивления двигателя.
1
2
При условии равенства баллистических характеристик на пассивном участке V=V получим:
Логарифмируя выражение (4), получим:
км.ст
Коэффициент лобового сопротивления C можно представить в виде:
кг.ч
где C - коэффициент лобового сопротивления головной части;
кд
C - коэффициент донного сопротивления;
ктр.м.ст
C - коэффициент сопротивления трения марлевой ступени;
кр
C - коэффициент сопротивления рулей;
ккр
C - коэффициент сопротивления крыльев.
кр.ч
кд
ктр.м.ст
кр
ккр
В свою очередь коэффициенты C, C, C, С, C выражаются зависимостями:
(В.Б.Байдаков, Иванов-Эмин Л.Н. Аэромеханика летательных аппаратов. М.: Машиностроение 1965, стр.153, 157; 155, 215).
Коэффициент лобового сопротивления двигателя:
ктр.дв
где С - коэффициент сопротивления трения двигателя;
кст
C - коэффициент сопротивления стабилизаторов;
кк
С - коэффициент сопротивления конуса.
Вышеприведенные коэффициенты сопротивления определяются зависимостями:
В приведенных зависимостях:
дв
ст
кр
м.ст
Re, Re, R, Re - числа Рейнольдса двигателя, стабилизатора, руля маршевой ступени
ν - кинематический коэффициент вязкости;
a - скорость звука.
fтр.дв
fм.ст
C, C - коэффициенты трения двигателя, маршевой ступени.
В приведенных аналитических зависимостях членами:
пренебрегаем, так как их численное значение составляет (0,5-1,5)% от
и входит в допуск (2,0-3,9).
Подставив (7) в (6), (9) в (8), (6) в (8) в (5) и принимая во внимание данные экспериментальной отработки ракет, получим:
где
В аналитической зависимости (10) приведен экспериментальный коэффициент с диапазоном изменения (2,0-3,9) и при К равном 5. Диапазон изменения (2,0-3,9) установлен по экспериментальной отработке ракет комплексов: "Ползун","Тунгуска", "Панцирь", "Вихрь".
Анализ результатов показывает, что при стремлении соотношения (9) к нижнему пределу - снизу 2,0 или 3,9 сверху баллистические характеристики ракеты (в сборе и головной части) отличаются больше чем на 20%, в диапазоне 2,0-3,9 баллистические характеристики отличаются на 2%.
Отличие баллистических характеристик более чем на 20% приводит к невыполнению боевой задачи, к резкому снижению эффективности применения ракет.
Использование предполагаемого устройства полета ракеты с отделяемым стартовым двигателем, при условии получения одинаковых баллистических характеристик, обеспечивает по сравнению с существующими устройствами следующие преимущества:
а) увеличивает надежность ракеты;
б) исключает возможность падения стартового двигателя вне зоны войск противника;
в) упрощает наземную аппаратуру управления.