RU2681023C1

RU2681023C1 - Anti-cloud rocket

Info

Publication number: RU2681023C1
Application number: RU2017138790A
Authority: RU
Inventors: Азат Шамилович Мингазов; Владимир Степанович Поносов; Николай Михайлович Вареных; Михаил Сергеевич Резников; Павел Артемьевич Несмеянов
Original assignee: Акционерное общество "Чебоксарское производственное объединение имени В.И. Чапаева"
Priority date: 2017-11-07
Filing date: 2017-11-07
Publication date: 2019-03-01

Abstract

FIELD: meteorology.SUBSTANCE: invention relates to means of changing atmospheric conditions and in particular to meteorological rockets for dispersing active aerosol in clouds and artificially causing precipitation or preventing hail. Rocket contains a nozzle block, equipped with an axial electrocapsule bushing and aerodynamic blades, and a head with a channel aerosol-forming piece, closed by a fairing. Collector of output channels is installed in the fairing to the outlet openings covered with a burning tape, and to the detonator cap of the actuator of self-destruction, initiating distributed along and across the body, in junction with each other, belt discontinuous charges. There is also a dual-mode jet engine. Each of its sections includes cylindrical shells joined together by means of an adapter, where the powder canal bollard, the pyrotechnic bollard and the reinforcing charge are successively placed. Transverse belt discontinuous charges are mounted in annular grooves of the collector of the self-destruction mechanism and in the nozzle block. Longitudinal belt explosive charges are attached to the body. In this case, the fairing, the shell of the head part and sections of the jet engine and the nozzle block are joined with adapters in a monolith with conical ends. Nozzles of a jet engine are rotated relative to the longitudinal axis of the rocket back to the angle (2–3)°. Aerodynamic blades of the nozzle block are inclined in the direction of rotation of the nozzles at an angle (3–5)° with the creation of centrifugal and aerodynamic acceleration and displacement of the center of pressure from the center of mass of the rocket with its longitudinal stabilization on the flight path. Longitudinal tape explosive charges are covered with foil self-adhesive tape.EFFECT: improving the functional reliability of the rocket and firing accuracy by ensuring the longitudinal stabilization of the rocket during its launch and on the flight path.1 cl, 3 dwg

Description

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.The invention relates to a means of changing atmospheric conditions, and more particularly, to meteorological rockets for dispersing active aerosol generated in the combustion of a smoke pyrotechnic bomb in clouds, with the aim of artificially causing precipitation or preventing hail.

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.The level of this technical field is characterized by a rocket for influencing clouds, described in patent RU 2110040 C1, F42B 12/36, 1998, which contains a two-mode jet engine comprising two sections, the bodies of which are connected by an adapter and each contains a powder gun channel mounted in series , a pyrotechnic checker and an amplifying charge, a nozzle block with aerodynamic blades and an electrocapsule coupling sleeve with a guide trigger device, as well as a self-liquidation system, an executive capsule a detonator which is initiated by the energy of a jet engine through a pyrotechnic moderator and adjoins an annular explosive charge fixed on the gas duct collector to the outlet openings of the covering fairing.

На кольцевом разрывном заряде внахлест размещены распределенные по периметру ракеты ленточные разрывные заряды, которые защищены снаружи желобами, прикрепленными к корпусу ракеты скобами.On the annular explosive charge, overlapping band explosive charges distributed around the perimeter of the rocket are located, which are protected externally by gutters attached to the rocket body by brackets.

Нижний конец продольных разрывных лент прижат к поперечной ленте разрывного заряда, помещенной в кольцевой канавке соплового блока, в зоне его критического сечения.The lower end of the longitudinal bursting tapes is pressed against the transverse band of the bursting charge placed in the annular groove of the nozzle block in the zone of its critical section.

Термодинамический режим последовательного функционирования обеих секций реактивного двигателя рассчитан для подъема ракеты на заданную высоту для обработки облаков генерируемым активным аэрозолем.The thermodynamic regime of the sequential functioning of both sections of the jet engine is designed to lift the rocket to a predetermined height for treating clouds with an active aerosol generated.

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.Due to the overlap of the outlet openings of the fairing with glued tape, the rocket structural elements are guaranteed to be isolated from the atmosphere, preserving the functionality during storage and in official use. When the rocket functions after launch under the influence of hot gaseous products of combustion of the pyrotechnic checker of active smoke, the adhesive tape is burned and the exit openings of the fairing are automatically opened.

Продольные ленточные разрывные заряды с наружной стороны закрыты защитными желобами, которые к корпусу прикреплены кольцевыми скобами.The longitudinal tape explosive charges on the outside are covered by protective grooves, which are attached to the body by ring brackets.

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.The automatic actuation of the actuator of self-liquidation of a rocket after completion of its operation causes a detonation of the tape charges distributed along and across, which destroy the rocket into safe fragments that do not pose a danger to the population and animals.

Однако, необходимо отметить присущие недостатки описанной ракеты.However, it is necessary to note the inherent disadvantages of the described rocket.

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.Spraying a functional ice-forming reagent in a generated aerosol during the burning of active smoke bombs is not effective for the formation of artificial precipitation in clouds that the rocket transiently bypasses, while they are processed from above and with a small area, and not maximum in volume when horizontally passing.

Кроме того, функциональная надежность ракет после арсенального хранения неудовлетворительная из-за свободного доступа атмосферной влаги к ее пиропороховому снаряжению.In addition, the functional reliability of missiles after arsenal storage is unsatisfactory due to the free access of atmospheric moisture to its pyro-powder equipment.

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.The noted disadvantages are eliminated in the rocket for aerosol processing of clouds according to the patent RU 74268 U1, A01G 15/00, F42B 12/36, 2008, which is selected by technical essence and the number of matching features as the closest analogue of the proposed rocket.

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.Known rocket contains a head part with a bomb of active smoke, closed by a fairing equipped with a collector of smoke exhaust channels to the outlet openings and an actuator of self-liquidation, a solid propellant rocket engine made of two successive sections, each of which includes a channel powder bomb, pyrotechnic bomb and an amplifying charge, and also a nozzle block with aerodynamic blades of longitudinal stabilization on the flight path and a central electrocapsule sleeve.

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.The self-destruction mechanism includes a beam detonator capsule connected with a pyrotechnic moderator, to which longitudinal band explosive charges distributed along the perimeter of the hull, and lap-shaped annular explosive charges of the head collector and nozzle block are adjacent, which provides an explosion after crushing the rocket, crushing it into safe fragments.

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.The peculiarity of this rocket is that the pyrotechnic channel checkers of each section of the jet engine are made in the form of a moderator, the burning time of which is several times greater than the burning time of the powder checkers in a ratio of 4: 1, to reduce traction at the height of rise and, as a result, the trajectory is almost horizontal rocket flight for its stepwise exit to the echelon of cloud placement.

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.A continuation of the indicated advantages of the known rocket is an inherent disadvantage - low cloud processing efficiency due to inaccurate shooting due to unsatisfactory longitudinal stabilization of the rocket and the inevitable imbalance of the masses of its structural elements, which are mounted on the ledges of the bearing adapters with a diametrical clearance and in the axial direction are connected frictionally, due to the pressure from above by a threaded sleeve, which does not exclude arbitrary radial displacements at a rocket rotation speed of more than 3000 rpm.

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.During high-speed rotation of the rocket for gyroscopic stabilization of its longitudinal position on the flight path, an uncontrolled mass imbalance of structural elements relative to the nozzle block (two sections of a jet engine, a head part and a fairing with a collector) occurs, which variably deflects the rocket from its flight target.

Технической задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является усовершенствование конструкции метеорологической ракеты для повышения эффективности ее действия по назначению.The technical problem to which the present invention is directed is to improve the design of a meteorological rocket to increase the effectiveness of its intended purpose.

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.The required technical result is achieved in that in a known rocket for impact on clouds containing a nozzle block equipped with an axial electrocapsule sleeve and aerodynamic blades, a head part with a channel aerosol forming block covered by a fairing, in which a collector of the output channels to the outlet openings is blocked by a burning tape , and to the detonator capsule of the self-liquidation actuator, initiating tape discharges distributed along and across the housing, adjacent to each other leaching charges, as well as a two-mode jet engine, each section of which includes cylindrical shells joined together by means of an adapter, where the powder canal block, pyrotechnic block and amplifying charge are placed in series, while transverse tape explosive charges are mounted in the annular grooves of the collector of the self-destruction mechanism and in the nozzle block, and longitudinal tape explosive charges are attached to the housing, according to the invention, a fairing, shells of the head part and reactant sections of the engine are coupled to the monolith adapters with conical ends, the jet engine nozzles are rotated rearward relative to the longitudinal axis of the rocket by an angle (2-3) °, and the aerodynamic blades of the nozzle block are tilted in the direction of rotation of the nozzles by an angle (3-5) ° with the creation of a centrifugal and aerodynamic acceleration and the displacement of the center of pressure from the center of mass of the rocket during its longitudinal stabilization on the flight path, while longitudinal tape bursting charges are covered with a foil self-adhesive tape.

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.Distinctive features of the proposed technical solution increased the functional reliability of the rocket and firing accuracy due to the centrifugal launch and aerodynamic on the flight path of the longitudinal stabilization of the rocket.

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.The combination of the fairing and the shells of the head part, the jet engine and its both sections with the bearing cylindrical adapters on the conical surface of the ends is aimed at increasing the accuracy of firing, since during the assembly of the rocket self-centering occurs and solidity of the joints is formed, practically eliminating the imbalance of structural elements during the rotation of the rocket at launch and in flight, which could lead her away from the sighting trajectory with a spiral deflection.

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.The rotation of the nozzles of the jet engine relative to the longitudinal axis of the rocket automatically spins it around the axis when moving along the guides for the primary longitudinal stabilization of autonomous flight. The angle of rotation of the nozzles is optimized practically from the condition of minimizing friction losses during acceleration of acceleration on the starting guides, guaranteed to exclude disruption from them from the limit of centrifugal forces.

Наклон аэродинамических лопастей соплового блока к образующей ракетыThe inclination of the aerodynamic blades of the nozzle block to the rocket

на оптимизированный угол автоматически вращает ракету набегающим потоком воздуха вокруг продольной оси, стабилизируя ее по траектории полета, что увеличивает прицельную точность стрельбы. at an optimized angle, it automatically rotates the rocket with a free flow of air around the longitudinal axis, stabilizing it along the flight path, which increases the accuracy of fire.

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.The fastening of longitudinal tape explosive charges to the body by means of a foil-coated self-adhesive tape is the simplest and most technologically advanced, isolates them from direct exposure to atmospheric moisture and protects them from mechanical damage in service.

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.Therefore, each essential feature is necessary, and their combination in a stable relationship is sufficient to achieve the novelty of a quality that is not inherent in the characteristics of disunity, that is, the required technical result is achieved not by the sum of the effects, but by a new super-effect of the sum of the attributes.

Сущность изобретения поясняется чертежом, который имеет чисто иллюстративное назначение и не ограничивает объема притязаний совокупности существенных признаков формулы.The invention is illustrated by the drawing, which has a purely illustrative purpose and does not limit the scope of the claims of the totality of the essential features of the formula.

На чертеже изображены:The drawing shows:

на фиг. 1 - общий вид метеорологической ракеты;in FIG. 1 - general view of a meteorological rocket;

на фиг. 2 - коллектор;in FIG. 2 - collector;

на фиг. 3 - сопло реактивного двигателя в продольном разрезе.in FIG. 3 - jet nozzle in longitudinal section.

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.The missile according to the invention consistently includes the following structural elements rigidly interconnected (Fig. 1): nozzle block 1 with a central electrocapsule sleeve 2 connected to the launch block and aerodynamic blades 3; solid propellant jet engine 4, consisting of two sections, each of which includes sequentially powder channel checker 5, pyrotechnic checker 6 deceleration and amplification charge 7; the head part 8 with a channel checker 9, generating an active aerosol during combustion; fairing 10 with outlet openings 34 covered by tape 12.

Внутри обтекателя 10 на резьбе закреплен коллектор 13 с выводными каналами 14 и лучевым капсюлем-детонатором 15.Inside the fairing 10, a collector 13 with output channels 14 and a beam detonator capsule 15 is fixed on the thread.

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.The detonator capsule 15 is adjacent to the transverse explosive explosive charge 16, placed in the annular groove 17 of the collector 13, equipped with outlet channels 14 to the outlet holes 34.

В коллекторе 13 установлена осевая дроссельная втулка 18, связанная с огнепередаточным шнуром 19, установленным в канале 20 сообщения с капсюлем-детонатором 15.In the manifold 13, an axial throttle sleeve 18 is installed, connected to the fire-transfer cord 19 installed in the channel 20 of communication with the detonator capsule 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.Adjacent to the transverse discontinuous charge 16, longitudinal tape discontinuous charges 21 are distributed around the perimeter of the rocket (Fig. 1), pressed by the cowl 10, which lower end is adjacent to the transverse discontinuous charge 22, placed in the annular groove 23 of the nozzle block 1.

Продольные заряды 21 покрыты фольгированной самоклеящейся лентой 24, закрепленной на ракете, образуя защитную оболочку.Longitudinal charges 21 are covered with a foil self-adhesive tape 24, mounted on a rocket, forming a protective shell.

Сопла 25 блока 1 (фиг. 3) симметрично повернуты кзади относительно продольной оси ракеты на угол (2-3)°.Nozzles 25 of block 1 (Fig. 3) are symmetrically rotated rearward relative to the longitudinal axis of the rocket by an angle (2-3) °.

На сопловом блоке 1 закреплены аэродинамические лопасти 3 (фиг. 1), которые наклонены на угол (3-5)° в направлении поворота оси сопел 25.Aerodynamic blades 3 are fixed on the nozzle block 1 (Fig. 1), which are inclined by an angle (3-5) ° in the direction of rotation of the axis of the nozzles 25.

На сопловой блок 1 навинчена обечайка 26 первой секции реактивного двигателя 4.The shell 26 of the first section of the jet engine 4 is screwed onto the nozzle block 1.

На сопловом блоке 1 установлена сопряженная с обечайкой 26 диафрагма 27, с формированием ресивера 28.On the nozzle block 1, a diaphragm 27 coupled to the rim 26 is installed, with the formation of the receiver 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.A powder canal block 5, a pyrotechnic block 6 of end combustion and an amplification charge 7 are mounted in the shell 26, the last two being placed in a cylindrical adapter 29, which is in power and geometric closure with the shell 26 and rests on the checker 5 through a special grating, fixing its position .

Переходник 29 верхним коническим торцом сопряжен с ответным торцом обечайки 30 второй секции реактивного двигателя 4, образуя монолитное соединение структурных элементов 26-29-30.The adapter 29 is connected with the upper conical end to the mating end of the shell 30 of the second section of the jet engine 4, forming a monolithic connection of structural elements 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.In the shell 30, the above-mentioned sequence of arrangement of similar powder canal checkers 5, pyrotechnic checkers 6 and amplification charge 7, fixed by a cylindrical adapter 31, which is similarly as described above, is rigidly connected by conical ends to the shell 30 and the shell 32 of the head part 8 adjacent to the force and geometric circuit, carrying a channel checker 9, generating an active aerosol.

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.The shell 32 of the upper conical end is associated with an adapter 33, similarly to a monolith connected with a cone 11, between which longitudinal tape charges 21 are placed in pinching.

Функционирует ракета для воздействия на облака следующим образом.A rocket operates to act on clouds as follows.

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.To launch a rocket mounted on the launch guide, an electric voltage is supplied to the electrocapsule sleeve 2, the actuation pulse 2A of which simultaneously ignites the channel powder block 5 and the pyrotechnic block 6 of the first section of the jet engine 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.Gaseous products of combustion of the checkers 5, 6 fill the receiver 28, where they are mixed; there is equalization and increase in pressure and temperature, as a result of which they are jet-ejected through the nozzles 25 of block 1, developing traction.

При достижении тяги, достаточной для отжатия стопора направляющей, ракета стартует, вращаясь.When reaching the traction sufficient to depress the stopper guide, the rocket starts, spinning.

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.Within 2 s, the powder bomb 5 burns out, providing a high impulse of specific thrust and rocket propulsion, and when the bomb 6 is slowed down, high-temperature gaseous combustion products are formed that reduce the back aerodynamic drag, while the rocket accelerates and stabilizes longitudinally due to the forward displacement of the center of mass from the center of pressure.

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.The jets of gas ejected from the nozzle block 1 at an angle of (2-3) ° spin the rocket, which is further facilitated by the collinear force vector of the incoming air flow on the blades 3, the slope of which in the direction of rotation of the nozzles 25 is (3-5) °, which, respectively creates centrifugal and aerodynamic acceleration, shifting the center of pressure from the center of mass of the rocket, which is stabilized longitudinally along the flight path.

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.During autonomous combustion of the pyrotechnic checkers 6, the full pulse of the jet engine 4 decreases during the next 6 s, as a result of which the speed of the rocket drops and its angular inclination to the horizon occurs with inertial movement along a flatter ballistic trajectory.

Таким образом осуществляется двухрежимный характер работы реактивного двигателя 4.Thus, the dual-mode nature of the jet engine 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.When the pyrotechnic checker 6 is burned out, the adjacent amplifying charge 7 is ignited, which dynamically burns and with a heat pulse initiates the ignition and combustion of the checkers 5, 6 of the second section of the jet engine 4 to realize its full cycle of operation, similar to that described in the first section.

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.The rocket receives an additional thrust momentum during the combustion of the powder channel checker 5 with the subsequent inertial movement along the ballistic trajectory, when the pyrotechnic checker 6 decelerates autonomously, as a result of which the trajectory declines again and the rocket enters the cloud at a minimum angle to the horizon for the maximum time inside processed cloud.

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.The heat pulse of the torch formed during the combustion of the amplification charge 7 of the second section of the jet engine 4 ignites the channel block 9 in the head part 8, during combustion of which a functional aerosol is generated, the condensed phase of which includes an ice-forming reagent in the form of active crystallization centers, causing artificial precipitation in supercooled clouds .

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.The generated aerosol enters the collector 13, where it is supplied through the channels 14 to the radial openings 34, through which it is released by distributed jets into the atmosphere, directly into the treated cloud.

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.In this case, the aerosol generated by burning the checkers 9 also enters through the volume of the head part 8 and the jet engine 4, free by then, into the receiver 28 and the nozzle block 1, from where it is jetted out through nozzles 25 into the treated cloud in the form of condensed phase conglomerates.

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.When the aerosol moves inside the rocket, it condenses and coagulates solid active particles into larger particles than dispersed through the outlet openings 34 of the head fairing 10. This ensures that a balanced number of crystallization centers of different dispersion are distributed in the treated cloud to activate the precipitation of long-term fine precipitation that prevents hail.

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.The heat pulse from the amplification charge 7 of the second section of the jet engine through the axial channel of the checker 9 goes directly to the throttling channel of the central sleeve 18 of the collector 13, where it focuses in the form of a torch, igniting the moderator 19, the burning time of which is calculated in accordance with the burning time of the checker 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.After a delay time, after the generation and spraying of the functional aerosol is completed, a detonator capsule 15 is triggered by a heat pulse from a burned-out moderator 19 transmitted through channel 20, the detonation wave triggering undermining of the transverse explosive charge 16 in the annular groove 17 of the collector 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.Almost instantly, a blast wave is transmitted to adjacent longitudinal tape discontinuous charges 21 and then to a discontinuous charge 22 placed in the annular groove 23 of the nozzle block 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.If the explosive charges 16, 21 and 22 distributed on the surface of the rocket are detonated, it breaks up and down into safe fragments, that is, the self-liquidation of the spent rocket automatically occurs without the formation of a cloud-hazardous area for the population and animals.

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.Bench and full-scale tests at the test site of prototypes of a meteorological rocket modernized according to the invention, confirmed the achievement of higher targets and the correspondence of the achieved operating characteristics to the calculated ones, which allows recommending it for serial production for delivery to customers.

Сравнение предложенного технического решения с ближайшими аналогами уровня техники не выявило идентичного совпадения совокупности существенных признаков изобретения.Comparison of the proposed technical solution with the closest prior art analogues did not reveal an identical match of the totality of the essential features of the invention.

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.The proposed differences of the rocket for influencing the clouds, which do not directly follow from the statement of the technical problem, are not obvious to a specialist in means of changing atmospheric conditions.

Изготовление ракет по изобретению возможно на действующем производстве серийно.The manufacture of rockets according to the invention is possible at the current production in series.

Из вышесказанного можно сделать вывод о соответствии изобретения условиям патентоспособности.From the foregoing, we can conclude that the invention meets the conditions of patentability.

Claims

A rocket for influencing clouds, containing a nozzle block equipped with an axial electro-capsule sleeve and aerodynamic blades, a head part with a channel aerosol-forming checker, closed by a cowl, in which a collector of the output channels to the outlet openings blocked by the burning tape, and to the detonator capsule of the self-driving mechanism initiating distributed explosive charges along and across the body, adjacent to each other, as well as a dual-mode jet engine, each with whose section includes cylindrical shells joined together by means of an adapter, where the powder canal block, pyrotechnic block and amplifying charge are sequentially placed, while the transverse band explosive charges are mounted in the annular grooves of the self-liquidation mechanism collector and in the nozzle block, and the longitudinal band explosive charges are attached to the housing characterized in that the fairing, shells of the head part and sections of the jet engine and the nozzle block are connected to the adapters in mono with conical ends, the jet engine nozzles are turned relative to the longitudinal axis of the rocket rearward by an angle of (2-3) °, and the aerodynamic blades of the nozzle block are tilted in the direction of rotation of the nozzles by an angle of (3-5) ° with the creation of centrifugal and aerodynamic acceleration and a shift of the pressure center from the center of mass of the rocket during its longitudinal stabilization on the flight path, while the longitudinal tape bursting charges are covered with a foil self-adhesive tape.