RU2683437C1 - Способ стрельбы ракетой с ракетным двигателем на твердом топливе - Google Patents
Способ стрельбы ракетой с ракетным двигателем на твердом топливе Download PDFInfo
- Publication number
- RU2683437C1 RU2683437C1 RU2018120694A RU2018120694A RU2683437C1 RU 2683437 C1 RU2683437 C1 RU 2683437C1 RU 2018120694 A RU2018120694 A RU 2018120694A RU 2018120694 A RU2018120694 A RU 2018120694A RU 2683437 C1 RU2683437 C1 RU 2683437C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- initial acceleration
- acceleration
- flight
- pause
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title abstract description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 45
- 238000010304 firing Methods 0.000 claims abstract description 20
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000005457 optimization Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
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. Технический результат - повышение эффективности стрельбы за счет оптимизации скорости в конце активного участка траектории. По способу осуществляют начальный разгон ракеты. Выдерживают паузу в работе ракетного двигателя. Осуществляют дополнительный разгон ракеты после паузы и полет до цели по баллистической траектории. Согласно изобретению после завершения начального разгона ракеты измеряют достигнутую при этом скорость полета. Через время задержки от момента завершения начального разгона измеряют новое значение скорости полета. После этого осуществляют дополнительный разгон ракеты через паузу после завершения начального разгона, которую вычисляют по аналитическому выражению. 1 ил.
Description
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;
V1 - скорость полета после завершения начального разгона;
V2 - 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;
V1 - скорость полета после завершения начального разгона;
V2 - 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;
V1 - скорость полета после завершения начального разгона;
V2 - 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
начального разгона величина разности скоростей (V1-V2) 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.
В предлагаемом способе начальный разгон осуществляется в течение нормативного времени до нормативной скорости V1 (поз. 1), являющейся предельной и гарантирующей устойчивость полета и необходимый запас прочности конструкции ракеты.
После завершения начального разгона ракеты, показателем которого может служить изменение знака производной скорости полета по времени, определяется фактически скорость V1.
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 V2 (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.
Claims (6)
- Способ стрельбы ракетой, включающий начальный разгон ракеты, паузу в работе ракетного двигателя, дополнительный разгон после паузы и полет до цели по баллистической траектории, отличающийся тем, что 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;
- V1 - скорость полета после завершения начального разгона;
- V2 - скорость полета через время задержки Δt;
- K - табличный коэффициент, зависящий от дальности стрельбы.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018120694A RU2683437C1 (ru) | 2018-06-05 | 2018-06-05 | Способ стрельбы ракетой с ракетным двигателем на твердом топливе |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018120694A RU2683437C1 (ru) | 2018-06-05 | 2018-06-05 | Способ стрельбы ракетой с ракетным двигателем на твердом топливе |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2683437C1 true RU2683437C1 (ru) | 2019-03-28 |
Family
ID=66090023
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018120694A RU2683437C1 (ru) | 2018-06-05 | 2018-06-05 | Способ стрельбы ракетой с ракетным двигателем на твердом топливе |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2683437C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4519315A (en) * | 1982-12-20 | 1985-05-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Fire and forget missiles system |
| RU2106597C1 (ru) * | 1996-10-01 | 1998-03-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Способ наведения телеуправляемой ракеты и система наведения для его реализации |
| RU2197707C1 (ru) * | 2001-11-26 | 2003-01-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Способ стрельбы ракетой и ракета для его осуществления |
| RU2406067C1 (ru) * | 2009-10-07 | 2010-12-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ управления ракетой |
| RU2516383C1 (ru) * | 2012-11-29 | 2014-05-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ стрельбы ракетой, управляемой по лучу лазера |
-
2018
- 2018-06-05 RU RU2018120694A patent/RU2683437C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4519315A (en) * | 1982-12-20 | 1985-05-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Fire and forget missiles system |
| RU2106597C1 (ru) * | 1996-10-01 | 1998-03-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Способ наведения телеуправляемой ракеты и система наведения для его реализации |
| RU2197707C1 (ru) * | 2001-11-26 | 2003-01-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Способ стрельбы ракетой и ракета для его осуществления |
| RU2406067C1 (ru) * | 2009-10-07 | 2010-12-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ управления ракетой |
| RU2516383C1 (ru) * | 2012-11-29 | 2014-05-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ стрельбы ракетой, управляемой по лучу лазера |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ГОЛУБЕВ И.С. и др. Проектирование конструкций летательных аппаратов, Москва, Машиностроение, 1991, с. 353-357. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104101478B (zh) | 一种结构物入水实验发射装置 | |
| Motyl et al. | Theoretical and experimental research of anti-tank kinetic penetrator ballistics | |
| RU2362965C2 (ru) | Устройство формирования времени коррекции отделения головной части ракеты | |
| KR102339273B1 (ko) | 레이트 기반 자동조종을 위한 gbias | |
| RU2683437C1 (ru) | Способ стрельбы ракетой с ракетным двигателем на твердом топливе | |
| Štiavnický et al. | Influence of barrel vibration on the barrel muzzle position at the moment when bullet exits barrel | |
| CN210269101U (zh) | 高冲击加速度试验系统 | |
| Youn et al. | Numerical study on bending body projectile aerodynamics | |
| Ożóg et al. | Modified trajectory tracking guidance for artillery rocket | |
| Gupta et al. | Trajectory correction flight control system using pulsejet on an artillery rocket | |
| RU2516383C1 (ru) | Способ стрельбы ракетой, управляемой по лучу лазера | |
| Majstrenko et al. | Analytical methods of calculation of powered and passive trajectory of reactive and rocket-assisted projectiles | |
| Irwin et al. | Investigations into the aerodynamic properties of a battle damaged wing | |
| JP2009180567A (ja) | 材料の動的物性評価方法及びシステム | |
| CN111256546B (zh) | 拖曳式二次起爆云爆弹放缆装置动态性能地面测试系统 | |
| Dali et al. | Increasing the Range of Contemporary Artillery Projectiles | |
| Merda et al. | Experimental and numerical analysis of supersonic mortar projectiles | |
| Wu et al. | Normal impact of blunt projectiles on moving targets: experimental study | |
| RU170324U1 (ru) | Разделяющийся реактивный снаряд | |
| Ishchenko et al. | Special features of high-speed interaction of supercavitating solids in water | |
| Haag | Base Deformation of Full Metal–Jacketed Rifle Bullets as a Measure of Impact Velocity and Range of Fire | |
| CN103499704B (zh) | 一种弹丸测速方法 | |
| RU2197707C1 (ru) | Способ стрельбы ракетой и ракета для его осуществления | |
| Wijk et al. | Sphere penetration into gelatine and board | |
| Milutinovic et al. | The application of the ballistic pendulum for the bullets velocity measurements |