RU2709897C1

RU2709897C1 - Anti-hail rocket

Info

Publication number: RU2709897C1
Application number: RU2019103608A
Authority: RU
Inventors: Хаджи-Мурат Хасанович Байсиев
Original assignee: Федеральное государственное бюджетное учреждение "Высокогорный геофизический институт "ФГБУ "ВГИ"
Priority date: 2019-02-08
Filing date: 2019-02-08
Publication date: 2019-12-23

Abstract

FIELD: missiles.

SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket engineering, namely to anti-hail rockets used to actively influence storm-hail clouds in order to prevent hailstorms and to induce artificial precipitation. Anti-hail rocket comprises plastic housing. It is made in form of truncated cone. This cone is conjugated with larger base with head fairing, and narrow with missile tail part. In the rocket body there is a mid-flight engine with ice-forming solid fuel. At engine outlet nozzle block with folding caliber fins is arranged. Gas generator is attached to it by means of collet lock. Gas generator comprises a start tube resting from the butt end into the stop rod, a centering nozzle equipped with gas vent channels for gas flow from the rocket bottom volume to the outside from the launching tube. There is an igniter with electric wiring for connection to external control circuit of rocket launching. Besides, rocket body comprises lengthwise stiffeners on side surface. They provide the possibility of centering the missile in the channel of the launching tube. Crosswise dimension of the body along outline of extending stiffening ribs corresponds to inner diameter of launching tube with corresponding dimensional tolerances. Note here that stiffness ribs are arranged on case surface concentric to its axis and at equal distances from each other. Four ribs of available ribs are arranged on the body surface strictly along the line coinciding with the empennage feathering feathering lines line.

EFFECT: technical result is higher reliability of missile operation and safety of its use.

1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к противоградовым ракетам, используемым для активного воздействия на градовые облака с целью предотвращения градобитий и искусственного вызывания осадков.The invention relates to the field of rocketry, and in particular to anti-hail rockets used to actively influence hail clouds in order to prevent hail and artificial precipitation.

Известны различные конструкции противоградовых ракет, используемых для борьбы с такими стихийными явлениями, как град. К ним относятся противоградовые ракеты с реактивным (газодинамическим) стартом типа «Алазань-6» [1].There are various designs of anti-hail rockets used to combat such natural phenomena as hail. These include anti-hail rockets with a reactive (gas-dynamic) launch of the Alazan-6 type [1].

Недостатком известных противоградовых ракет является то, что при реактивном старте скорость выхода ракеты из канала направляющей не превышает 30 м/с, что приводит к тому, что, в результате воздействии на ракету поперечного приземного ветра, ее на конечном участке траектории полета относит в сторону на расстояние до 2-3 км, что приводит к снижению точности стрельбы, и, как следствие, к снижению эффективности противоградовой защиты.A disadvantage of the known anti-hail rockets is that during a jet launch, the speed of the rocket’s exit from the guide channel does not exceed 30 m / s, which leads to the fact that, as a result of the impact of the transverse surface wind on the rocket, it carries it to the side on the end of the flight path a distance of up to 2-3 km, which leads to a decrease in firing accuracy, and, as a result, to a decrease in the effectiveness of anti-hail protection.

Другим недостатком известных ракет является то, что из-за их конструктивных недостатков вокруг точки пуска ракет формируется не защищаемая «мертвая» зона радиусом 4 км, что снижает также эффективность применения ракет.Another disadvantage of known missiles is that due to their design flaws, an unprotected “dead” zone with a radius of 4 km is formed around the missile launch point, which also reduces the effectiveness of missiles.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому объекту является противоградовая ракета «Ас», содержащая пластиковый корпус, внутри которого размещены маршевый двигатель с льдообразующим твердым топливом, сопловой блок со складывающимся в калибр оперением, к которому с помощью цангового замка прикреплен газогенератор, содержащий упирающуюся с торца в стопорную штангу пусковой трубы, центрирующую насадку, оснащенную газоотводящими каналами, для перетока газов из донного объема ракеты наружу из пусковой трубы, и воспламенитель с электрической проводкой для подключения к внешней управляющей цепи пуска ракеты [2]-ПРОТОТИПThe closest in technical essence to the claimed object is the anti-hail rocket "As", containing a plastic casing, inside which there is a marching engine with ice-forming solid fuel, a nozzle block with a plumage folding in caliber, to which a gas generator is mounted using a collet lock, which contains an abutting butt end in the locking rod of the launch tube, the centering nozzle equipped with gas exhaust channels, for the flow of gases from the bottom of the rocket outward from the launch tube, and an ignitor with electrical wiring for connecting to an external rocket launch control circuit [2] -Prototype

Устройство усовершенствованной ракеты «Ас» представлено также в патенте РФ на изобретение № 2652595 [3].The device of the advanced As rocket is also presented in the patent of the Russian Federation for invention No. 2652595 [3].

В изделии «Ас» маршевый двигатель с льдообразующим твердым топливом обеспечивает реактивную тягу и засев облаков льдообразующими кристаллизующими частицами по траектории полета ракеты до точки самоликвидации.In the “Ac” product, a cruising engine with ice-forming solid fuel provides reactive thrust and seeding of clouds with ice-forming crystallizing particles along the flight path of the rocket to the point of self-liquidation.

Газогенератор предназначен для обеспечения повышенной скорости вылета ракеты из пусковой трубы с целью снижения влияния приземного ветра на точность полета.The gas generator is designed to provide an increased speed of rocket departure from the launch tube in order to reduce the influence of surface wind on flight accuracy.

Цанговый замок с усилием срыва в 25 кг служит для соединения газогенератора с корпусом ракеты. После старта ракеты корпус газогенератора остается в пусковой трубе, который затем удаляется.A collet lock with a stall force of 25 kg serves to connect the gas generator to the rocket body. After the launch of the rocket, the body of the gas generator remains in the launch tube, which is then removed.

Электрическая проводка служит для подачи электрического импульса на воспламенитель при запуске ракеты.Electrical wiring serves to supply an electrical impulse to the igniter when the rocket is launched.

Ракета «Ас» отличается от своих аналогов высокими аэродинамическими качествами, малым весом и высокой эффективностью.The As rocket differs from its counterparts in its high aerodynamic qualities, light weight and high efficiency.

Однако опытно - промышленная эксплуатация ракеты выявила ряд серьезных его недостатков. Одним из таких недостатков является низкая надежность ракеты, обусловленная частыми разрушениями корпуса и перьев ракеты при сходе с пусковой трубы. Это обусловлено, прежде всего, тем, что между корпусом ракеты и внутренней поверхностью пусковой трубой образуется кольцевой асимметричный зазор, площадь верхней половины которой выше, чем нижней. Ракета как бы лежит свободно в пусковой трубе, контактируя с ней только нижней своей частью, а верхняя при этом остается свободной. Это приводит к тому, что под давлением газов формируется момент сил относительно точки соприкосновения корпуса ракеты с внутренней поверхностью пусковой трубы, приводящий к перекосу оси ракеты в канале пусковой трубы. Носовая часть ракеты при этом оказывается смещенной вниз, а хвостовая часть - вверх. Этому способствует и то, что значительная часть газов, истекая через верхнюю половину кольцевого ассиметричного зазора, также создает дополнительный момент сил относительно данной точки.However, the pilot - industrial operation of the rocket revealed a number of serious shortcomings. One of these drawbacks is the low reliability of the rocket, due to the frequent destruction of the hull and feathers of the rocket when leaving the launch tube. This is primarily due to the fact that between the rocket body and the inner surface of the launch tube an annular asymmetric gap is formed, the area of the upper half of which is higher than the lower. The rocket, as it were, lies freely in the launch tube, in contact with it only with its lower part, while the upper one remains free. This leads to the fact that under the gas pressure a moment of forces is formed relative to the point of contact of the rocket body with the inner surface of the launch tube, leading to a skew of the axis of the rocket in the channel of the launch tube. In this case, the nose of the rocket is shifted down, and the tail of the rocket is up. This is facilitated by the fact that a significant part of the gases, flowing through the upper half of the annular asymmetric gap, also creates an additional moment of force relative to this point.

В этих условиях на ракету в канале пусковой трубы действует поперечная сила направленная сверху - вниз, которая прижимает ее к нижней внутренней части поверхности пусковой трубы. В результате при выходе ракеты из среза пусковой трубы, на стыке корпуса с обтекателем образуются обдиры, уменьшающие прочность конструкции.Under these conditions, a transverse force is applied to the rocket in the channel of the launch tube from top to bottom, which presses it against the lower inner part of the surface of the launch tube. As a result, when a rocket leaves a section of a launch tube, ribs are formed at the junction of the body with the cowling, which reduce the structural strength.

Другой серьезный недостаток изделия заключается еще в том, что оперение, изготовленное из пластика, под действием высоких температур плавится и деформируется, меняя при этом свою форму. В результате ракета после выхода из пусковой трубы летит по спирали или зигзагообразно, нарушая регламент полета. Указанные недостатки снижают надежность и безопасность применения ракеты.Another serious drawback of the product is that the plumage made of plastic melts and deforms under the influence of high temperatures, changing its shape. As a result, the rocket, after exiting the launch tube, flies in a spiral or zigzag manner, violating the flight regulations. These shortcomings reduce the reliability and safety of the rocket.

Техническим результатом заявленного технического решения является повышение надежности и безопасности применения противоградовой ракеты.The technical result of the claimed technical solution is to increase the reliability and safety of the use of anti-hail rockets.

Технический результат достигается тем, что в известной противоградовой ракете, содержащей пластиковый корпус, выполненный в форме усеченного конуса, который сопряжен большим основанием с головным обтекателем, а узким - с хвостовой частью ракеты, размещенный в корпусе маршевый двигатель с льдообразующим твердым топливом, на выходе которого размещен сопловой блок со складывающимся в калибр оперением, к которому с помощью цангового замка прикреплен газогенератор, содержащий, упирающуюся с торца в стопорную штангу пусковой трубы, центрирующую насадку, оснащенную газоотводящими каналами, для перетока газов из донного объема ракеты наружу из пусковой трубы, и воспламенитель с электрической проводкой для подключения к внешней управляющей цепи пуска ракеты, согласно изобретению корпус ракеты содержит на боковой поверхности продольно расположенные ребра жесткости, центрирующие ракету в канале пусковой трубы, при этом поперечный размер корпуса по контуру выступающих ребер жесткости, соответствует внутреннему диаметру пусковой трубы, с соответствующими размерными допусками.The technical result is achieved by the fact that in the known anti-hail rocket containing a plastic case made in the form of a truncated cone, which is connected by a large base to the head fairing, and narrow - with the tail of the rocket, the main engine is mounted in the body with ice-forming solid fuel, the output of which a nozzle block with a plumage folding into a caliber is placed, to which a gas generator is attached using a collet lock, comprising a centering which abuts against the end of the trigger rod of the launch tube a nozzle equipped with gas exhaust channels for the flow of gases from the bottom of the rocket to the outside of the launch tube, and an ignitor with electrical wiring for connecting to the external control circuit of the rocket launch, according to the invention, the rocket body contains longitudinally stiffening ribs on the side surface that center the rocket in the channel the launch tube, while the transverse dimension of the housing along the contour of the protruding stiffeners corresponds to the inner diameter of the launch tube, with corresponding dimensional tolerances and.

Технический результат достигается тем, что ребра жесткости размещены на поверхности корпуса концентрично ее оси и на равных расстояниях друг от друга, при этом четыре из них размещены на поверхности корпуса по линии, совпадающей с линией расположения перьев оперения.The technical result is achieved by the fact that the stiffeners are placed on the surface of the body concentrically to its axis and at equal distances from each other, while four of them are placed on the surface of the body along a line coinciding with the location line of the feathers.

Технический результат достигается также и тем, что корпус и продольно расположенные ребра жесткости, выполнены из прочного влагостойкого и термостойкого композитного пластика.The technical result is also achieved by the fact that the body and longitudinally stiffening ribs are made of durable moisture-proof and heat-resistant composite plastic.

Предложенное техническое решение позволяет повысить прочность корпуса, а также надежность противоградовой ракеты и безопасность его применения.The proposed technical solution allows to increase the strength of the hull, as well as the reliability of the anti-hail rocket and the safety of its use.

На чертежах схематично представлены:The drawings schematically show:

фиг. 1 - общий вид ракеты;FIG. 1 - general view of the rocket;

фиг. 2 - ракета, размещенная в канале пусковой трубы (вид сбоку); фиг. 3 - ракета, размещенная в канале пусковой трубы (вид с торца).FIG. 2 - rocket placed in the channel of the launch tube (side view); FIG. 3 - a rocket placed in the channel of the launch tube (end view).

Ракета, представленная на фиг. 1, 2, содержит корпус 1, выполненный в виде усеченного конуса, сопряженного большим своим основанием с головным обтекателем 2. Внутри корпуса 1 размещен маршевый двигатель с льдообразующим твердым топливом 3. В хвостовой части маршевого двигателя 3 под хвостовым обтекателем 4 размещен сопловой блок 5, со складывающимся в калибр оперением 6, шарнирно закрепленным в продольных пазах 7 хвостового обтекателя 4. Там же под хвостовым обтекателем 4 размещен механизм раскрытия стабилизаторов, состоящий из втулки и пружины сжатия (данный механизм не показан). К сопловому блоку 5 с помощью цангового замка 8 прикреплен газогенератор 9, который содержит в хвостовой части центрирующую насадку 10, оснащенную газоотводящими каналами 11.The rocket of FIG. 1, 2, comprises a housing 1 made in the form of a truncated cone, conjugated by a large base with a head fairing 2. Inside the housing 1 there is a mid-flight engine with ice-forming solid fuel 3. In the tail of the main engine 3 under the tail fairing 4 there is a nozzle block 5, with a plumage 6 folding into a caliber, pivotally mounted in the longitudinal grooves 7 of the tail fairing 4. In the same place under the tail fairing 4 there is a stabilizer opening mechanism consisting of a sleeve and a compression spring (this mechanism is not azan). A gas generator 9 is attached to the nozzle block 5 by means of a collet lock 8, which comprises a centering nozzle 10 in the rear part, equipped with gas exhaust channels 11.

Внутри корпуса 1 ракеты, на стыке соплового блока 5 и газогенератора 9, размещен воспламенитель, подключенный посредством электрической проводки 12 к внешней управляющей цепи пуска ракеты (воспламенитель и внешняя управляющая цепь пуска ракеты не показаны).Inside the missile body 1, at the junction of the nozzle block 5 and the gas generator 9, an igniter is placed, connected by an electrical wiring 12 to an external rocket launch control circuit (the igniter and an external rocket launch control circuit are not shown).

Центрирующая насадка 10 выполнена в виде заглушки, оснащенной с торца кольцевым выступом 13, фиксирующим ракету в канале пусковой трубы 14 при заряжании.The centering nozzle 10 is made in the form of a plug equipped with an end face of the annular protrusion 13, fixing the rocket in the channel of the launch tube 14 during loading.

Для повышения прочности и надежности работы ракеты, корпус 1 содержит на боковой поверхности, по меньшей мере, четыре продольно расположенные ребра жесткости 15, центрирующие ракету в канале пусковой трубы 14. Поперечный размер корпуса 1 по контуру выступающих ребер жесткости 15, соответствует внутреннему диаметру пусковой трубы 14, с соответствующими размерными допусками.To increase the strength and reliability of the rocket, the housing 1 contains at least four longitudinally mounted stiffeners 15, centering the rocket in the channel of the launch tube 14. The transverse dimension of the housing 1 along the contour of the protruding stiffeners 15, corresponds to the inner diameter of the launch tube 14, with appropriate dimensional tolerances.

Ребра жесткости 15 размещены на поверхности корпуса 1 концентрично ее оси и на равных расстояниях друг от друга, при этом четыре из них размещены на поверхности корпуса по линии, совпадающей с линией расположения перьев оперения 6.The ribs 15 are placed on the surface of the housing 1 concentrically to its axis and at equal distances from each other, with four of them placed on the surface of the housing along a line coinciding with the line of feathers 6.

Для повышения прочности конструкции, ребра жесткости 15 и корпус 1 выполнены в виде монолитной конструкции из прочного влагостойкого и термостойкого пластика.To increase the structural strength, stiffeners 15 and housing 1 are made in the form of a monolithic structure made of durable moisture-proof and heat-resistant plastic.

При заряжании ракеты необходимо соблюдать следующие условия. Центрирующая насадка 10 должна передней своей частью плотно входит в пусковую трубу 14 и запирать ее, а торцевая ее часть должна при этом упираться в стопорную штангу 16, размещенную между двумя опорами 17 пусковой трубы 14. При установке ракеты в канал пусковой трубы 14 она должна быть размещена таким образом, чтобы газоотводящие каналы 11 центрирующей насадки 10 были расположены с двух сторон стопорной штанги 16, так, как показано на рисунке (фиг. 3, вид по «А»). В этом случае обеспечивается условие, когда газовая струя на выходе из газоотводящих каналов 11 не касается самой стопорной штанги 16, а обходит ее с двух сторон, что повышает КПД использования заряда газогенератора 9 при выстреле.When loading a rocket, the following conditions must be observed. The centering nozzle 10 with its front part fits tightly into the launch tube 14 and locks it, and its end part abuts against the locking rod 16 located between the two supports 17 of the launch tube 14. When installing the rocket in the channel of the launch tube 14, it should be placed in such a way that the venting channels 11 of the centering nozzle 10 are located on both sides of the locking rod 16, as shown in the figure (Fig. 3, view along "A"). In this case, the condition is provided when the gas stream at the outlet of the exhaust channels 11 does not touch the stop bar 16 itself, but bypasses it from two sides, which increases the efficiency of using the charge of the gas generator 9 when firing.

Ракета работает следующим образом.The rocket works as follows.

При подаче электрического импульса на воспламенитель через электрическую проводку 12 срабатывает ракетный двигатель с топливным зарядом 3, от которого затем срабатывает газогенератор 9. При этом повышается давление газов в донной части ракеты, что приводит к разъединению цангового замка 8. После этого ракета начинает двигаться по каналу пусковой трубы 14, набирая скорость. При выходе ракеты из пусковой трубы 14 оперение 6 фиксируется в раскрытом положении. Одновременно, при разъединении цангового замка 8, газы, образующиеся в канале пусковой трубы 14 между двигателем 3 и газогенератором 9, начинают истекать через газоотводящие каналы 11 насадки 10 наружу. При движении ракеты в атмосфере с непрерывно работающим двигателем происходит генерация льдообразующих частиц, обеспечивающих засев облачной среды по траектории полета до точки ее самоликвидации. Таким образом, осуществляется активное воздействие на грозоградовые облака с целью предотвращения градобитий и искусственного вызывания осадков.When an electric pulse is supplied to the igniter through the electric wiring 12, a rocket engine with a fuel charge 3 is triggered, from which the gas generator 9 is then triggered. At the same time, the gas pressure in the bottom of the rocket increases, which leads to the separation of the collet lock 8. After that, the rocket begins to move along the channel launch tube 14, gaining speed. When the rocket leaves the launch tube 14, the plumage 6 is fixed in the open position. At the same time, when the collet lock 8 is disconnected, the gases generated in the channel of the launch tube 14 between the engine 3 and the gas generator 9 begin to flow out through the exhaust channels 11 of the nozzle 10. When a rocket moves in an atmosphere with a continuously running engine, ice-forming particles are generated, which ensures the cloud medium is seeded along the flight path to the point of its self-liquidation. Thus, an active effect on thundercloud clouds is carried out in order to prevent hail and artificial precipitation.

Наличие продольно расположенных ребер жесткости на корпусе ракеты исключает все отмеченные выше его недостатки. Ракета в канале трубчатой направляющей движется строго вдоль продольной ее оси. При этом не происходит смещения оси ракеты от оси направляющей трубы, что повышает надежность и безопасность его применения, а также обеспечивает необходимую устойчивость и балансировку ракеты в полете.The presence of longitudinally stiffening ribs on the rocket body eliminates all of its disadvantages noted above. The rocket in the channel of the tubular guide moves strictly along its longitudinal axis. In this case, there is no displacement of the axis of the rocket from the axis of the guide tube, which increases the reliability and safety of its use, and also provides the necessary stability and balancing of the rocket in flight.

ЛИТЕРАТУРАLITERATURE

1. Руководящий документ РД 52.37.710-2012. Порядок применения модернизированного противоградового комплекса «Алазань» для активных воздействий на метеорологические и другие геофизические процессы, Нальчик, 2012, с. 6-9.1. Guidance document RD 52.37.710-2012. The procedure for using the modernized anti-hail complex “Alazan” for active impacts on meteorological and other geophysical processes, Nalchik, 2012, p. 6-9.

2. Руководящий документ РД 52.37.821-2015. Порядок применения малогабаритного противоградового комплекса «Ас» для активных воздействий на метеорологические и другие геофизические процессы, Нальчик, 2015, с. 6-11 (прототип).2. Guidance document RD 52.37.821-2015. The procedure for using the small-sized anti-hail complex “As” for active impacts on meteorological and other geophysical processes, Nalchik, 2015, p. 6-11 (prototype).

3. Патент РФ № 2652595. МПК F42B 12/46. Опубл. 27.04.2018. Бюл. №12.3. RF patent No. 2652595. IPC F42B 12/46. Publ. 04/27/2018. Bull. No. 12.

Claims

Противоградовая ракета, содержащая пластиковый корпус, выполненный в форме усеченного конуса, который сопряжен большим основанием с головным обтекателем, а узким - с хвостовой частью ракеты, размещенный в корпусе маршевый двигатель с льдообразующим твердым топливом, на выходе которого размещен сопловой блок со складывающимся в калибр оперением, к которому с помощью цангового замка прикреплен газогенератор, содержащий упирающуюся с торца в стопорную штангу пусковой трубы центрирующую насадку, оснащенную газоотводящими каналами для перетока газов из донного объема ракеты наружу из пусковой трубы, и воспламенитель с электрической проводкой для подключения к внешней управляющей цепи пуска ракеты, отличающаяся тем, что корпус ракеты содержит на боковой поверхности продольно расположенные ребра жесткости, центрирующие ракету в канале пусковой трубы, при этом поперечный размер корпуса по контуру выступающих ребер жесткости соответствует внутреннему диаметру пусковой трубы с соответствующими размерными допусками, при этом ребра жесткости размещены на поверхности корпуса концентрично ее оси и на равных расстояниях друг от друга, причем четыре из них размещены на поверхности корпуса строго по линии, совпадающей с линией расположения складывающихся в калибр перьев оперения, а корпус и продольно расположенные ребра жесткости при этом выполнены из прочного влагостойкого и термостойкого композитного материала.Anti-hail rocket containing a plastic case made in the form of a truncated cone, which is connected with a large base to the head fairing, and narrow - with the tail part of the rocket, a mid-flight engine with ice-forming solid fuel placed in the body, at the output of which there is a nozzle block with folding tail to which, with the help of a collet lock, a gas generator is attached, comprising a centering nozzle resting on the end of the trigger tube of the launch tube, equipped with gas outlet channels for a stream of gases from the bottom volume of the rocket outward from the launch tube, and an ignitor with electrical wiring for connecting to the external rocket launch control circuit, characterized in that the rocket body contains longitudinally stiffening ribs on the side surface, centering the rocket in the launch tube channel, while the housing size along the contour of the protruding stiffeners corresponds to the inner diameter of the launch tube with the corresponding dimensional tolerances, while the stiffeners are placed on the surface of the body Ca is concentric with its axis and at equal distances from each other, with four of them placed on the surface of the body strictly along a line coinciding with the location line of the feathering feathers folding into the caliber, while the body and longitudinally stiffening ribs are made of a durable moisture-proof and heat-resistant composite material.