ракета

Формула изобретения

Ракета, состоящая из маршевой ступени, основного стартового двигателя, первичного стартового двигателя малой тяги, установленного в выходной части сопла основного стартового двигателя и скрепленного с ним разрывными элементами, и камеры отделения с тонкосводным пороховым зарядом и лучевым воспламенителем замедленного действия, отличающаяся тем, что на выходной части сопла основного стартового двигателя выполнена цилиндрическая направляющая, в которой установлен первичный стартовый двигатель малой тяги, камера отделения выполнена в виде изолированной полости, размещенной внутри камеры сгорания первичного стартового двигателя малой тяги, причем она соединена с объемом, образованным стенками сопла основного стартового двигателя и первичным стартовым двигателем малой тяги, соплами, внутри камеры отделения установлен стакан с глухим дном, пороховой заряд размещен вокруг стакана и выполнен в виде цилиндрических трубок, опирающихся на радиальные выступы на наружной поверхности стакана, выполненные у его торца, обращенного к соплам, внутри стакана размещен воспламенитель, а лучевой воспламенитель замедленного действия помещен в корпус и установлен в стакане напротив воспламенителя, при этом наружная поверхность корпуса образует со стенками стакана кольцевой газоводный канал.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области вооружений и может найти применение в ракетных комплексах ближнего радиуса действия.

Известна конструкция [1], принятая за прототип, ракеты, размещенной в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) и состоящей из маршевой ступени с функциональными блоками и состыкованного с ней при помощи устройства разделения ступеней отделяемого стартового двигателя. Ракета оснащена первичным стартовым двигателем малой тяги с пороховым зарядом из малодымного топлива. Первичный стартовый двигатель малой тяги установлен в выходной части сопла основного стартового двигателя и скреплен с ним разрывными элементами. При этом у переднего дна первичного двигателя размещена камера отделения с тонкосводным пороховым зарядом и лучевым воспламенителем замедленного действия. В передней крышке и сопловой мембране основного стартового двигателя установлены герметичные электрические разъемы, образующие с соединяющими их проводами цепь поджига первичного стартового двигателя.

Применение первичного стартового двигателя малой тяги позволяет снизить силовое и тепловое воздействие струи от стартового двигателя большой тяги, обеспечивающего разгон ракеты до конечной скорости, на пусковую установку, при этом снижается уровень пыледымовых помех и повышается надежность функционирования системы управления с оптическими линиями связи. Кроме того, уменьшение пыледымового облака при запуске ракеты повышает скрытность комплекса и снижает его уязвимость от ответного огня противника.

Однако при размещении камеры отделения у переднего дна первичного стартового двигателя малой тяги в процессе его отделения возможно возникновение значительных угловых возмущений ракеты, обусловленных разновременностью разрушения разрывных элементов. При этом угловое возмущение может усиливаться при ударе по выходной части сопла основного стартового двигателя камерой отделения, выступающей за переднюю часть первичного стартового двигателя. Применение тонкосводного порохового заряда в камере отделения приводит к необходимости обеспечения в ней высокого уровня рабочего давления, при котором достигается полное сгорание заряда из пироксилинового пороха с оптически прозрачными продуктами сгорания к моменту отделения первичного стартового двигателя малой тяги от основного стартового двигателя. Это ведет к увеличению пассивной массы конструкции первичного двигателя и всей ракеты в целом. В случае недогорания заряда камеры отделения возможен захват системой управления первичного стартового двигателя с еще работающей камерой отделения вместо ракеты, что может привести к потере ракеты и невыполнению задачи. Применение в камере отделения тонкосводного порохового заряда из дымного ружейного пороха, устойчиво горящего при низких давлениях, позволяет снизить уровень рабочего давления в камере отделения и массу конструкции, но при этом на порядок возрастает дымообразование заряда камеры отделения. При этом возможно перекрытие дымовым облаком линии визирования цели и ракеты, что может привести к временному нарушению работы оптического канала системы управления либо полному его отказу. Применение тонкосводных порохов в заряде камеры отделения приводит к значительным разбросам скорости отделения первичного двигателя малой тяги, так как указанные пороха имеют значительный температурный градиент скорости горения, большую чувствительность скорости горения к изменению давления и значительные допуски на разбросы характеристик. Все это ведет к нестабильности процесса отделения и росту возмущений ракеты. К перечисленным недостаткам известной конструкции можно также отнести то, что для обеспечения скорости отделения, равной скорости ракеты, необходимо обеспечить в объеме, образованном стенками сопла стартового двигателя и первичным стартовым двигателем, высокий уровень давления, т.е. разрывные элементы должны иметь большое значение усилия разрушения. С увеличением номинального значения усилия разрушения растет его разброс, что ведет к еще большей неодновременности срабатывания разрывных элементов и росту угловых возмущений ракеты. При этом в случае преждевременного разрыва одного из элементов возможен сброс давления из объема между стенками сопла стартового двигателя и первичным двигателем малой тяги, что приведет к неотделению первичного двигателя, либо отделению его с маленькой скоростью. В результате возникает возможность движения корпуса первичного двигателя в струе работающего основного стартового двигателя и попадание его в пусковую установку с возможным выводом ее из строя.

Таким образом, задачей предлагаемого изобретения является уменьшение угловых возмущений ракеты при отделении от нее первичного стартового двигателя малой тяги, обеспечение минимальных разбросов скорости отделения и повышение тем самым надежности функционирования ракеты, системы управления и всего комплекса в целом.

Поставленная задача достигается тем, что в ракете, состоящей из маршевой ступени, основного стартового двигателя, первичного стартового двигателя малой тяги, установленного в выходной части сопла основного стартового двигателя и скрепленного с ним разрывными элементами, и камеры отделения с тонкосводным пороховым зарядом и лучевым воспламенителем замедленного действия, новым по сравнению с прототипом является то, что на выходной части сопла основного стартового двигателя выполнена цилиндрическая направляющая, в которой установлен первичный стартовый двигатель малой тяги, камера отделения выполнена в виде изолированной полости, размещенной внутри камеры сгорания первичного стартового двигателя малой тяги, причем она соединена с объемом, образованным стенками сопла основного стартового двигателя и первичным стартовым двигателем малой тяги, соплами, внутри камеры отделения установлен стакан с глухим дном, пороховой заряд размещен вокруг стакана и выполнен в виде цилиндрических трубок, опирающихся на радиальные выступы на наружной поверхности стакана, выполненные у торца, обращенного к соплам, внутри стакана размещен воспламенитель, а лучевой воспламенитель замедленного действия помещен в корпус и установлен в стакане напротив воспламенителя, при этом наружная поверхность корпуса образует со стенками стакана кольцевой газоводный канал.

Предлагаемое исполнение ракеты позволяет:

- практически исключить перекос первичного стартового двигателя малой тяги при его отделении за счет цилиндрической направляющей на выходной части сопла основного стартового двигателя. При предлагаемом исполнении стыковочного узла разрушение разрывных элементов происходит во время движения первичного стартового двигателя по цилиндрической направляющей, поэтому угловой разворот возможен только в пределах зазора между направляющей и посадочным диаметром на наружной поверхности первичного стартового двигателя малой тяги, обусловленного допусками на изготовление деталей;

- уменьшить воздействие передней части первичного стартового двигателя малой тяги на выходную часть сопла основного стартового двигателя за счет размещения камеры отделения внутри первичного стартового двигателя малой тяги и уменьшить тем самым угловое возмущение ракеты в процессе отделения первичного двигателя;

- обеспечить за счет сопел, соединяющих камеру отделения с объемом, образованным стенками сопла основного стартового двигателя и первичным стартовым двигателем малой тяги, постоянную осевую составляющую силы тяги, превышающую усилие разрушения разрывных элементов, и обеспечить тем самым гарантированное отделение первичного двигателя независимо от утечек, возникающих при неодновременном разрушении разрывных элементов;

- обеспечить заданную скорость отделения при маленьком усилии разрушения разрывных элементов за счет активной составляющей давления пороховых газов на первичный стартовый двигатель и за счет реактивной силы тяги, создаваемой соплами камеры отделения, при его движении по выходной части сопла основного стартового двигателя и за счет реактивной силы тяги, создаваемой соплами камеры отделения, после выхода первичного стартового двигателя за срез сопла основного стартового двигателя;

- обеспечить уменьшение массы камеры отделения и всего первичного стартового двигателя малой тяги за счет использования порохового заряда в виде цилиндрических трубок всестороннего горения. Заряд такой формы обеспечивает практически постоянный за время работы камеры отделения уровень давления и тяги, что позволяет значительно сократить разбросы скорости отделения в широком температурном диапазоне использования ракеты. При изготовлении заряда из баллиститного твердого топлива, имеющего высокие энергетические характеристики, малую зависимость скорости горения от давления и температуры, работоспособного при низких давлениях, может быть обеспечена минимальная масса конструкции и минимальные разбросы скорости отделения. Так как продукты сгорания баллиститного топлива практически не создают оптических помех, обеспечивается наиболее благоприятный режим работы оптических каналов системы управления. При использования порохового заряда в виде цилиндрических трубок всестороннего горения из баллиститного топлива возможно обеспечить скорость отделения, равную скорости ракеты, сообщенной ей первичным стартовым двигателем малой тяги, при относительно низких уровнях давления в камере отделения за счет подбора толщины стенок трубок;

- обеспечить плавный фронт нарастания давления в камере отделения и объеме, образованном стенками сопла основного стартового двигателя и первичным стартовым двигателем малой тяги, за счет размещения воспламенителя в стакане с глухим дном, радиальные выступы которого служат одновременно опорной решеткой, предотвращающей выброс трубчатого заряда из камеры отделения. Форс пламени от лучевого воспламенителя замедленного действия, проходя через воспламенитель и отражаясь от глухого дна, усиливает зажигательное действие на порох воспламенителя. Продукты сгорания воспламенителя истекают в камеру отделения по кольцевому газоводному каналу, образованному стенками стакана и наружной поверхностью корпуса, в котором установлен лучевой воспламенитель замедленного действия. При этом они, отражаясь от дна камеры отделения, текут вдоль поверхности трубчатого заряда в направлении сопел, воспламеняя заряд и исключая его раскол от поперечных нагрузок.

Сущность изобретения поясняется схемой ракеты, представленной на фиг.1, схематичной конструкцией камеры отделения, представленной на фиг.2, и конструкцией радиальных выступов на стакане, представленной на фиг.3.

Предлагаемая ракета состоит из маршевой ступени 1, основного стартового двигателя 2, первичного стартового двигателя малой тяги 3, установленного в цилиндрической направляющей 5 выходной части 4 сопла основного стартового двигателя 2. Камера отделения 6 соединяется с объемом 7, образованным стенками сопла основного стартового двигателя и первичным стартовым двигателем малой тяги, соплами 8. Внутри камеры отделения установлен стакан с глухим дном 9, вокруг которого размещен пороховой заряд 10, опирающийся на радиальные выступы 14, выполненные у торца стакана 9, обращенного к соплам 8. Воспламенитель 11 размещен внутри стакана 9 напротив воспламенителя лучевого замедленного действия 12, помещенного в корпус 13, который установлен в стакане 9.

Работа ракеты, выполненной в соответствии с предлагаемым изобретением, осуществляется следующим образом.

После срабатывания первичного двигателя малой тяги 3 он разгоняет ракету, включающую в себя маршевую ступень 1 и основной стартовый двигатель 2, до заданной скорости. При включении первичного стартового двигателя включается в работу лучевой воспламенитель замедленного действия 12, который после окончания работы первичного стартового двигателя поджигает воспламенитель камеры отделения 11, помещенный в стакане 9. Продукты сгорания воспламенителя 11 истекают в камеру отделения по кольцевому газоводному каналу, образованному стенками стакана 9 и наружной поверхностью корпуса 13, в котором установлен лучевой воспламенитель замедленного действия 12. При этом они, отражаясь от дна камеры отделения, текут вдоль поверхности трубчатого заряда 10 в направлении сопел, воспламеняя заряд. Заряд сгорает в камере отделения 6, обеспечивая заданный газоприход. В процессе горения заряд опирается на радиальные выступы 14 стакана 9, предотвращающие его выбрасывание из камеры отделения. Истекая из камеры отделения 6 через сопла 8, продукты сгорания заряда создают в объеме 7, образованным стенками сопла основного стартового двигателя и первичным стартовым двигателем малой тяги, повышенное давление. При достижении определенного уровня давления, соответствующего усилию разрушения разрывных элементов, происходит их разрыв и пустой первичный стартовый двигатель малой тяги начинает движение по цилиндрической направляющей 5 выходной части 4 сопла стартового двигателя под действием активной силы давления на поверхность первичного двигателя и реактивной тяги сопел 8. После выхода первичного стартового двигателя 3 за срез сопла основного стартового двигателя 2 набор скорости отделения происходит за счет реактивной силы тяги, создаваемой соплами 8 камеры отделения 6.

В результате работы камеры отделения пустой корпус первичного стартового двигателя малой тяги отделяется от ракеты со скоростью меньшей или равной ее скорости, и падает на землю на безопасном расстоянии от боевой машины. В это время ракета летит по инерции со скоростью, набранной от первичного двигателя, в направлении цели. На заданном удалении от боевой машины включается основной стартовый двигатель большой тяги 2, разгоняющий ракету до конечной сверхзвуковой или гиперзвуковой скорости.

При функционировании ракеты, выполненной в соответствии с предлагаемым изобретением, уменьшаются угловые возмущения ракеты при отделении от нее первичного стартового двигателя малой тяги и обеспечиваются минимальные разбросы скорости отделения. При этом повышается точность встреливания ракеты в поле зрения системы управления с оптическими каналами связи, что ведет к повышению надежности функционирования собственно ракеты, системы управления и всего комплекса в целом.

Источники информации:

1. Патент RU №2191985, опублик. 27.10.2002 г., бюл. № 30 - прототип.