зенитная ракета

Формула изобретения

Зенитная ракета, содержащая не менее двух ступеней с жидкостными ракетными двигателями и соединенные с ними трубопроводами низкого давления баки горючего и окислителя, отличающаяся тем, что на ее верхней ступени установлены управляемые аэродинамические рули и крылья, а к нижней ступени параллельно ее оси присоединены твердотопливные ускорители с ракетными двигателями твердого топлива, при этом каждый жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, основной и пусковой турбинами и газогенератор, установленный соосно с турбонасосным агрегатом, причем выход насоса горючего соединен с входом системы регенеративного охлаждения и входом газогенератора, выход насоса окислителя соединен со вторым входом газогенератора, а выходы газогенератора и системы регенеративного охлаждения соединены с цилиндрической частью камеры сгорания.

Описание изобретения к патенту

Изобретение (группа изобретений) относится к ракетной технике, конкретно к крылатым ракетам, с жидкостными ракетными двигателями.

В качестве маршевых двигателей для ракет часто применяют жидкостные ракетные двигатели, они легче регулируются по сравнению с твердотопливными.

Известна крылатая ракета по патенту РФ на изобретение № 2225975, прототип, размещенная в полости маршевой ступени, которая содержит собственные носовой обтекатель, систему управления полетом и наведения на цель, боевую часть и дополнительный твердотопливный двигатель. Маршевая ступень может быть состыкована с турбореактивным двигателем посредством устройства стыковки и отделения. Согласно способу применения ракеты до разделения маршевой и боевой ступеней включают систему управления полетом и наведения на цель маршевой ступени. После разделения ступеней запускают твердотопливный двигатель маршевой ступени.

Недостатки: небольшая дальность полета, низкая скорость полета и невозможность применения ракеты в ночное время. Кроме того, управление ракетой и ее наведение на цель весьма затруднено, т.к. боевая часть содержит только твердотопливный двигатель, регулирование которого затруднено. Систему управления включают до разделения маршевой и боевой ступеней. Маневрирование на сверхзвуковых скоростях технически трудно осуществимо.

Задача изобретения: улучшение технических характеристик ракеты, уменьшение ее веса и увеличение дальности полета.

Решение указанных задач достигнуто в зенитной ракете, содержащей не менее двух ракетных ступеней с жидкостными ракетными двигателями и баки горючего и окислителя, соединенные трубопроводами низкого давления с ними, отличающейся тем, что на верхней ступени установлены управляемые аэродинамические рули и крылья, к нижней ступени параллельно ее оси подсоединены твердотопливные ускорители с ракетными двигателями твердого топлива, каждый жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, и турбонасосный агрегат, в свою очередь содержащий насосы окислителя и горючего и основную и пусковую турбины, газогенератор, установленный соосно с турбонасосным агрегатом, при этом выход из насоса горючего соединен с входом в систему регенеративного охлаждения и с входом в газогенератор, выход из насоса окислителя соединен со вторым входом в газогенератор, выходы из газогенератора и системы регенеративного охлаждения соединены с цилиндрической частью камеры сгорания.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 приведена схема зенитной ракеты;

на фиг.2 приведена схема жидкостного ракетного двигателя.

Зенитная ракета (фиг.1) может содержать не менее двух ракетных ступеней. В дальнейшем описание выполнено на примере двухступенчатой ракеты-носителя. Многоступенчатая ракета-носитель содержит две ракетные ступени: нижнюю (первую) 1 и верхнюю (вторую) 2, соединенные соединительной фермой 3, головную часть ракеты 4, в которой установлено взрывное устройство 5 с взрывателем 6. К нижней ракетной ступени 1 параллельно ее оси прикреплены твердотопливные ускорители 7 с ракетными двигателями твердого топлива 8, на верхней ракетной ступени 2 установлены поворотные аэродинамические рули 9 с приводами 10 и два или четыре крыла 11. Внутри ракетной ступени 1 установлен, по меньшей мере, один жидкостный ракетный двигатель нижней ступени 12, содержащий камеру сгорания 13 и турбонасосный агрегат 14. Внутри верхней ракетной ступени 2 установлен жидкостный ракетный двигатель второй ступени 15, содержащий камеру сгорания 16 и турбонасосный агрегат 17.

Внутри корпусов нижней ракетной ступени 1 размещен бак горючего 18 и бак окислителя 19. Бак горючего 18 соединен трубопроводом горючего 20, содержащим клапан горючего 21, с двигателем нижней ступени 12. Бак окислителя 19 соединен трубопроводом окислителя низкого давления 22, содержащим клапан окислителя 23, с двигателем первой ступени 12. На верхней ракетной ступени 2 установлен бак горючего 24 и бак окислителя 25. Бак горючего 24 соединен трубопроводом горючего низкого давления 26, содержащим клапан 27, с жидкостным ракетным двигателем (двигателями) второй ступени 15. На верхней ракетной ступени 2 установлена система управления 28, соединенная электрическими связями 29 с клапанами и регуляторами двигателей 12 и 15.

Жидкостные ракетные двигатели верхней и нижней ступеней могут иметь одинаковую конструкцию. В дальнейшем конструкция двигателя представлена на примере двигателя нижней ступени 12 (фиг.2). Этот жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания 13 и турбонасосный агрегат ТНА-14.

Камера сгорания 13 содержит головку 30 камеры сгорания 13, цилиндрическую часть 31 и сверхзвуковое сопло 32. Турбонасосный агрегат ТНА-14 (фиг.2), в свою очередь, содержит насос окислителя 33, насос горючего 34, пусковую турбину 35, установленные в корпусе 36, основную турбину 37, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 14.

Газогенератор 38 установлен над основной турбиной 37 соосно с турбонасосным агрегатом 14 и имеет в верхней части полости «А» и «Б». Корпус 36 может быть общим для турбонасосного агрегата 14 и газогенератора 38 и может иметь необходимые разъемы для обеспечения сборки. Сверхзвуковое сопло 32 выполнено из двух оболочек 39 и 40 с зазором «В», который образует систему регенеративного охлаждения. На наружной поверхности камеры сгорания 13 в ее нижней части установлен коллектор горючего 41. К коллектору горючего 41 подключен основной трубопровод горючего 42, в котором установлен отсечной клапан горючего 43. Также к выходу из насоса горючего 34 подключен дополнительный трубопровод горючего 44, в котором установлен регулятор расхода 45 с приводом 46, клапан горючего 47 и который соединен с полостью «Б» газогенератора 38. Выход из насоса окислителя 33 трубопроводом окислителя 48 через отсечной клапан окислителя 49 тоже соединен с газогенератором 38, точнее с полостью «А». В верхней части газогенератора 38 установлены форсунки окислителя 50 и форсунки горючего 51 и запальные устройства 52 Аналогичные запальные устройства 52 установлены на камере сгорания 13. Выход из газогенератора 38 соединен с головкой 30 камеры сгорания 13 газоводом 53. К пусковой турбине 35 подстыкован трубопровод 54 с пусковым клапаном 55, предназначенным для запуска пусковой турбины 35, например, воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования. К выходу из пусковой турбины 35 подсоединена выхлопная труба 56. Блок управления 28 электрическими связями 29 подсоединен к отсечному клапану горючего 43, отсечному клапану окислителя 49, дополнительному отсечному клапану горючего 47, приводу 46 регулятора расхода 45 и пусковому клапану 55. К коллектору горючего 41 подключен продувочный трубопровод 57 с клапаном продувки 58. Продувка осуществляется инертным газом, например азотом. Твердотопливные ускорители 7 соединены с ракетным блоком нижней ступени 1 при помощи пироболтов 59.

При запуске двигательной установки с блока управления 28 подаются сигналы одновременно на ракетные двигатели твердого топлива и на пусковой клапан 55. Твердое топливо в ракетных двигателях твердого топлива 8 воспламеняется и зенитная ракета практически мгновенно стартует. Жидкостный ракетный двигатель нижней ступени 12 запускается в полете через 0,1 0,2 с. Воздух высокого давления (или инертный газ, или продукты газификации однокомпонентного топлива) с бортовой системы (не показано) по трубопроводу 54 подается на пусковую турбину 35 и раскручивает ТНА 14 (точнее его ротор). Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 33 и насоса горючего 34 возрастает. Подается сигнал на открытие отсечных клапанов горючего 43, окислителя 49 и дополнительного отсечного клапана горючего 47. Окислитель и горючее поступает в газогенератор 38. Подается сигнал на запальные устройства 52, топливная смесь в камере сгорания 13 и в газогенераторе 38 воспламеняется.

Посте выработки твердого топлива подается сигнал на пироболты 59, и твердотопливные ускорители 7 отбрасываются.

После выработки окислителя и горючего из баков 18 и 19 первой ракетной ступени 1 закрываются клапаны 43, 47 и 49. Открывается продувочный клапан 58. Первая ракетная ступень 1 отбрасывается посредством пироболтов, установленных в соединительной ферме 3 (не показано). Запускается двигатель второй ступени 15. Регулирование тяги осуществляется с блока управления 28 подачей сигналов на приводы 46 соответствующих двигателей. Управление при полете на начальном участке траектории и на конечном осуществляется аэродинамическими рулями 9. Крылья 11 обеспечивают стабилизацию полета зенитной ракете в атмосфере на высоте до 10000 м.

Применение изобретения позволило:

1. Значительно увеличить дальность полета зенитной ракеты при ее одинаковом стартовом весе за счет применения жидкостных ракетных двигателей для всех ступеней многоступенчатой зенитной ракеты и твердотопливных ускорителей.

2. Оптимизировать стартовый вес ракеты за счет применения системы управления, установленной только на верхней ракетной ступени.

3. Обеспечить хорошую управляемость ракеты как на начальном участке траектории, так и на конечном за счет установки поворотных аэродинамических рулей на верхней ступени зенитной ракеты.