Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТА И ГАЗОГЕНЕРАТОР МЕХАНИЗМА РАЗДЕЛЕНИЯ СТУПЕНЕЙ РАКЕТЫ

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в 2-ступенчатых малогабаритных ракетах с отделяемым стартовым двигателем.

Известны двухступенчатая ракета с отделяемым стартовым двигателем (СД) и газогенератор механизма разделения ступеней (МРС) ракеты (патент РФ 2202761 от 20.04.2003. МПК⁷ F 42 B 15/10), принятые за прототип.

Ракета содержит маршевую ступень (МС) и переходное устройство, объединяющее ее с СД. Кормовая часть маршевой ступени выполнена в виде двойного коаксиального корпуса, замкнутого с одной стороны, на внутреннем корпусе, со стороны донной части, подвижно установлены направляющий патрубок и переходный шпангоут, поджатый к торцу внутреннего корпуса разрезной гайкой, а к торцу двигателя накидной гайкой. Направляющий патрубок и накидная гайка объединены П-образными зацепами и расперты распорной гайкой, а разрезная гайка установлена с охватом телескопического поршня и объединена с ним радиальной кольцевой шпонкой. Передняя крышка двигателя выполнена в виде стакана, полость которого сообщается с камерой сгорания (КС) СД отверстием. При этом привод механизма разделения ступеней ракеты выполнен в виде двойного телескопического поршня, заднее дно которого изолирует переднюю крышку СД, а переднее дно - полость внутреннего корпуса МС с пиросоставом. Оба дна поршня телескопически объединены внешними обечайками и центральным штуцером с образованием кольцевой камеры, соединенной с КС СД дроссельным отверстием, и зафиксированы от взаимного перемещения стопором. Причем центральный штуцер снабжен инициирующим капсюлем, выполненным в виде лучевого воспламенителя замедленного действия, изолированного от кольцевой камеры обтюратором с одной стороны и отрытым в форкамеру с пиросоставом с другой. При этом газогенератор МРС ракеты образован форкамерой с воспламенителем и инициирующим его капсюлем, передним дном телескопического поршня и внутренним корпусом МС с пиросоставом.

Основными недостатками приведенных устройств являются: 1) невысокая надежность работы при значительных габаритах конструкции, потому что для задействования лучевого воспламенителя используется энергетический импульс газов СД (в данном случае - энергетическое воздействие давлением газов высокой температуры), прошедших дросселирование и охлаждение при отборе в кольцевую камеру, что снижает надежность его срабатывания, а сжигание пиросостава в изменяющемся при разделении ступеней объеме ведет к потере импульса рабочего тела (газа) и, следовательно, требует увеличения количества пиросостава для выполнения одной и той же работы разделения ступеней; 2) невозможность применения в составе ракет с блоками аппаратуры, размещенными в кормовом отсеке МС и, в первую очередь, в составе управляемых ракет, у которых часть блоков бортовой аппаратуры управления (БАУ), обеспечивающих связь (радио- или оптическую) с наземной аппаратурой управления (НАУ), должна быть обращена в сторону НАУ, размещенную, как правило, на носителе или в районе места пуска.

Задачей предлагаемого технического решения является повышение надежности ракеты с расширением функциональных возможностей.

Для решения поставленной задачи в известной ракете, содержащей маршевую ступень, отделяемую стартовую ступень с двигателем, механизм разделения ступеней, включающий привод, установленный в переднем днище двигателя и сообщающийся с его камерой сгорания, форкамеру с пиросоставом и капсюлем, переходный шпангоут, жестко закрепленный на двигателе, разрезную гайку, установленную с упором в переходный шпангоут и удерживающую маршевую ступень, на торце кормового отсека маршевой ступени с помощью зацепов установлен насадок, отжатый распорной гайкой до упора зацепами в переходный шпангоут, а форкамера выполнена в виде изолированного газогенератора, размещенного с обтюрацией в насадке, который снабжен поршнем, образующим с ним и газогенератором камеру активного разделения ступеней, при этом на дне газогенератора установлен привод, снабженный бойком, расположенным напротив капсюля.

Поставленная задача решается также тем, что в газогенераторе механизма разделения ступеней ракеты, содержащем корпус, пиросостав и капсюль, корпус снабжен изолирующей передней крышкой и донным выступом, образующими тороидальную полость, сообщающуюся с камерой активного разделения ступеней ракеты расходными отверстиями, симметрично расположенными в передней крышке, каждое из которых выполнено в виде сопла Лаваля и снабжено в выходной части форсирующей заглушкой, при этом в тороидальной полости размещен рабочий пиросостав, а в донном выступе напротив капсюля установлен переходный состав-воспламенитель рабочего пиросостава, причем передняя крышка установлена с зазором к донному выступу.

Сущность решения заключается в том, что в 2-ступенчатой ракете с отделяемым двигателем кормовой отсек маршевой ступени, содержащий блоки бортовой аппаратуры управления, снабжен камерой активного разделения ступеней, образованной поршнем, изолированным газогенератором и насадком, закрепленным на торце кормового отсека зацепами. В газогенераторе размещен запас пиросостава, необходимого для выполнения работы разделения ступеней. При этом количество пиросостава устанавливается из условия, при котором импульс сил давления продуктов сгорания пиросостава, приложенных к двигателю, был бы не меньше импульса последействия тяги двигателя, посчитанный от момента начала разделения (задействования пиросостава) до момента обнуления тяги двигателя, а начало разделения устанавливается при падении тяги двигателя на момент, когда сила тяги сравняется с силой лобового сопротивления ракеты, то есть прекратится разгон ракеты и дальнейшее сохранение двигателя в составе ракеты ведет к ее торможению и потере набранной скорости. Причем момент разделения оценивается приводом по давлению в камере сгорания двигателя, так как давление и тяга находятся в зависимости прямо пропорциональной. При наступлении расчетного давления привод механическим воздействием на капсюль инициирует пиросостав, который сгорает при постоянном объеме, назначаемом из наиболее рациональных условий, обеспечивающих максимальную теплоотдачу сжигаемого пиросостава (аналогично условиям сжигания топливных элементов в ракетном двигателе), а необходимый расход рабочего тела (газа) обеспечивается расходными отверстиями в передней крышке.

Предложенная конструкция ракеты и особенности ее работы поясняются графическими материалами, где на фиг.1 изображена ракета, содержащая маршевую ступень 1, отделяемую стартовую ступень с двигателем 2 и механизм разделения ступеней 3. На фиг.2 показан вид А на фиг.1, где подробно изображено переходное устройство с механизмом разделения ступеней в исходном состоянии до запуска двигателя. На фиг.3 показано состояние устройства после инициирования пиросостава. то есть в момент разделения ступеней.

Фиг.2 (вид А на фиг.1) подробно раскрывает содержание предложенного устройства, содержащего маршевую ступень 1, отделяемую стартовую ступень с двигателем 2, механизм разделения ступеней 3, включающий привод 4, установленный в полости И переднего днища 5 двигателя и сообщающийся с его камерой сгорания М отверстиями Н, форкамеру 6 с пиросоставом и капсюлем, переходный шпангоут 7, жестко закрепленный на двигателе, разрезную гайку 8, установленную с упором в переходный шпангоут и удерживающую маршевую ступень. При этом форкамера размещена с обтюрацией в насадке 9, установленном с помощью зацепов 10 на торце кормового отсека 11 маршевой ступени и отжатом распорной гайкой 12 до упора зацепами в переходный шпангоут, причем форкамера выполнена в виде изолированного газогенератора, размещенного с обтюрацией в насадке, который снабжен поршнем 13, образующим с ним и газогенератором камеру К активного разделения ступеней. На дне газогенератора установлен привод, снабженный бойком 14, расположенным напротив капсюля 15. Корпус 16 газогенератора механизма разделения ступеней ракеты снабжен изолирующей передней крышкой 17 и донным выступом 18, образующими тороидальную полость, сообщающуюся с камерой активного разделения ступеней ракеты расходными отверстиями Р, симметрично расположенными в передней крышке, каждое из которых выполнено в виде сопла Лаваля и снабжено в выходной части форсирующей заглушкой 19. В тороидальной полости размешен рабочий пиросостав 20, а в донном выступе напротив капсюля установлен состав-воспламенитель 21 рабочего пиросостава, причем передняя крышка установлена с зазором к донному выступу.

Предложенное устройство работает следующим образом: при запуске двигателя стартующей ракеты газ из камеры сгорания М через отверстия Н поступает в полость И привода 4 и переводит его в рабочее состояние. По окончании работы СД давление в КС начинает падать, а при достижении расчетной величины привод освобождает боек 14, который, деформируя капсюль 15, инициирует его. Форс пламени капсюля поджигает состав-воспламенитель 21, продукты сгорания которого создают в замкнутом объеме газогенератора давление и температуру, необходимые для задействования и устойчивого горения рабочего пиросостава 20. При достижении рабочих параметров газа вышибаются заглушки 19 и вскрываются расходные отверстия Р. Продукты сгорания пиросостава поступают в камеру К активного разделения ступеней и перемещают газогенератор (см. фиг.3) до упора втулкой 25 в днище 5 двигателя 2, при этом разрезная гайка 8 попадает в канавку втулки 25 и, сжимаясь (под действием сил упругой деформации), выходит из резьбового зацепления с насадком 9, который с МС 1 начнет ускоренно перемещаться в переходном шпангоуте 7 до выхода зацепов 10 за его торец, освобождая МС. Капсюль 15 удерживается резьбовой втулкой 22, а переходный шпангоут 7 жестко закреплен на двигателе накидной гайкой 23. Здесь 24 - аэробаллистический обтекатель; 26 - уплотнения.

Таким образом, предложенная конструкция 2-ступенчатой ракеты с отделяемым СД и газогенератором МРС ракеты обеспечивает повышение надежности разделения ступеней ракеты при уменьшении габаритов и возможность применения в составе ракет с блоками БАУ, размещенными в кормовой части МС, так как капсюль-воспламенитель рабочего пиросостава газогенератора механически инициируется бойком привода по окончании работы двигателя при спаде давления до расчетного значения, а пиросостав сгорает при постоянном объеме, назначаемом из наиболее рациональных условий, обеспечивающих максимальную теплоотдачу сжигаемого пиросостава (аналогично условиям сжигания топливных элементов в ракетном двигателе), а необходимый расход рабочего тела (газа) обеспечивается расходными отверстиями в передней крышке, при этом по окончании разделения при выходе зацепов из переходного шпангоута насадок с поршнем отделяется от МС в отличие от прототипа.