БИКАЛИБЕРНАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА

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

В конструкциях многих ракет (преимущественно зенитных) для сообщения им высокой скорости полета на начальном участке траектории применяют стартовый двигатель, обычно отделяющийся от ракеты после выгорания стартового топлива, имеющий тандемное заднее расположение и, в ряде случаев, больший калибр (бикалиберная схема). При этом одним из основных требований, предъявляемых к конструкции ракеты, является требование ее минимальной длины в транспортном положении при сохранении всех прочих характеристик. Выполнение этого требования обеспечивает более рациональное использование полезного объема носителя, облегчает требования к работе приводов наведения, уменьшает вес ракеты в контейнере, повышает жесткость ракеты в полете.

Известна конструкция 2-ступенчатой ракеты [патент US №3491692], в которой маршевая ступень до пуска размещается внутри стартового двигателя, при этом в передней части стартового двигателя закреплен блок крыльев маршевой ступени. При пуске маршевая ступень телескопически выдвигается на всю длину камеры сгорания, фиксируясь в выдвинутом положении относительно стартовой ступени и фиксируя на себе блок крыльев. По окончании стартового участка полета происходит отделение стартового двигателя.

Недостатками описанной конструкции являются:

- сложность конструкции, связанная с необходимостью фиксации ступеней в сложенном положении, выдвижения маршевой ступени, фиксации ее в выдвинутом положении, что, в конечном счете, снижает надежность конструкции в целом;

- большая длина ракеты на стартовом участке и ее малая жесткость, что отрицательно сказывается на управляемости ракетой.

Указанных недостатков в значительной мере лишена конструкция 2-ступенчатой ракеты [патент US №5005781], являющаяся аналогом настоящего предлагаемого изобретения, содержащая стартовый двигатель, в который телескопически входит цилиндрическая кормовая часть маршевой ступени, жестко соединенной узлом разделения со стартовым двигателем на стартовом участке полета и отделяющейся от него по окончании работы двигателя. Частичное вхождение маршевой ступени в стартовый двигатель обеспечивает сокращение длины.

Недостатком указанной конструкции являются значительные возмущения, действующие на маршевую ступень управляемой ракеты при разделении. В момент расцепления заднего торца маршевой ступени с посадочным диаметром стартового двигателя маршевая ступень, имеющая меньшие массу и запас устойчивости, чем ракета в целом до разделения, под действием большого отклонения рулей совершает резкий угловой разворот, увеличивающий угол атаки и производимый не относительно ее центра масс, а относительно крайней точки контакта заднего торца с посадочным диаметром, что увеличивает плечо приложения управляющей силы и может вызвать увеличение угла атаки маршевой ступени за пределы допустимого, следствием чего может быть выход маршевой ступени из луча управления и, соответственно, потеря ракеты.

Известна конструкция бикалиберной 2-ступенчатой ракеты [патент RU 2127418], принятая за прототип, целью которой является уменьшение возмущений маршевой ступени управляемой ракеты при разделении и, как следствие, повышение надежности.

Для достижения указанной цели известная бикалиберная ракета, содержащая отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда, снабжена кольцевым насадком, установленным на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя и соединенным с ним посредством разрезного кольца, установленного на кормовой части маршевой ступени в стыке торцов кольцевого насадка и стартового двигателя и снабженного наружными выступами, размещенными в ответных проточках стартового двигателя и кольцевого насадка, а также распорным устройством, взаимодействующим с торцами кольцевого насадка и стартового двигателя. Причем кольцевой насадок выполнен с конической наружной поверхностью.

Такое конструктивное решение обеспечивает уменьшение возмущений, действующих на маршевую ступень в момент разделения путем уменьшения ее начального углового поворота относительно оси стартового двигателя за счет увеличения длины захода в гнездо стартового двигателя до момента расцепления, а также за счет стабилизирующего действия отделившегося кольцевого насадка на кормовую часть маршевой ступени.

Данная конструкция обладает существенными недостатками:

- стабилизирующее действие отделившегося кольцевого насадка на кормовую часть маршевой ступени оказывает отрицательное влияние на управляемость ракеты, вследствие увеличения инерционности летательного аппарата;

- перераспределение газового потока, вызванное отделившимся кольцевым насадком, находящимся на кормовой части маршевой ступени, может вызвать в некоторых случаях неустойчивое движение ракеты из-за асимметрии как самого насадка, так и из-за его асимметричного расположения на хвостовой части летательного аппарата, вызванного перекосом насадка из-за наличия ходового зазора между маршевой ступенью и кольцевым насадком;

- при отделении сначала стартового двигателя, а затем кольцевого насадка маршевая ступень некоторое время движется непосредственно вблизи отделяемых частей, при больших скоростях, а также при наличии угла атаки во время разделения наличие отделившихся частей вызывает образование за донным срезом подпора давления, который снижает лобовое сопротивление ракеты, но в то же время создает боковые возмущения, которые могут привести к увеличению угла атаки маршевой ступени за пределы допустимого, следствием чего может быть выход маршевой ступени из луча управления и, соответственно, потеря ракеты.

Технической задачей настоящего предлагаемого изобретения является уменьшение возмущений маршевой ступени управляемой ракеты при разделении.

Для решения поставленной технической задачи известная бикалиберная ракета содержит отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда, снабженный кольцевым насадком с конической наружной поверхностью, установленным на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя. При этом кольцевой насадок выполнен в виде подпружиненных, с помощью толкателей, сегментных вкладышей, установленных с возможностью удержания от раскрытия передним фланцем стартового двигателя, а также сегментным разрезным кольцом.

Такие же результаты можно получить при использовании сегментов кольцевого насадка, установленных на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя с помощью осей.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, на которых:

на фиг. 1 представлен внешний вид ракеты в исходном положении;

на фиг. 2 - конструкция узла крепления сегментного кольцевого насадка в исходном положении;

на фиг. 3 - положение элементов узла в момент расцепления;

на фиг. 4 - взаимное положение частей ракеты после разделения;

на фиг. 5 - взаимное положение частей ракеты после разделения при использовании сегментов кольцевого насадка, установленных на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя с помощью осей.

Предлагаемая бикалиберная ракета содержит маршевую ступень 1, сегментный кольцевой насадок 2 и стартовый двигатель 3 (фиг. 1). При этом кормовая часть маршевой ступени 1 размещена в посадочном гнезде в передней части стартового двигателя 3.

На кормовой части маршевой ступени 1 перед торцом стартового двигателя установлен сегментный кольцевой насадок 2 с наружной конической поверхностью. Посадочное гнездо двигателя с установленным поршнем 5 и пиротехническим зарядом 6 закрыто заглушкой 7. Для предотвращения расстыковки маршевой ступени 1 и стартового двигателя 3 в процессе полета на разгонном участке или в процессе транспортировки они соединены винтом 8, который содержит проточку для обеспечения расфиксации ступеней при расчетных нагрузках разделения. Для остановки поршня 5 и его отделения от маршевой ступени внутри посадочного гнезда выполнен упор 9, расположенный на переднем фланце стартового двигателя 3.

Сегменты кольцевого насадка запрессованы между корпусом маршевой ступени 1 и передним фланцем стартового двигателя 3, подпружинены с помощью толкателей 10 и зафиксированы от раскрытия сегментным разрезным кольцом 11 (фиг. 2).

Работа устройства осуществляется следующим образом.

На стартовом участке полета бикалиберная ракета летит с жестко соединенными между собой маршевой ступенью 1, сегментным кольцевым насадком 2 и стартовым двигателем 3. По окончании работы стартового двигателя подается электрический импульс на электровоспламенитель пиротехнического заряда 6, и маршевая ступень 1 начинает относительное движение под воздействием поршня 5, при этом за счет силы трения, возникающей между маршевой ступенью 1 и сегментным разрезным кольцом 11, происходит отделение сегментов разрезного кольца 11 от сегментного конического насадка 2. По достижении упора 9 происходит торможение поршня 5 с одновременным выталкиванием сегментов кольцевого насадка 2 и разрывом винта 8. При выходе сегментов кольцевого насадка 2 из посадочного гнезда стартового двигателя происходит их отталкивание от корпуса маршевой ступени за счет срабатывания пружинных толкателей 10 (фиг. 3).

При этом крепление сегментов кольцевого насадка может быть выполнено с помощью осей, жестко связанных со стартовым двигателем.

Перемещение сегментов кольцевого насадка 2 с использованием приведенных конструкций показано на фиг. 4, 5.

Такое конструктивное решение обеспечивает уменьшение возмущений, действующих на маршевую ступень в момент разделения путем уменьшения времени движения ступеней летательного аппарата в непосредственной близости друг от друга, а также за счет отсутствия совместного участка полета маршевой ступени и кольцевого насадка.