Патент на изобретение №2222771

(54) РАКЕТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к области вооружений и может найти применение в ракетных комплексах ближнего радиуса действия. Ракета содержит отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени. Кормовая часть маршевой ступени снабжена охватывающим ее по наружному диаметру подвижным поршнем, выполненным с выступающей за торец маршевой ступени юбкой. Посадочное гнездо в передней части двигателя снабжено упором, внутренний диаметр которого равен диаметру маршевой ступени. Поршень соединен с кормовой частью маршевой ступени разрывным элементом. Таким выполнением ракеты достигается уменьшение возмещений маршевой ступени при разделении ракеты и как следствие – повышение надежности. 2 ил.

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

Известна конструкция противотанковой ракеты кинетического действия (пат. RU 2108537, МКИ F 42 B 12/06, 15/00, опубл. 10.04.98 г., бюл. 10), принятая авторами за аналог изобретения. Она содержит корпус, являющийся одновременно корпусом реактивного двигателя, заряд твердого топлива, бронебойный стержень и вспомогательные исполнительные устройства, размещенные внутри заряда твердого топлива по его оси и скрепленные непосредственно или через соединительный элемент с задним дном корпуса, стенками корпуса и зарядом твердого топлива, головку самонаведения и органы управления.

Данная конструкция при минимальной длине обеспечивает равномерное распределение нагрузки по корпусу и снижает эффективность действия элементов динамической или активной защиты танков на боевой элемент.

Однако исполнение ракеты с неотделяемым стартовым двигателем не позволяет реализовать большие дальности стрельбы (свыше 35 км), так как большое лобовое сопротивление приводит к резкому падению скорости после окончания работы двигателя. Применение маршевого двигателя для компенсации лобового сопротивления приводит к увеличению стартовой массы ракеты, увеличению габаритов и массы ракеты и стартового двигателя, усложнению конструкции. Все вместе это приводит к уменьшению возимого боекомплекта и снижению эффективности комплекса.

Наиболее близким аналогом, принятым авторами за прототип изобретения, является двухступенчатая ракета (патент США 5005781, кл. 244-3.26, 19991 г. ), содержащая отделяемый стартовый двигатель, в который телескопически входит кормовая часть маршевой ступени. Стартовый двигатель жестко соединен узлом разделения с маршевой ступенью на стартовом участке полета и отделяется от нее по окончании работы.

Конструкция прототипа обеспечивает сокращение длины за счет частичного вхождения маршевой ступени в стартовый двигатель и позволяет вести стрельбу на большие дальности без использования дополнительного маршевого двигателя. Благодаря отделению стартового двигателя уменьшается площадь боковой поверхности ракеты и составляющая лобового сопротивления на трение. Кроме того, конструкция прототипа позволяет обеспечивать высокую степень заполнения камеры двигателя при размещении в ней части маршевой ступени.

Однако недостатком указанной конструкции являются значительные возмущения, действующие на маршевую ступень ракеты при разделении. Это связано с наличием боковых сил, действующих на двигатель при его отделении, вызывающих его разворот относительно направления движения и удар по кормовой части маршевой ступени в момент разделения, что может привести к разрушению маршевой ступени, особенно при высоких скоростях полета. В процессе разделения под действием боковых сил, действующих на двигатель, и противодействующих им стабилизирующих сил, действующих на маршевую ступень, в узле разделения возникают силы трения, противодействующие процессу разделения и увеличивающие время разделения. За счет увеличения времени разделения возрастает импульс боковых сил, действующих на маршевую ступень, что еще больше увеличивает возмущения при разделении.

В процессе разделения под действием управляющего момента корпус маршевой ступени изгибается и контактная поверхность взаимодействия кормовой части и посадочного гнезда двигателя в пределах зазора увеличивается. В результате растет сила трения и время движения по посадочному гнезду, при этом по мере выдвижения маршевой ступени из посадочного гнезда может возрастать амплитуда колебаний маршевой ступени в пределах зазора между кормовой частью и посадочным гнездом. Рост амплитуды колебаний маршевой ступени относительно двигателя также приводит к росту возмущений в момент разделения.

В момент расцепления маршевой ступени и стартового двигателя маршевая ступень, имеющая запас устойчивости меньший, чем ракета в целом до разделения (с двигателем с выгоревшим зарядом), совершает резкий угловой разворот, изменяющий угол атаки. Разворот при этом осуществляется не относительно ее центра масс, а относительно контактной поверхности кормовой части маршевой ступени с посадочным гнездом, что увеличивает плечо приложения силы и может вызвать увеличение угла атаки ступени за пределы допустимого, следствием чего может быть выход маршевой ступени из луча управления и соответственно потеря ракеты.

Таким образом, задачей предлагаемого изобретения является уменьшение возмущений маршевой ступени ракеты при разделении, и как следствие – повышение надежности.

Поставленная задача достигается тем, что в ракете, содержащей отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени, в отличие от прототипа, кормовая часть маршевой ступени снабжена охватывающим ее по наружному диаметру подвижным поршнем, выполненным с выступающей за торец маршевой ступени юбкой, при этом посадочное гнездо в передней части двигателя снабжено упором, внутренний диаметр которого равен диаметру маршевой ступени, а поршень соединен с кормовой частью маршевой ступени разрывным элементом.

Совокупность конструктивных элементов и их взаимное расположение позволяет:
– уменьшить силовое воздействие на кормовую часть маршевой ступени со стороны двигателя за счет сокращения времени разделения и импульса возмущающих сил;
– уменьшить в момент разделения угол разворота стартового двигателя относительно направления движения за счет смещения центра масс двигателя вперед и за счет импульса динамического удара поршня об упор в момент остановки;
– обеспечить отсутствие перекоса маршевой ступени относительно посадочного гнезда стартового двигателя при их разделении за счет упора и юбки подвижного поршня, увеличивающих длину посадки. При этом момент от управляющих сил передается только по двум цилиндрическим поверхностям, что исключает возможность контакта кормовой части маршевой ступени при ее изгибе со стенками посадочного гнезда и уменьшает силу трения и, в конечном счете, позволяет сократить время разделения ступеней и уменьшить тем самым импульс боковых сил в момент разделения;
– уменьшить угол разворота маршевой ступени относительно точки ее контакта со стартовым двигателем к моменту выхода кормовой части из посадочного гнезда за счет наличия у подвижного поршня юбки, выступающей за торец маршевой ступени, что уменьшает возмущение при разделении;
– подкрепить посадочное гнездо стартового двигателя подвижным поршнем, что позволяет увеличить длину посадочного гнезда и выполнить его в камере сгорания двигателя без увеличения толщины стенок, а также увеличить глубину вдвижения маршевой ступени в двигатель и сократить тем самым длину ракеты.

Сущность изобретения поясняется схемой ракеты (фиг.1) и схемой сил и моментов (фиг. 2), действующих на маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель в момент разделения.

Предлагаемая ракета (фиг.1) содержит маршевую ступень 1 и стартовый двигатель 2, жестко соединенные с помощью узла фиксации-расфиксации 4. Кормовая часть 3 маршевой ступени 1 размещена в охватывающем ее по наружному диаметру D_мс подвижном поршне 6, выполненном с выступающей за торец маршевой ступени юбкой 7, и соединена с ним разрывным элементом 9. В передней части посадочного гнезда 5 отделяемого стартового двигателя 2 выполнен упор 8, препятствующий выходу подвижного поршня 6 с юбкой 7 из посадочного гнезда двигателя после разделения ступеней ракеты.

Работа предлагаемой конструкции осуществляется следующим образом.

На стартовом участке ракета летит с жестко соединенными между собой с помощью узла фиксации-расфиксации 4 маршевой ступенью 1 и отделяемым стартовым двигателем 2. В момент окончания работы стартового двигателя срабатывает механизм расфиксации 4 и маршевая ступень, размещенная в подвижном поршне 6, и стартовый двигатель начинают разделяться либо под действием разности аэродинамических сил, действующих на маршевую ступень и двигатель, либо под действием давления, которое может создаваться за поршнем продуктами сгорания от сжигаемого пиротехнического состава либо отобранным из камеры сгорания стартового двигателя газом. В момент удара поршня 6 об упор 8 посадочного гнезда 5 происходит разрушение разрывного элемента 9 и отделение стартового двигателя от маршевой ступени.

При разделении ступеней упор 8 обеспечивает остановку поршня 6 в момент выхода маршевой ступени 1 из посадочного гнезда 5 отделяемого стартового двигателя 2. При этом за счет смещения центра масс двигателя вперед и динамического воздействия поршня на двигатель уменьшается угол разворота двигателя (фиг.2).

При активном разделении остановка поршня позволяет исключить силовое и тепловое воздействие на маршевую ступень продуктов сгорания пиротехнического состава или продуктов сгорания топлива, под действием которых осуществляется разделение ступеней после прекращения работы двигателя.

Длина упора, юбки поршня и длина участка кормовой части маршевой ступени, которую охватывает поршень, а также величина зазора между кормовой частью маршевой ступени и посадочным гнездом двигателя выбираются в каждом конкретном случае расчетным путем и уточняются в процессе отработки.

Таким образом, в предлагаемом техническом решении обеспечивается уменьшение угловых возмущений маршевой ступени в момент разделения ее со стартовым двигателем за счет уменьшения сил трения по посадочному гнезду и уменьшения тем самым времени разделения, уменьшения угла разворота маршевой ступени относительно точки ее контакта с посадочным гнездом двигателя, а также исключается силовое воздействие на корму маршевой ступени при активном разделении продуктов сгорания дополнительной навески или продуктов сгорания топлива стартового двигателя.

Источники информации
1. Патент RU 2108537, МКИ F 42 B 12/06, 15/00, опубликован 10.04.98 г., бюл. 10 – аналог.

2. Патент США 5005781, кл. 244 – 3.26, 19991 г. – прототип.

Формула изобретения

Ракета, содержащая отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени, отличающаяся тем, что кормовая часть маршевой ступени снабжена охватывающим ее по наружному диаметру подвижным поршнем, выполненным с выступающей за торец маршевой ступени юбкой, при этом посадочное гнездо в передней части двигателя выполнено с упором, внутренний диаметр которого равен диаметру маршевой ступени, а поршень соединен с кормовой частью маршевой ступени разрывным элементом.

РИСУНКИ