Управляемая ракета

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях управляемых ракет с двигателями твердого топлива. Сущность: в известной ракете, содержащей головную часть, ракетный двигатель твердого топлива с расположенными по периферии соплами, пороховыми зарядом и центральной трубкой, вход которой сообщен с набегающим потоком воздуха, воздухозаборник выполнен из тонколистовой стали и закреплен в головной части, на выходе из воздухозаборника установлен рессивер, а на раструбах сопел выполнены равномерно расположенные пазы, при этом раструбы снабжены кожухами с образованием между ними каналов, сообщенных с пазами и полостью рессивера. Этим достигается уменьшение задымленности трассы при стрельбе ракетами без увеличения их габаритов. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях управляемых ракет с двигателями на твердом топливе.

Известна ракета [1] на твердом топливе, которая содержит ракетный двигатель, где для устранения в полете дымного следа от продуктов сгорания выполнено ижекционное устройство. Ижекционное устройство образовано в наружной области сопла и представляет собой полость, заполненную жидким окислителем. Вытеснение окислителя обеспечивается кольцевым поршнем, перемещаемым давлением пороховых газов двигателя через отверстие во входном раструбе сопла. Впрыск жидкого окислителя обеспечивается в зоне выходного раструба сопла через отверстие, закрытое до работы вскрываемой мембраной. При этом дополнительный окислитель обеспечивает дожигание твердых недогоревших частиц пороха, тем самым значительно снижая задымленность трассы, улучшая видимость цели оператором и ее поражение.

Однако, описанная конструкция сложна в эксплуатации, так как исчезает основное достоинство ракеты на твердом топливе надежность и высокая боевая готовность в течение многих лет. Герметизировать же жидкий окислитель в предложенной конструкции является проблематичным.

Анализ техники в данной области показал, что известна [2] конструкция ракеты с уменьшенной задымленностью линии визирования наиболее близкая к решаемой задаче и являющаяся прототипом предложенного технического решения.

Эта ракета содержит корпус с пороховым зарядом и центральной трубкой, вход которой открыт для набегающего потока воздуха. Сопла ракетного двигателя расположены по периферии двигателя. За счет дополнительного окислителя набегающего потока воздуха происходит дожигание частиц порохового заряда, снижая тем самым задымленность трассы.

Однако, описанная конструкция не может быть использована в малогабаритных управляемых ракетах по следующим причинам: для дожигания используется дополнительный кожух, объединяющий сопла, что значительно увеличивает габаритные размеры ракеты; выброшенный из сопел газ с твердыми частицами недогоревшего пороха имеет низкую температуру и для дожигания требуется специальная засопловая камера дожигания со стабилизатором пламени, что также увеличивает габариты ракеты.

Целью настоящего изобретения является уменьшение задымленности линии визирования при стрельбе управляемой ракеты без увеличения ее габаритных размеров.

Поставленная цель обеспечивается за счет введения в известную конструкцию ракеты, содержащую головную часть ракеты, двигатель твердого топлива с расположенными по периферии соплами и центральной трубкой, вход которой соединен с набегающим потоком воздуха, следующих конструктивных отличий: на выходе из центральной трубки образована рессиверная полость; на раструбах сопел выполнены симметричные относительно оси сопла прямоугольные пазы; раструбы сопел снабжены кожухами, образующие с ними каналы по числу пазов в сопле; сообщенные с рессиверной полостью; центральная трубка выполнена из материала с высокой теплопроводностью, преимущественно из тонкостенной стали.

На фиг.1 показан общий вид ракеты, разрез; на фиг.2 сечение А-А на фиг. 1; на фиг.3 сечение Б-Б на фиг.2.

Ракета содержит головную часть 1 с системой управления и ракетный двигатель 2 с соплами 3. В двигателе размещены пороховой заряд 4 с воспламенителем 5. В двигателе смонтирована центральная трубка 6, вход которой соединен с лобовой поверхностью 7 ракеты. На выходных раструбах 8 сопел выполнены симметричные пазы 9, ширина которых В составляет 0,1-0,4 диаметра D критического сечения сопла. На соплах смонтированы кожух 10 с воздуховодными каналами 11, ориентированными в рессиверную полость 12, образованную выходным уширением 13 центральной трубки и ограничительной крышкой 14. Трубка выполнена из тонкостенной стали с хорошей теплопроводностью. Стрелками показано направление вдуваемого потока воздуха.

Работа описанной выше управляемой ракеты заключается в следующем.

При инициировании воспламенителя 5 его продуктами сгорания зажигается твердотопливный пороховой заряд 4. Пороховые газы, истекающие через сопла 3, создают тягу, обеспечивая необходимую скорость движения ракеты. При полете набегающий поток воздуха устремляется в центральную трубку 6, стенки которой образуют внутреннюю стенку двигателя, где происходит его прогрев за счет хорошей теплопроводности материала. Через центральную трубку воздух заполняет рессиверную полость 12, где осредняются характеристики потока воздуха, чем достигается единообразие состояния параметров воздушного потока. При этом прогретый воздух эжектируется скоростной струей пороховых газов, истекающей через выходные раструбы 8 сопел, что обеспечивает их интенсивное "засасывание" внутрь сопловых раструбов. За счет вдуваемого потока воздуха повышается кислородный баланс, что способствует дожиганию несгоревших частиц в сопловых раструбах, а, следовательно, повышается прозрачность дымового шлейфа за ракетой и надежность поражения цели.

Предложенное соотношение ширины прямоугольных пазов и диаметра критического сечения сопла как 0,1-0,4 получено экспериментальным путем и объясняется следующими соображениями. При соотношении менее 0,1 количество эжектируемого воздуха недостаточно для дожигания частиц пороха в сопле. При соотношениях более 0,4 снижается эффективность эжектирования воздушного потока из-за снижения скорости истекающего потока газов в выходном раструбе, что также ведет к снижению возможности дожигания недогоревших частиц порохового заряда.

Проведенные испытания показали эффективность предложенной конструкции, обеспечивающей необходимую для управления ракеты прозрачность дымового шлейфа от ракетного двигателя.

Формула изобретения

УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА, содержащая головную часть, ракетный двигатель твердого топлива с пороховым зарядом и расположенными по периферии соплами и воздухозаборник, установленный по оси двигателя, отличающаяся тем, что воздухозаборник выполнен из тонколистовой стали и закреплен в головной части, а на выходе из воздухозаборника установлен ресивер, на раструбах сопл выполнены равномерно расположенные пазы, при этом раструбы снабжены кожухами с образованием между ними каналов, сообщающихся с пазами и полостью ресивера.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3