Двухступенчатая ракета

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции малогабаритных ракетных выстрелов. Ракета содержит отделяемый стартовый двигатель, соединенный с кормовой частью маршевой ступени. Между задним торцом маршевой ступени и передней частью двигателя образована полость, а на боковой поверхности корпуса маршевой ступени перед двигателем выполнено сквозное отверстие, сообщающееся с указанной полостью посредством канала, расположенного внутри корпуса маршевой ступени. Таким выполнением ракеты достигается уменьшение возмущений маршевой ступени ракеты при разделении и, как следствие, - повышение надежности. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции малогабаритных ракетных выстрелов.

В конструкциях многих ракет для придания им высокой скорости полета на начальном участке траектории применяют стартовый двигатель, обычно отделяющийся от ракеты после выгорания стартового топлива, имеющий тандемное заднее расположение, как, например, в ракете Wolverine фирмы ВАС Великобритании [1].

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.

Известна конструкция 2-х ступенчатой ракеты [2], 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 ракеты при разделении. Это связано с воздействием набегающего потока при углах атаки, отличных от ноля и наличием управляющего сигнала (в управляемых ракетах), следствием чего является появление момента внешних сил, передаваемого на кормовую часть маршевой ступени, взаимодействующую с посадочным диаметром гнезда в стартовом двигателе. При этом радиальное усилие взаимодействия компенсируется стартовым двигателем, выполняемым, как правило, стабилизированным за счет своего хвостового оперения, во все время стартового совместного полета ступеней, а при разделении - во все время относительного перемещения заднего торца кормовой части маршевой ступени по посадочному диаметру гнезда стартового двигателя. Во время же расцепления заднего торца маршевой ступени с посадочным диаметром стартового двигателя маршевая ступень, имеющая меньшую массу и запас устойчивости, чем ракета в целом до разделения под действием момента внешних сил 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 внешних сил и может вызвать увеличение угла атаки ступени за пределы допустимого, следствием чего может быть выход маршевой ступени из луча управления (в управляемых ракетах) и соответственно потеря ракеты, увеличение промаха (в неуправляемых ракетах), а также разрушение маршевой ступени при больших скоростях полета.

Указанных недостатков в значительной степени лишена конструкция 2-х ступенчатой ракеты [3], являющаяся наиболее близким аналогом (прототипом) настоящего изобретения, содержащая маршевую ступень, входящую кормовой частью в отделяемый стартовый двигатель, снабженный в передней части ослаблениями в виде сквозных продольных прорезей, которые гасят динамический удар, что обеспечивает уменьшение силы взаимодействия между ступенями во время расцепления заднего торца маршевой ступени с посадочным диаметром гнезда двигателя.

Недостатком указанной конструкции является значительное время взаимодействия ступеней при разделении. Это связано с появлением полости между задним торцом маршевой ступени и передней частью двигателя в процессе перемещения двигателя относительно маршевой ступени. При этом приток воздуха в полость осуществляется через зазор между боковой поверхностью корпуса маршевой ступени и посадочным диаметром гнезда двигателя. Для обеспечения жесткой стыковки этот зазор выполняется минимальным, обеспечивающим ходовую посадку, и давление в образовавшейся полости остается значительно меньшим давления набегающего потока воздуха за бортом ракеты. Вследствие этого возникает дополнительная сила сопротивления, обусловленная разряжением воздуха в образовавшейся полости, уменьшающая скорость перемещения двигателя относительно маршевой ступени, особенно при выполнении двигателя небольшой длины и по калибру равным маршевой ступени, что увеличивает время воздействия внешних сил, разворачивающих маршевую ступень относительно крайней точки контакта заднего торца маршевой ступени с посадочным диаметром двигателя, и ведет, таким образом, к увеличению возмущений маршевой ступени при разделении. То есть происходит увеличение импульса внешних сил.

Задачей настоящего изобретения является уменьшение возмущений маршевой ступени ракеты при разделении, и, как следствие, - повышение надежности. Для достижения указанной задачи в известной двухступенчатой ракете, содержащей отделяемый стартовый двигатель, соединенный с кормовой частью маршевой ступени, новым является то, что между задним торцом маршевой ступени и передней частью двигателя образована полость, а на боковой поверхности корпуса маршевой ступени перед двигателем выполнено сквозное отверстие, сообщающееся с указанной полостью посредством канала, расположенног внутри корпуса маршевой ступени. Такое конструктивное решение обеспечивает уменьшение возмущений маршевой ступени при разделении за счет увеличения скорости разделения, так как воздух, поступающий по каналу, выполненному внутри маршевой ступени, исключает разрежение воздуха между задним торцом маршевой ступени и передней частью двигателя, предотвращая появление дополнительной силы сопротивления.

Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом, где на фиг.1 изображен внешний вид ракеты в исходном положении; на фиг.2 - взаимное положение ступеней ракеты в процессе разделения (во время соударения).

Предлагаемая двухступенчатая ракета содержит маршевую ступень 1 (фиг.1) и стартовый двигатель 2. Между задним торцом маршевой ступени и передней частью двигателя образована полость 3. На боковой поверхности корпуса маршевой ступени выполнено сквозное отверстие 4. Отверстие 4 и полость 3 сообщаются каналом 5, выполненным внутри маршевой ступени.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

По окончании работы стартового двигателя 2 прекращается действие силы тяги и двигатель под действием донного разряжения и силы трения воздуха о его боковую поверхность начинает движение относительно маршевой ступени 1. Полость 3 пополняется воздухом всасывая его через отверстие 4 по каналу 5 (фиг.2). Это исключает падение давления в полости 3 и, как следствие, возникновение дополнительной силы сопротивления, уменьшающей скорость движения маршевой ступени 1 относительно двигателя 2. Увеличение скорости разделения сокращает время контакта крайней точки двигателя и кормы маршевой ступени (уменьшается импульс внешних сил), уменьшая угловую скорость и величину заброса по углу атаки маршевой ступени во время разделения.

Размеры отверстия 4 и величина поперечного сечения канала 5 выбираются в каждом конкретном случае расчетом в зависимости от калибра ракеты, скорости, конструктивных соображений и уточняются при отработке.

Таким образом, в настоящем техническом решении обеспечивается уменьшение возмущений (величины заброса) маршевой ступени за счет увеличения скорости разделения.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ 1. Бюллетень ОНТИ 84, июнь 1989 (аналог).

2. Патент США 5005781, кл. 244-3.26, 1991 (аналог).

3. Патент Российской Федерации 2114382 от 27.06.98, бюллетень 18 (прототип).

Формула изобретения

Двухступенчатая ракета, содержащая отделяемый стартовый двигатель, соединенный с кормовой частью маршевой ступени, отличающаяся тем, что между задним торцом маршевой ступени и передней частью двигателя образована полость, а на боковой поверхности корпуса маршевой ступени перед двигателем выполнено сквозное отверстие, сообщающееся с указанной полостью посредством канала, расположенного внутри корпуса маршевой ступени.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано на полигонах для обучения точности стрельбы личного состава боевых расчетов зенитных ракетных комплексов

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при испытаниях зенитных управляемых ракет на этапе их отработки

Ракета // 2202761
Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при создании ракет-носителей (РН) для выведения полезных грузов на низкие околоземные орбиты, в частности при обслуживании международной космической станции

Изобретение относится к области ракетного вооружения

Изобретение относится к области ракетного вооружения

Изобретение относится к области боеприпасов зенитной артиллерии

Изобретение относится к зенитному артиллерийскому вооружению

Изобретение относится к области зенитных боеприпасов

Изобретение относится к области реактивных боеприпасов

Изобретение относится к военной технике, а точнее к боеприпасам, и может найти применение при разработке реактивных снарядов систем залпового огня

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области малогабаритных противотанковых управляемых снарядов, преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами

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

Изобретение относится к области оборудования самолетов

Снаряд // 2309376
Изобретение относится к вооружению, в частности к снарядам и ракетам

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к старту ракет с воздушных носителей

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции малогабаритных ракетных выстрелов

Наверх