Ракетный носитель с минометной схемой старта из подводного положения

Изобретение относится к военной технике, а именно к запуску стартового двигателя над поверхностью воды после выталкивания ракетного носителя из подводного положения с помощью твердотопливного газогенератора. Сопло стартового двигателя оснащено мембраной из термостойкой ткани. Мембрана расположена над газогенератором в виде шатра и закреплена снаружи на термостойких стропах. Стропы пересекаются в центре мембраны и связаны через направляющие приливы и отверстия кронштейнов у среза сопла с пружинами, закрепленными на кольцевом наружном шпангоуте. Мембрана выполнена из нескольких секторов, соединенных между собой и имеющих петли-тросы, закрепленные на срезе сопла двигателя. Петли-тросы поджимаются к торцу иглами-гарпунами или тросом. Изобретение позволяет исключить попадание в сопло воды, что предотвращает разрушение сопла и приборов оснащения ракетного носителя из-за значительных перегрузок при запуске двигателя. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Настоящее техническое решение относится к вопросу конструирования ракетных носителей с минометной схемой старта из подводного положения.

Известна конструкция ракетного носителя с минометной схемой старта и разделения ступеней (см., например, патент №2239762 (RU), кл. F41B 15/10, заявка №2003101139 от 17.01.2003 г.), содержащая установленные в общем корпусе ракетные двигатели, в полости сопел которых размещены газогенераторы с расходными отверстиями, принятая за прототип.

Недостаток этой конструкции состоит в том, что при старте из подводного положения при выходе из воды и запуске стартового двигателя над водной поверхностью возникают значительные перегрузки из-за попадания в сопло воды, что может привести как к разрушению сопла, так и приборов оснащения ракетного носителя.

С целью устранения указанного недостатка авторами предлагается оснастить сопло стартового двигателя мембраной из термостойкой ткани, например, с угольными волокнами, при этом мембрана расположена над газогенератором в виде шатра, центр ее совпадает с продольной осью носителя, мембрана закреплена снаружи на термостойких стропах, пересекающихся в центре мембраны, а у среза сопла установлены кронштейны с направляющими приливами и отверстиями, выходящими на наружную поверхность сопла, причем свободные концы строп связаны через направляющие приливы и отверстия кронштейнов с пружинами, закрепленными на кольцевом наружном шпангоуте, или, как вариант, со стропами жестко закрепленными в отверстиях кронштейнов у среза сопла, при этом центр конической мембраны связан термостойкой пружиной с центром заглушки сопла.

Дополнительное требование, которое необходимо выполнить при установке на сопле мембраны, - это исключить падение отделяющихся элементов вблизи места старта ракетного носителя при запуске двигателя над поверхностью воды, т.е. требуется удержание в течение некоторого времени отделяющихся элементов у торца хвостового отсека двигателя.

С этой целью авторы предлагают выполнить мембрану из нескольких секторов, соединенных между собой, причем каждый сектор мембраны имеет на своей наружной поверхности петлю-трос, концы которой закреплены на срезе сопла, чтобы не сорвать секторы мембраны от газодинамической нагрузки при запуске двигателя.

Для фиксирования секторов мембраны после запуска двигателя предлагается на торце хвостового отсека закрепить иглы-гарпуны, прорывающие ткань мембраны и удерживающие секторы мембраны у торца хвостового отсека двигателя.

Как вариант удержания секторов мембраны у торца хвостового отсека авторами предлагается для каждого сектора мембраны ввести механизм, установленный на торце хвостового отсека, который содержит корпус и барабан со спиральной плоской пружиной, смонтированный на осях, консольно закрепленных на боковых стенках корпуса, на барабане уложен в несколько витков термостойкий трос, один конец которого закреплен на цилиндрической поверхности барабана, а другой конец связан с центром сектора мембраны.

Следует отметить, что проблема отрицательного воздействия струи воды на сопло двигателя перед его запуском над поверхностью воды освещена в книге-монографии «Гидродинамика баллистических ракет подводных лодок», авт. В.Г.Дегтярь и В.И.Пегов, §6, с.115-118 (г.Миасс, ФГУП «ГРЦ «КБ им. академика В.П.Макеева»).

При «выныривании» ракеты-носителя (до запуска стартового двигателя) со скоростью V_∞ (см. фиг.6) на сопло воздействует водяная струя со скоростью V₀≈1,1·V_∞ за счет «схлопывания» воздушной каверны за кормой ракетного носителя, диаметр струи d составляет ≈0,25·D (где D - наружный диаметр корпуса), площадь зоны воздействия давления струи воды S₀ на днище составит S₀≈S_М/16 (где S_M - площадь миделя корпуса), т.е. скоростной напор натекания водяной струи q₀ на днище составит (где ρ - плотность воды).

Для реальных конструкций осевая сила от водяной струи ориентировочно составляет 300-500 кг.

В предложенной конструкции мембраны (с количеством пересекающихся строп, равным 8) при запуске стартового двигателя на каждую стропу действует сила ≈200…500 кг. Для современного материала стропы из угольной нити (σ_разр≈50…100 кг/мм², с учетом нагрева) диаметр d жгута составит d≈2…3 мм.

Так как максимальная температура пороховых газов от газогенератора Т=1000…1500°С в течение 1…2 с, то мембрану целесообразно выполнить из термостойкого материала, например угольной ткани, а стропы - из жгута угольных нитей.

Предложенная конструкция поясняется чертежами.

На фиг.1 изображена сопловая часть стартового двигателя в предстартовом состоянии с установленным в полости сопла пороховым газогенератором, закрепленным на дне корпуса-трубы, и мембрана, связанная с пружинами.

На фиг.2 изображен момент прохождения среза сопла над газогенератором при старте ракетного носителя и показана мембрана в горизонтальном положении.

На фиг.3 изображены фрагмент сопла и кронштейн с направляющим приливом и отверстием, через который проходит стропа к пружине.

На фиг.4 изображен вид мембраны со стороны среза сопла (вид А-А фиг.2).

На фиг.5 изображен механизм временного удержания секторов мембраны у торца хвостового отсека: а) - фронтальный вид; б) - вид А.

На фиг.6 изображена схема воздействия водяной струи на сопло двигателя на некоторой высоте от поверхности воды.

На фиг.7 изображена схема разрыва мембраны по ослабленным сечениям на секторы в момент запуска стартового двигателя после отрыва мембраны от строп (пунктиром показано удержание секторов мембраны у торца хвостового отсека: а) - с помощью иглы-гарпуна; б) - с помощью механизма временного удержания секторов мембраны).

На фиг.8 изображена сопловая часть стартового двигателя с заглушкой, к которой с помощью термостойкой пружины прикреплена мембрана конической формы со стропами, жестко закрепленными в отверстиях кронштейнов на наружном кольцевом шпангоуте (вариант установки мембраны).

Ракетный носитель в предложенной конструкции (см. фиг.1) содержит стартовый двигатель 1 с соплом 2, установленный в корпусе-трубе 3 через узел связи 4 и имеющий уплотнитель 5 на двигателе. Пороховой газогенератор 6, смонтированный на днище 7, имеет выходные окна для заполнения газом предсоплового объема и полости сопла. Над газогенератором расположена в виде шатра мембрана 8 из термостойкой ткани (например, из углеткани), которая снаружи прикреплена к термостойким стропам 9 отдельными стяжками 10 (см. фиг.4) из угольной нити. Стропы 9 пересекаются в центре мембраны и через кронштейны 11 (фиг.1, вид I, фиг.3) с направляющими приливами 12 и отверстиями 13, выходящими на наружную поверхность сопла, связаны с пружинами 14, закрепленными на кольцевом наружном шпангоуте 15.

Мембрана 8 выполнена из отдельных секторов 16 (см. фиг.4), сшитых между собой стяжками 17 по типу «зигзаг» термостойкой нитью. На каждом секторе мембраны на наружной поверхности имеется петля-трос 18, прочно вшитая в ткань. Концы 19 петли-троса 18 закреплены на срезе сопла.

Пружины 14 проходят через центрующие отверстия в дополнительном шпангоуте 20, которые позволяют зафиксировать пружины в продольном направлении после вскрытия мембраны и отрыва строп (сгорания в газовой струе). К этому времени пружины находятся в сжатом состоянии.

На торце хвостового отсека 21 напротив секторов мембраны закреплены иглы-гарпуны 22 (см. фиг.2 и 4) для фиксирования секторов мембраны после ее разрыва при задействовании двигателя.

Как вариант удержания секторов мембраны на торце хвостового отсека напротив каждого сектора смонтирован механизм 23 (фиг.1, вид II, фиг.5), который содержит корпус 24 и барабан 25 со спиральной плоской пружиной 26, смонтированный на оси 27, консольно закрепленной на боковой стенке 28 корпуса. На барабане 25 уложен в несколько витков термостойкий трос 29, один конец которого 30 закреплен на цилиндрической поверхности барабана 25, а другой конец связан с центром сектора мембраны (с петлей-тросом 18) через поводок-трос 31.

Спиральная пружина 26 закрыта диском 32, который центруется на оси 27 и поджимается торцом барабана 25. Кожух 33 пружины и барабан в месте стыковки образуют жесткое соединение, позволяющее передавать крутящий момент барабану. Ось барабана перпендикулярна линии соединения термостойкого троса 29 с поводком-тросом 31 сектора 18 (см. фиг.4) мембраны. Трос 29 проходит через щель 34 в нижней части корпуса 35. Барабан 25 закрыт диском 36, установленным внутри барабана и закрепленным с помощью гайки 37 на оси 38, проходящей через боковую крышку 39 корпуса.

Для варианта мембраны конической формы (см. фиг.8) к центру сопловой заглушки 40 прикреплена термостойкая пружина (например, из ниобиевого сплава) 41, которая соединена с вершиной конической мембраны у пересечения строп. Пружина 41 может находиться внутри гофрированной трубки-кожуха (например, из резины) для дополнительной термозащиты пружины от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания порохового газогенератора.

Устройство работает следующим образом.

Перед установкой ракетного двигателя в корпус-трубу предварительно проводятся сборочные работы по установке мембраны на сопле двигателя с использованием геометрического макета газогенератора старта, утопленного в сопло.

Сшитую из отдельных секторов мембрану 8 прикрепляют стяжками 10 из угольной нити к стропам 9, проходящим через центр мембраны. Стропы обращены внутрь сопла. Каждую стропу через приливы и отверстия кронштейнов 11 связывают с диаметрально противоположными пружинами 14, установленными снаружи сопла на наружном шпангоуте таким образом, чтобы растянутая пружина своим концом несколько не доходила до кронштейна у среза сопла (монтаж осуществляют с посадкой мембраны на макет газогенератора). Усилие натяжения пружин ~1…2 кг (без газогенератора). Концы 19 петли-троса 18 каждого сектора мембраны закрепляют на торце сопла. Для варианта конической мембраны (см. фиг.8) центр пересечения строп соединяют термостойкой пружиной 41 с центром заглушки 40, а концы строп закрепляют жестко в отверстиях 13 кронштейнов 11 у среза сопла.

Поводок 31 от петли-троса (для связи с тросом 29 механизма временного удержания 23 секторов мембраны) подсоединяется к центру каждого сектора мембраны.

После выполнения подготовительных сборочных работ макет стартового газогенератора снимается и мембрана под действием усилий пружин 14 выравнивается, занимая положение, параллельное срезу сопла. Конечные участки петли-троса 19 секторов мембраны «прослабляются» между заделкой на торце и внешним периметром сектора мембраны (см. фиг.2 и 4).

К установленному в корпусе-трубе 3 ракетному носителю подсоединяется через узел связи 4 днище 7, на котором смонтирован стартовый газогенератор, тем самым мембрана задвигается внутрь сопла. Пружины 14 растягиваются, а стропы 9 и петли-тросы 19 в натянутом состоянии находятся весь срок до момента старта.

При задействовании газогенератора пороховые газы из выходных окон поступают в предсопловой объем корпуса-трубы с днищем и в полость сопла. Уплотнитель 5 замыкает область высокого давления ≈10 кг/см² в корпусе-трубе, обеспечивая равноускоренное движение ракетного носителя. Как только срез сопла стартового двигателя оказывается над газогенератором, мембрана принимает положение, параллельное срезу сопла (см. фиг.2) под действием усилия пружин на стропы. Давление газов над мембраной в полости сопла практически совпадает с давлением газа в предсопловом объеме. Процесс движения ракетного носителя в корпусе-трубе длится ≈1…2 с, т.е. это время действует температура 1000…1500°С. При выходе ракетного носителя за срез корпуса-трубы давление в полости сопла сбрасывается через кольцевой зазор между периметром мембраны и внутренним диаметром среза сопла, и по мере продвижения к поверхности воды давление в полости сопла равно гидростатическому давлению на данный момент. Картина меняется, когда нижний срез ракетного носителя оказывается над водой, а водяная струя может попадать в мембрану, вдавливая ее внутрь сопла и обеспечивая ей вогнутую поверхность. При этом пружины упираются в кронштейны, а стропы натягиваются и не позволяют мембране занять более «вдвинутое» в сопло положение, чем в статике перед стартом (см. фиг.1). Поток струи воды разворачивается на мембране и отбрасывается в сторону (см. фиг.6), тем самым обеспечивается изоляция сопла от попадания внутрь воды. Это создает необходимые условия для нормального запуска стартового двигателя.

При запуске двигателя газовый поток воздействует на мембрану, срывает ее со строп (см. фиг.7) и разрывает ее на секторы, которые на своих петлях-тросах разворачиваются вокруг точек закрепления на срезе сопла и накалываются (показано пунктиром, фиг.7, а) на иглы-гарпуны 22 на торце хвостового отсека двигателя, тем самым временно удерживаются от срыва как газовой струей, так и внешним воздушным набегающим потоком.

Для варианта задействования механизмов временного удержания секторов мембраны подпружиненный скручиванием на барабане трос обеспечивает подтягивание сектора мембраны (показано пунктиром, фиг.7, б) к торцу хвостового отсека двигателя и временно удерживает его на носителе. Через 3…5 с после запуска двигателя под действием воздушного набегающего потока и газовой струи из сопла секторы мембраны могут отрываться и падать в безопасную зону от старта ракетного носителя.

Отличие работы устройства с конической мембраной состоит в том, что положение этой подпружиненной мембраны как при работе порохового газогенератора, так и при движении ракетного носителя в корпусе-трубе и при движении под водой практически не меняется. Поток струи воды разворачивается на мембране и отбрасывается в строну, тем самым обеспечивается изоляция сопла от попадания внутрь воды.

Предложенные конструкции мембран на сопле стартового двигателя для ракетного носителя с минометной схемой старта из подводного положения обеспечивают защиту от попадания в сопло водяной струи и нормальный запуск над водной поверхностью стартового двигателя.

1. Ракетный носитель с минометной схемой старта из подводного положения, содержащий двигатель с хвостовым отсеком и соплом с заглушкой, в полости которого установлен газогенератор, отличающийся тем, что он снабжен мембраной из термостойкой ткани, например, с угольными волокнами, при этом мембрана расположена над газогенератором в виде шатра, центр ее совпадает с продольной осью носителя, мембрана закреплена снаружи на термостойких стропах, пересекающихся в центре мембраны, а у среза сопла установлены кронштейны с направляющими приливами и отверстиями, выходящими на наружную поверхность сопла, причем свободные концы строп связаны через направляющие приливы и отверстия кронштейнов с пружинами, закрепленными на кольцевом наружном шпангоуте, или жестко закреплены в отверстиях кронштейнов, при этом центр мембраны связан термостойкой пружиной с центром заглушки сопла.

2. Ракетный носитель по п.1, отличающийся тем, что мембрана выполнена из нескольких секторов, соединенных между собой, причем каждый сектор мембраны имеет закрепленную на своей наружной поверхности петлю-трос, концы которой закреплены на срезе сопла.

3. Ракетный носитель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен механизмом временного удержания секторов мембраны после их отделения.

4. Ракетный носитель по п.3, отличающийся тем, что механизм временного удержания секторов мембраны после их отделения выполнен в виде ряда игл-гарпунов, закрепленных на торце хвостового отсека.

5. Ракетный носитель по п.3, отличающийся тем, что механизм временного удержания секторов мембраны после их отделения выполнен в виде установленных на торце хвостового отсека корпусов, соответствующих количеству секторов мембраны, каждый из которых имеет барабан со спиральной плоской пружиной, смонтированный на осях, консольно закрепленных на боковых стенках корпуса, на барабане уложен в несколько витков термостойкий трос, один конец которого закреплен на цилиндрической поверхности барабана, а другой конец связан с центром сектора мембраны.