Бикалиберная ракета

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет. Технический результат - уменьшение возмущений, действующих на маршевую ступень при разделении, а также увеличение скорости разгона на старте и повышение работоспособности на сверхвысоких скоростях полета. Бикалиберная ракета содержит отделяемый двигатель с посадочным гнездом. В нем установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком. Он расположен перед торцом двигателя и соединен с ним посредством кольцевых секторов с выступами, выполненными на их наружных поверхностях, размещенными в ответных проточках двигателя и кольцевого насадка. Имеется также резьбовая втулка. В торцах кольцевого насадка и двигателя выполнены равноудаленные в окружном направлении пазы. Они выполнены параллельными оси ракеты. Они соединяют торцевые поверхности с проточками. Кольцевые сектора выполнены с одинаковыми размерами и на них выполнены отверстия. В них установлены направляющие штифты, которые размещены в пазах кольцевого насадка и двигателя. Кольцевые сектора установлены с зазором, а резьбовая втулка размещена внутри кольцевого насадка. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет.

Известна бикалиберная ракета (Патент РФ на изобретение №2127418 МПК F42B 15/00, 15/36 от 10.03.1999), содержащая отделяемый двигатель с посадочным гнездом, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком, расположенным перед торцом двигателя и соединенным с ним посредством кольцевых секторов с выступами, выполненными на их наружных поверхностях, размещенными в ответных проточках двигателя и кольцевого насадка, резьбовую втулку. Данная бикалеберная ракета выбрана нами в качестве прототипа.

Такая конструкция ракеты обеспечивает уменьшение возмущений маршевой ступени в момент разделения путем уменьшения начального углового разворота маршевой ступени относительно продольной оси двигателя. Однако, ее недостатками является то, что из-за разброса полей допусков при изготовлении кольцевых секторов, возможной неравномерности их установки в угловом положении и сдвига их вокруг кормы при сборке изделия, а также при смещении в процессе эксплуатации, усилия на кормовую часть маршевой ступени, возникающие при затяжке втулки распорного устройства, распределяются тоже неравномерно по окружности кормы маршевой ступени. Что при разделении приводит к дополнительным боковым возмущениям на маршевую ступень и, как следствие, к потере начальной скорости. А при тонкостенном корпусе кормы, неравномерно распределенные радиальные усилия от кольцевых секторов могут привести к ее деформации и нарушению работоспособности узла. Кроме того, при затяжке резьбовой втулки на наружной поверхности кольцевого насадка, образуется зазор, в который на углах атаки затекает высокоскоростной напор воздуха, увеличивающий лобовое аэродинамическое сопротивление. Это уменьшает скорость разгона ракеты

на стартовом участке полета и приводит к возможности эрозионного разрушения конструкции.

Задачей данного предполагаемого изобретения является уменьшение возмущений, действующих на маршевую ступень при разделении за счет равномерного распределения усилий секторов кольца, установленных на кормовой части, а также увеличение скорости разгона на старте за счет размещения распорного устройства внутри кольцевого насадка и повышение работоспособности на сверхвысоких скоростях полета.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в бикалиберной ракете, содержащей отделяемый двигатель с посадочным гнездом, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком, расположенным перед торцом двигателя и соединенным с ним посредством кольцевых секторов с выступами, выполненными на их наружных поверхностях, размещенными в ответных проточках двигателя и кольцевого насадка, резьбовую втулку, в торцах кольцевого насадка и двигателя выполнены равноудаленные в окружном направлении пазы, параллельные оси ракеты, соединяющие торцевые поверхности с проточками, кольцевые сектора выполнены с одинаковыми размерами, и на них выполнены отверстия, в которые установлены направляющие штифты, которые размещены в пазах кольцевого насадка и двигателя, кольцевые сектора установлены с зазором, а резьбовая втулка размещена внутри кольцевого насадка.

При этом, зазоры между кольцевыми секторами выполнены размером равным или более разности внешнего и внутреннего диаметра кольцевых секторов, а грани кольцевых секторов выполнены закругленными. Также на поверхности кольцевых секторов, установленных на кормовой части маршевой ступени выполнены проточки.

Сущность данного предполагаемого изобретения заключается в том, что равные по номинальным размерам с одинаковыми полями допусков кольцевые сектора, установленные на кормовую часть маршевой ступени равномерно по угловой величине посредством направляющих штифтов, при

распоре также создают равномерно распределенные силы трения на кормовой части ракеты, удерживающие корму в посадочном гнезде двигателя, и при выходе кормы из посадочного гнезда обеспечивается соосность маршевой ступени и стартового двигателя. Также размещение резьбовой втулки внутри кольцевого насадка исключает зазор на наружной поверхности кольцевого насадка, что уменьшает аэродинамическое сопротивление ракеты.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг. 1 изображен общий вид бикалиберной ракеты, на фиг. 2 изображено соединение кольцевого насадка и двигателя, установленными в распор на корме маршевой ступени кольцевыми секторами, на фиг. 3, 4 изображены сечения кольцевого насадка, стыка двигателя с кольцевым насадком и взаимное расположение установленных на кормовую часть маршевой ступени кольцевых секторов и пазов в перемычках между проточками торца двигателя и кольцевого насадка, на фиг. 5 изображены конструктивные особенности кольцевого сектора.

Бикалиберная ракета (фиг. 1) содержит маршевую ступень 1, отделяемый двигатель 2 с посадочным гнездом 3, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени 4 с кольцевым насадком 5. Двигатель 2 и кольцевой насадок 5 (фиг. 2) соединены кольцевыми секторами 6 с выступами 7, 8, соединенными направляющими штифтами 11, и размещенными в проточках 9, 10 двигателя 2 и кольцевого насадка 5 соответственно. Резьбовая втулка 12 размещена внутри кольцевого насадка 5. Кольцевые сектора 6 (фиг. 3) выполнены равными по угловой величине, между ними образованы зазоры 13 а направляющие штифты 11, соединяющие наружные выступы секторов 7 и 8, равноудалены от их концов и установлены в пазы 14 (фиг. 4), которые расположены равномерно в угловом направлении. Ребра кольцевых секторов 16 (фиг. 5) закруглены, а на их поверхностях, устанавливаемых на корму маршевой ступени 4, выполнены проточки 15. Силы трения от воздействия каждого кольцевого сектора 6 на корму маршевой ступени 4 при выходе ее из посадочного гнезда двигателя 3 одинаковы.

Работа устройства осуществляется следующим образом: при сборке ракеты кольцевые сектора 6 посредством направляющих штифтов 11 фиксируются в пазах 14 кольцевого насадка 5, который затем устанавливается на кормовую часть 4 маршевой ступени 1. Далее корму маршевой ступени 4 помещают в посадочное гнездо 3 двигателя 2, одновременно устанавливая направляющие штифты 11 в пазы на переднем торце двигателя 2. Это позволяет зафиксировать кольцевые сектора 6 вокруг кормы 4, расположив их равномерно, и исключить проворот кольцевого насадка 5 относительно двигателя 2 до момента разделения ступеней, что уменьшит возмущения, действующие на маршевую ступень 1. Выступы кольцевых секторов 7 и 8 соответственно располагаются в проточках 9 и 10 двигателя 2 и кольцевого насадка 5. При затяжке резьбовой втулки 12 одинаковые по размерам кольцевые сектора 6 упруго деформируются, создавая радиальные усилия, воздействующие на корму 4, которые также одинаковы по величине и приложены равномерно в угловом направлении вокруг кормы 4. Наибольший изгиб происходит по краям кольцевых секторов 6, от воздействия моментов в местах выполнения проточек 15, что дает возможность уменьшить усилие затяжки резьбовой втулки 12 и обеспечить плавную регулировку расчетного усилия распора выступов 7, 8 кольцевых секторов 6. Возникающие при этом силы трения удерживают корму маршевой ступени 4 в посадочном гнезде 3 двигателя 2. Так как резьбовая втулка 12 размещена внутри кольцевого насадка 5, то зазор между торцами стартового двигателя 2 и кольцевого насадка 5 после затяжки резьбовой втулки 12 образуется также внутри кольцевого насадка 5, что исключает затекание в него воздуха на стартовом участке и потерю скорости. После прекращения разгона и выгорания топлива на маршевую ступень 1 и двигатель 2 действуют силы, направленные противоположно, причем существует разность аэробаллистических сил, величина которой в основном пропорциональна разности площадей миделя разделяемых ступеней. Начинается выход кормовой части маршевой ступени 4 из посадочного гнезда двигателя 3. Усилие распора секторов разрезного кольца

назначают таким образом, чтобы оно было гарантированно меньшим разности аэробаллистических сил, что необходимо для схода двигателя 2 с кормы маршевой ступени 4. Силы трения, воздействующие на корму 4 от радиальных усилий распора кольцевых секторов 6, также равномерно распределенные в угловом направлении и равные по величине обеспечивают соосность маршевой ступени 1 и двигателя 2 при выходе кормы 4 из посадочного гнезда 3, а закругленные ребра кольцевых секторов 16 исключают деформацию кормы маршевой ступени 4, проточек 9, 10 и кольцевых секторов 6 при сборке и заклинивание во время разделения. Определенная величина зазоров 13 между соседними кольцевыми секторами 6 при сходе с кормы 4 кольцевого насадка 5 обеспечивает их бесконтактное отделение, что также исключает возможность заклинивания и уменьшает возмущающие усилия, действующие на маршевую ступень 1.

Таким образом, предлагаемое к рассмотрению устройство позволяет уменьшить потери скорости на разгонном участке полета, а также уменьшить возмущения маршевой ступени в процессе разделения, что повышает надежность ее функционирования на сверхвысоких скоростях полета.

1. Бикалиберная ракета, содержащая отделяемый двигатель с посадочным гнездом, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком, расположенным перед торцом двигателя и соединенным с ним посредством кольцевых секторов с выступами, выполненными на их наружных поверхностях, размещенными в ответных проточках двигателя и кольцевого насадка, резьбовую втулку, отличающаяся тем, что в торцах кольцевого насадка и двигателя выполнены равноудаленные в окружном направлении пазы, параллельные оси ракеты, соединяющие торцевые поверхности с проточками, кольцевые сектора выполнены с одинаковыми размерами и на них выполнены отверстия, в которые установлены направляющие штифты, которые размещены в пазах кольцевого насадка и двигателя, кольцевые сектора установлены с зазором, а резьбовая втулка размещена внутри кольцевого насадка.

2. Бикалиберная ракета, выполненная по п. 1, отличающаяся тем, что зазоры между кольцевыми секторами выполнены размером, равным или более разности внешнего и внутреннего диаметров кольцевых секторов.

3. Бикалиберная ракета, выполненная по п. 1, отличающаяся тем, что грани кольцевых секторов выполнены закругленными.

4. Бикалиберная ракета, выполненная по п. 1, отличающаяся тем, что на поверхности кольцевых секторов, установленных на кормовую часть маршевой ступени, выполнены проточки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу наведения летательного аппарата на источник разового излучения. Способ заключается в том, что определяют курсовой угол при пеленговании на источник излучения, выстраивают прямую линию заданного пути через точку пеленгования в направлении на источник, выводят летательный аппарат на линию заданного пути, а в случае если курсовой угол больше заданного, осуществляют разворот летательного аппарата по окружности с минимально возможным радиусом в противоположную сторону от источника разового излучения и выводят летательный аппарат на линию заданного пути с нулевым курсом на источник излучения по кратчайшему маршруту.

Группа изобретений относится к артиллерийской технике, в частности к танковым управляемым реактивным снарядам раздельного заряжания со стыкуемыми в канале ствола частями снаряда.

Изобретение предназначено для использования в боевой космической технике для поражения летательных аппаратов. Технический результат - повышение поражающей способности.

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к движущимся со сверхзвуковыми скоростями летательным аппаратам с ракетными двигателями. Технический результат – повышение эффективности тепловой защиты корпуса ракеты и повышение рекуперации тепла от аэродинамического нагрева.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для сокращения районов падения отделяющихся частей ступеней ракет-носителей.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Носовой обтекатель летательного аппарата (2) в транспортно-пусковом контейнере (3) состоит из днища (11) и корпуса (12), образующих разъемное соединение с обеспечением герметизации стыка.

Группа изобретений относится к области оперативного контроля информационного взаимодействия беспилотного летательного аппарата - БПЛА, оснащенного системой ликвидации, с аппаратурой носителей или с аппаратурой проверочных комплексов.

Вращающаяся самонаводящаяся ракета относится к оборонной технике и может быть использована в ракетах с одноканальным управлением, запускаемых с плеча, а также с различных носителей, обеспечивающих, в том числе, залповую стрельбу по воздушным целям.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в переносных зенитных ракетных комплексах. Технический результат - повышение вероятности попадания ракеты в цель в условиях сложной помехофоноцелевой обстановки и организованного оптического противодействия, а также сокращение временных потерь при прицеливании и пуске ракеты.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к многоступенчатым ракетам, и может быть использовано в ракетостроении. Технический результат - повышение эффективности работы ракеты за счет возможности отделения отработавших топливных баков без отделения ракетных двигателей и изоляции остаточного количества топливной массы.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет. Технический результат - уменьшение возмущений, действующих на маршевую ступень при разделении, а также увеличение скорости разгона на старте и повышение работоспособности на сверхвысоких скоростях полета. Бикалиберная ракета содержит отделяемый двигатель с посадочным гнездом. В нем установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком. Он расположен перед торцом двигателя и соединен с ним посредством кольцевых секторов с выступами, выполненными на их наружных поверхностях, размещенными в ответных проточках двигателя и кольцевого насадка. Имеется также резьбовая втулка. В торцах кольцевого насадка и двигателя выполнены равноудаленные в окружном направлении пазы. Они выполнены параллельными оси ракеты. Они соединяют торцевые поверхности с проточками. Кольцевые сектора выполнены с одинаковыми размерами и на них выполнены отверстия. В них установлены направляющие штифты, которые размещены в пазах кольцевого насадка и двигателя. Кольцевые сектора установлены с зазором, а резьбовая втулка размещена внутри кольцевого насадка. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх