Бикалиберная управляемая ракета

 

Изобретение относится к ракетной технике может быть использовано в конструкции малогабаритных ракетных выстрелов. Бикалиберная управляемая ракета содержит отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда. Она снабжена кольцевым насадком, установленным на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя и соединенным с ним посредством разрезного кольца с наружными выступами, установленного на кормовой части маршевой ступени в стыке торцов стартового двигателя и кольцевого насадка. Наружные выступы разрезного кольца размещены в ответных проточках стартового двигателя и кольцевого насадка. На задней части кольцевого насадка установлено распорное устройство, взаимодействующее с торцем стартового двигателя. Изобретение позволяет уменьшить возмущение маршевой ступени управляемой ракеты при разделении и как следствие повысить ее надежность. 1 з.п.ф-лы, 6 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции малогабаритных ракетных выстрелов.

В конструкциях многих ракет (преимущественно зенитных) для сообщения им высокой скорости полета на начальном участке траектории применяют стартовый двигатель, обычно отделяющийся от ракеты после выгорания стартового топлива, имеющий тандемное заднее расположение и, в ряде случаев, больший калибр (бикалиберная схема) как, например, в ракете Wolverine фирмы BAC, Великобритания [1].

При этом 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, уменьшает вес ракеты в контейнер, повышает жесткость ракеты в полете.

Одним из известных решений по сокращению длины 2-х ступенчатой ракеты в транспортном положении является выполнение ее телескопической, т.е. с соосным размещением маршевой ступени внутри стартовой с выдвижением маршевой ступени при пуске ракеты и дальнейшим полетом 2-х ступенчатой ракеты с тандемным задним расположением стартового двигателя до момента разделения. Такая компоновка определяет аэродинамическую схему маршевой ступени (как правило - "утка").

Известна конструкция 2-х ступенчатой ракеты по патенту США N 3491692 от 27.01.70 г. , кл. 102-49.4, в которой маршевая ступень до пуска размещается внутри стартового двигателя, при этом в передней части стартового двигателя закреплен блок крыльев маршевой ступени. При пуске маршевая ступень телескопически выдвигается на всю длину камеры сгорания, фиксируясь в выдвинутом положении относительно стартовой ступени и фиксируя на себе блок крыльев. По окончании стартового участка полета происходит отделение стартового двигателя.

Недостатками описанной конструкции являются: - сложность конструкции, связанная с необходимостью решения целого ряда вопросов - фиксации ступеней в сложенном положении, выдвижения маршевой ступени, фиксации ее в выдвинутом положении и т.д., каждый из которых представляет собой сложную конструкторскую задачу, что, в конечном счете, снижает надежность конструкции в целом; - невозможность обеспечения достаточно жесткого соединения выдвинутой маршевой ступени со стартовым двигателем из-за необходимости выполнения зазоров по посадочным поверхностям для обеспечения относительного перемещения маршевой ступени; - большая длина ракеты на стартовом участке и ее малая жесткость, что отрицательно сказывается на управляемости ракетой.

Указанных недостатков в значительной мере лишена конструкция 2-х ступенчатой ракеты по патенту США N 5005781 от 9.04.91 г., кл. 244-3.26, являющаяся наиболее близким аналогом (прототипом) настоящего предлагаемого изобретения, 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 управляемой ракеты при разделении. Это связано с наличием управляющего сигнала на стартовом участке, вызывающего отклонение органов управления (рулей) и, соответственно, появление управляющего момента, передаваемого на кормовую часть маршевой ступени, взаимодействующую с посадочным диаметром гнезда в стартовом двигателе, при этом радиальное усилие взаимодействия парируется стартовым двигателем, выполняемым, как правило, стабилизированным за счет своего хвостового оперения, во все время стартового совместного полета ступеней, а при разделении - все время относительного перемещения заднего торца кормовой части маршевой ступени по посадочному диаметру гнезда стартового двигателя. Таким образом, все указанное время управляющее отклонение рулей обеспечивает управление (т.е. поворот вокруг общего центра масс на угол атаки) ракетой, имеющей большую массу и запас устойчивости, что требует большого отклонения рулей.

В момент же расцепления заднего торца маршевой ступени с посадочным диаметром стартового двигателя это отклонение рулей не может быть мгновенно уменьшено, поскольку процесс разделения длится миллисекунды, поэтому в момент расцепления маршевая ступень, имеющая меньшую массу и запас устойчивости, чем ракета в целом до разделения, под действием большого отклонения рулей 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 управляющей силы и может вызвать увеличение угла атаки маршевой ступени за пределы допустимого, следствием чего может быть выход маршевой ступени из луча управления, и, соответственно, потеря ракеты.

При этом необходимо учитывать, что вследствие наличия радиальных зазоров по посадочным поверхностям кормовой части маршевой ступени и гнезда стартового двигателя, маршевая ступень под действием управляющего момента имеет возможность относительно углового поворота в пределах радиального зазора и длины захода в гнездо стартового двигателя, возрастающего по мере перемещения заднего торца маршевой ступени к торцу стартового двигателя из-за уменьшения длины захода, вследствие чего перед моментом расцепления маршевая ступень уже имеет значительный начальный угловой поворот относительно оси стартового двигателя.

Целью настоящего предполагаемого изобретения является уменьшение возмущений маршевой ступени управляемой ракеты при разделении, и, как следствие, повышение надежности.

Для достижения указанной цели известная бикалиберная ракета, содержащая отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда, снабжена кольцевым насадком, установленным на кормовой части маршевой ступени перед торцем стартового двигателя и соединенным с ним посредством разрезного кольца, установленного на кормовой части маршевой ступени в стыке торцев кольцевого насадка и стартового двигателя и снабженного наружными выступами, размещенными в ответных проточках стартового двигателя и кольцевого насадка, а также распорным устройством, взаимодействующим с торцами кольцевого насадка и стартового двигателя. Причем кольцевой насадок выполнен с конической наружной поверхностью.

Такое конструктивное решение обеспечивает уменьшение возмущений, действующих на маршевую ступень в момент разделения путем уменьшения ее начального углового поворота относительно оси стартового двигателя за счет увеличения длины захода в гнездо стартового двигателя до момента расцепления, а также за счет стабилизирующего действия отделившегося кольцевого насадка на кормовую часть маршевой ступени.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежом, на котором показаны: - на фиг. 1 - внешний вид ракеты в исходном положении; - на фиг. 2 - схема расцепления ступеней, не снабженной кольцевым насадком; - на фиг. 3 - схема расцепления ступеней ракеты с кольцевым насадком; - на фиг. 4 - конструкция узла крепления кольцевого насадка в исходном положении; - на фиг. 5 - положение элементов узла в момент расцепления; - на фиг. 6 - взаимное положение частей ракеты после разделения.

Предлагаемая бикалиберная ракета содержит маршевую ступень 1 (фиг. 1), стартовый двигатель 2, жестко соединенные посредством узла фиксации-расфиксации 3 (фиг. 4). При этом кормовая часть 4 маршевой ступени 1 размещена в посадочном гнезде 5 в передней части стартового двигателя.

На кормовой части маршевой ступени перед торцем двигателя установлен кольцевой насадок 6 с наружной конической поверхностью 7, имеющий длину не менее 1,3 калибра маршевой ступени. Насадок 6 соединен со стартовым двигателем 2 с помощью разрезного кольца 8, установленного на кормовой части маршевой ступени в стыке торцев 9 и 10 соответственно насадка и двигателя, снабженного наружными выступами 11 и 12, размещенными в ответных проточках 13 и 14 соответственно насадка и двигателя и взаимодействующими с их ответными коническими поверхностями 15 и 16. Разрезное кольцо 8 выполнено состоящим из нескольких кольцевых элементов.

На наружной поверхности кольцевого насадка 6 установлено распорное устройство в виде резьбовой втулки 17, навинченной на наружную поверхность кольцевого насадка 6 и своим торцем 18 взаимодействующей с торцем 10 стартового двигателя.

Усилие затяжки втулки 17 выбрано таким, чтобы сила трения, создаваемая при этом радиальным усилием разрезного кольца 8, не превышала усилия разведения ступеней при разделении.

В передней части маршевой ступени 1 установлены органы управления - рули 20 для схемы "утка", расположенные впереди центра масс маршевой ступени.

Работа устройства осуществляется следующим образом:
на стартовом участке полета бикалиберная ракета летит с жестко соединенными между собой ступенями 1 и 2, при этом управляющий сигнал системы управления преобразуется в угловые отклонения рулей 20, вызывающие появление управляющего момента M1, и поворот оси всей ракеты как единого целого относительно общего центра масс ЦМО на угол атаки к набегающему потоку. По окончании работы стартового двигателя срабатывает узел расфиксации 3 и маршевая ступень начинает относительное движение своей кормовой части 4 относительно посадочного гнезда 5, активное либо пассивное (под действием разности тормозных усилий от набегающего потока). При этом под действием управляющего момента M1 маршевая ступень поворачивается в посадочном гнезде 5 в пределах радиального зазора и длины захода кормовой части 4 в гнездо 5 на угол, возрастающий по мере перемещения заднего торца маршевой ступени к торцу стартового двигателя. При этом для ракеты, не снабженной кольцевым насадком (фиг. 2) в момент расцепления (т.е. отрыва крайней точки контакта кормы маршевой ступени от поверхности гнезда 5), этот угол 21 определяется только разностью диаметров ступеней в пределах допусков изготовления и для реальных допусков, особенно при малых калибрах маршевой ступени, достигает значения в несколько градусов. Введение в конструкцию кольцевого насадка 6 (фиг. 3), жестко соединенного с двигателем до момента расцепления и отделяемого от него в момент расцепления, обеспечивает получение к моменту расцепления относительного угла поворота 22 маршевой ступени, значительно меньшего угла 21, т.к. он определяется, помимо величины радиального зазора, еще и длиной насадка.

Предлагаемая конструкция обеспечивает отделение насадка 6 в момент прохождения задним торцем маршевой ступени разрезного кольца 8 (фиг. 5), после чего кольцо 8, выполненное состоящим из кольцевых секторов, рассыпается и освобождает торец двигателя.

Как только взаимодействие заданного торца кормовой части 4 маршевой ступени с гнездом 5 двигателя прекращается, под действием управляющего момента M1 маршевая ступень начинает резкий разворот относительно своего центра масс ЦМ1, поскольку при той же величине управляющего момента величины массы, экваториального момента инерции I_zz и запаса устойчивости разворачиваемой ступени значительно меньше первоначальных. Этот разворот частично демпфируется кольцевым насадком 6, наружная коническая поверхность которого играет роль стабилизатора на всем пути ее последующего автономного схода под действием набегающего потока с кормовой части маршевой ступени.

Одновременно происходит угловой разворот стартового двигателя относительно центра масс и относительное его перемещение в осевом направлении.

Таким образом, в предлагаемом техническом решении обеспечивается уменьшение возмущений (величины заброса) маршевой ступени в момент разделения путем уменьшения ее начального углового разворота относительно оси стартового двигателя, а также за счет стабилизирующего действия отделившегося кольцевого насадка на кормовую часть маршевой ступени при его автономном сходе.

Источники информации
1. Бюллетень ОНТИ N 84, июнь 1989 г.

2. Патент США N 3491692 от 27.01.70 г., кл. 102-49.4.

3. Патент США N 5005781 от 9.04.91 г., кл. 244-3.26.

Формула изобретения

1. Бикалиберная управляемая ракета, содержащая отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда, отличающаяся тем, что она снабжена кольцевым насадком, установленным на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя и соединенным с ним посредством разрезного кольца, установленного на кормовой части маршевой ступени в стыке торцов стартового двигателя и кольцевого насадка и снабженного наружными выступами, размещенными в ответных проточках стартового двигателя и кольцевого насадка, и распорным устройством, взаимодействующим с торцами кольцевого насадка и стартового двигателя.

2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что кольцевой насадок выполнен с наружной конической поверхностью, распорное устройство выполнено в виде резьбовой втулки, установленной на наружной поверхности кольцевого насадка, а разрезное кольцо выполнено состоящим из кольцевых секторов.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6