Ракета

 

Изобретение относится к ракетной технике. Ракета содержит маршевую ступень, отделяемый стартовый двигатель и переходное устройство, объединяющее их. Кормовая часть маршевой ступени выполнена в виде двойного коаксиального корпуса, замкнутого с одной стороны. На внутреннем корпусе, со стороны донной части, подвижно установлены направляющий патрубок и переходный шпангоут, поджатый к торцу внутреннего корпуса разрезной гайкой, а к торцу двигателя - накидной гайкой. Направляющий патрубок и накидная гайка объединены П-образными зацепами и расперты распорной гайкой, a разрезная гайка установлена с охватом телескопического поршня и объединена с ним радиальной кольцевой шпонкой. Передняя крышка двигателя выполнена в виде стакана, полость которого объединена с камерой сгорания двигателя отверстием и изолирована задним дном телескопического поршня, переднее дно которого изолирует полость внутреннего корпуса с пиросоставом. Оба дна поршня телескопически объединены внешними обечайками и центральным штуцером с образованием кольцевой камеры, соединенной с камерой сгорания двигателя дроссельным отверстием, и зафиксированы от взаимного перемещения стопором. При этом центральный штуцер снабжен лучевым воспламенителем, изолированным от кольцевой камеры обтюратором с одной стороны и открытым в форкамеру воспламенителя пиросостава - с другой. Изобретение обеспечивает надежное разделение ступеней ракеты при незначительной разнице их поперечных сечений и только после окончания работы стартового двигателя, что исключает его воздействие на маршевую ступень ракеты. 1 з.п.ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в 2-ступенчатых малогабаритных ракетах с отделяемым стартовым двигателем (СД).

Известна конструкция реактивного снаряда с отделяемым двигателем [1], состоящего из устройства для стыковки разнокалиберных ступеней снаряда, содержащего переходной конический обтекатель с центральной трубой, охватывающей маршевую ступень снаряда и позволяющей двигателю скользить параллельно оси в направлении, противоположном маршевой ступени, и механизма разделения в виде щелевого канального устройства на конусной части обтекателя, сообщающегося с одной стороны с полостью маршевой ступени (МС), а с другой - с аэродинамическим потоком движущегося снаряда.

Данная конструкция разделительного устройства применима в неуправляемых реактивных системах залпового огня и неприемлема для управляемых ракет, работающих по точечным целям, так как при разделении маршевая ступень получает значительные возмущения, которые приведут к значительным отклонениям ее от цели.

Известна конструкция реактивного снаряда [2], выбранного нами за прототип, содержащего маршевую ступень с пристыкованным двигателем, устройство стыковки в виде конического обтекателя с центральной трубой и механизм разделения. Обтекатель выполнен тонкостенным, внутренний диаметр центральной трубы равен наружному диаметру маршевой ступени. Обтекатель соединен с двигателем переходным резьбовым кольцом и установлен на маршевой ступени до упора в буртик кольцевых сегментов кольцевой проточки, выполненной в маршевой ступени, и поджат разрезной гайкой. Между трубой обтекателя и разрезной гайкой установлен механизм разделения в виде кольцевого шпангоута-диафрагмы с радиальными ребрами, с наружной стороны которого установлено пружинное разрезное кольцо с трапециевидной проточкой на внешней стороне, взаимодействующей с ответными концевыми поверхностями обтекателя, и переходного резьбового кольца двигателя, а внутри него - резьбовая распорная втулка со скосом по торцу. В ребрах диафрагмы размещены цилиндрические со скосом пальцы, установленные с упором одним концом во внутреннюю поверхность разрезного пружинного кольца, а другим взаимодействующие со скосом резьбовой распорной втулки, установленной на ответной пружинной разрезной гайке с буртом, свободно насаженной на кормовую часть маршевой ступени с упором своим торцом в передний торец трубы обтекателя, а буртом гайки - в шпантоут-диафрагму. Внутри обтекателя установлен поршневой исполнительный механизм с электровоспламенителем замедленного действия. Разрезная гайка, установленная на корме маршевой ступени, выполнена с наружной кольцевой проточкой и охвачена хомутом с Г-образными приливами по месту разъема. Тяга, связанная с поршнем исполнительного механизма, выполнена в виде замка, охватывающего приливы хомута, и закреплена срезным штифтом, а обтекатель с внутренней стороны соединен с радиальными ребрами механизма разделения пружинными натяжителями в защитных оболочках.

Недостатками такого устройства являются, во-первых, сложность конструкции, во-вторых, устройство разделения не сблокировано по времени работы с отделяемым СД и требует дополнительно применения следящих устройств, определяющих момент окончания работы СД. Такое согласование крайне важно, так как: 1) при отделении СД до окончания его работы он будет продолжать воздействовать на МС при разрушенных связях. Такие неорганизованные воздействия могут привести к забросам МС на нерасчетные углы атаки, в связи с этим появлению нерасчетных нагрузок на несущих поверхностях и, следовательно, разрушению конструкции ракеты; 2) при задержке отделения СД после окончания его работы будет происходить аэродинамическое торможение МС надкалиберным СД, поперечное сечение которого больше поперечного сечения подкалиберной МС, и потеря набранной скорости. Время срабатывания механизма разделения, назначаемое по версии, изложенной в описании [2]: "...Одновременно с запуском ракетного двигателя воспламеняется электровоспламенитель замедленного действия исполнительного механизма и через определенное время выдает импульс на поршень, толкая его по направлению полета ракеты. Тяга, связанная с поршнем посредством толкателя, срезая штифт, освобождает хомут, при этом разрезная гайка расщелкивается, освобождая маршевую ступень ракеты...", наделяет устройство существенным недостатком: в случае не запуска двигателя все равно воспламеняется электровоспламенитель замедленного действия и через определенное время он выдаст импульс на исполнительный механизм, освобождая маршевую ступень ракеты, в результате создается аварийная ситуация на пусковой.

Кроме того, устройство предполагает самопроизвольное отделение СД за счет аэродинамических сил торможения, которые на СД должны быть значительно больше, чем на МС, что, в первую очередь, обеспечивается значительно большим диаметром поперечного сечения СД. Из тактических соображений при построении ракеты выполнить это требование не всегда представляется возможным, в таком случае необходимо применить принудительное разведение ступеней, которого устройство [2] не обеспечивает.

Задачей предложенного технического решения является: 1) обеспечить надежное разделение ступеней при незначительной разнице их поперечных сечений, то есть когда выступающая надкалиберная часть отделяемого СД не обеспечивает эффективного торможения ее относительно МС и надежного отделения только за счет аэродинамических сил, 2) сблокировать работу устройства разделения ступеней с работой СД таким образом, чтобы обеспечить разделение ступеней только после окончания работы СД и в оптимальный момент времени действия импульса последействия тяги двигателя, исключающий воздействие ("догон") отделяемого СД на МС.

Для решения поставленной задачи в известной ракете, содержащей маршевую ступень, отделяемый стартовый двигатель и переходное устройство объединяющее их, кормовая часть маршевой ступени выполнена в виде двойного коаксиального корпуса, замкнутого с одной стороны. При этом на внутреннем корпусе, со стороны донной части, подвижно установлены направляющий патрубок и переходный шпангоут, поджатый к торцу внутреннего корпуса разрезной гайкой, а к торцу двигателя - накидной гайкой. Причем направляющий патрубок и накидная гайка объединены П-образными зацепами и расперты распорной гайкой, а разрезная гайка установлена с охватом телескопического поршня и объединена с ним радиальной кольцевой шпонкой. При этом передняя крышка двигателя выполнена в виде стакана, полость которого объединена с камерой сгорания двигателя отверстием и изолирована задним дном телескопического поршня, переднее дно которого изолирует полость внутреннего корпуса с пиросоставом, оба дна поршня телескопически объединены внешними обечайками и центральным штуцером с образованием кольцевой камеры, соединенной с камерой сгорания двигателя дроссельным отверстием и зафиксированы от взаимного перемещения стопором. При этом центральный штуцер снабжен лучевым воспламенителем, изолированным от кольцевой камеры обтюратором с одной стороны и отрытым в форкамеру воспламенителя пиросостава - с другой.

Кроме того, устройство может иметь вариант конструкции, когда кольцевая камера телескопического поршня и камера сгорания двигателя разделены дроссельным устройством, дроссельное отверстие которого перекрыто шариковым клапаном, поджатым пружиной, в направлении от кольцевой камеры к камере сгорания двигателя.

Сущность изобретения заключается в том, что в предложенной конструкции 2-ступенчатой ракеты, содержащей МС, отделяемый СД и устройство, объединяющее их, работа привода разделения ступеней сблокирована с работой двигателя по давлению в камере сгорания двигателя и может произойти только после окончания его работы при спаде давления в камере до уровня, близкого или равного атмосферному, и выполняется принудительно с разгоном СД, относительно МС, по направляющей, до скорости, необходимой для вывода его за пределы аэродинамической "тени" МС, что достигается подбором параметров регулирования: диаметра дроссельного отверстия, объема кольцевой камеры и площади телескопического поршня, прочности разрушаемого элемента. Исходными параметрами для расчета являются время работы СД, давление в КС по времени работы, максимальная скорость, до которой разгоняется ракета. Однако номинальные исходные данные имеют разброс от условий эксплуатации, главным образом, от температуры окружающего воздуха (от -50^o до +50^oС), влияние этого разброса нейтрализуется назначением минимальной скорости отвода СД, импульс силы от которой (произведение скорости на массу СД) должен быть не меньше максимальной остаточной величины импульса последействия тяги двигателя на момент разделения, в отличие от известных аналогичных решений. При этом направляющая распадается на части, обеспечивая разведение без возмущения движения МС.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг.1 изображена ракета, содержащая маршевую ступень 1, отделяемый стартовый двигатель 2 и переходное устройство 3. На фиг.2 показан вид А на фиг.1, где подробно изображено переходное устройство, объединяющее СД с маршевой ступенью. На фиг.3 показан вид Б на фиг.2. На фиг.4 показано состояние телескопического поршня после окончания работы СД. На фиг.5 показано состояние ракеты и фрагментов переходного устройства после разделения ступеней.

На фиг. 2 показано переходное устройство, где кормовая часть маршевой ступени выполнена в виде двойного коаксиального корпуса 9, замкнутого с одной стороны. При этом на внутреннем корпусе 4, со стороны донной части, подвижно установлены направляющий патрубок 5 и переходный шпангоут 6, поджатый к торцу СД накидной гайкой 7, а к торцу внутреннего корпуса - разрезной гайкой 8. Причем направляющий патрубок 5 и накидная гайка 7 объединены П-образными зацепами 10 и расперты распорной гайкой 24, а разрезная гайка 8 установлена с охватом телескопического поршня 27 и объединена с ним кольцевой радиальной шпонкой 11. При этом передняя крышка 12 СД выполнена в виде стакана, полость Д которого объединена с камерой сгорания КС СД отверстиями Г и изолирована задним дном 22 телескопического поршня, переднее дно 23 которого изолирует полость Е внутреннего корпуса с пиросоставом 13, оба дна поршня телескопически объединены внешними обечайками 25, 26 и центральным штуцером 14 с образованием кольцевой камеры Ж, соединенной с камерой сгорания СД дроссельным отверстием М и зафиксированы от взаимного перемещения стопором 18, при этом центральный штуцер 14 снабжен лучевым воспламенителем (ВЛ) 15, изолированным от кольцевой камеры обтюратором 16 с одной стороны и открытым в форкамеру с воспламенителем 17 пиросостава 13 - с другой.

На фиг.3 показан вид Б на фиг.2, как вариант исполнения устройства, где кольцевая камера Ж и камера сгорания СД разделены дроссельным устройством 19, дроссельное отверстие М которого перекрыто шариковым клапаном 20, поджатым пружиной 21 в направлении от кольцевой камеры к камере сгорания двигателя.

Предложенное устройство работает следующим образом.

При запуске СД (ракета начинает свое движение) продукты сгорания через отверстия Г поступают в полость Д, из которой через дроссельное отверстие М наполняют кольцевую камеру Ж и к концу работы СД давление в камере Ж достигает расчетной величины, очевидно, не большей давления в камере СД (полости Д) и заднее дно 22 в течение всего времени работы СД прижато к переднему дну 23 и удерживается от перемещений радиальной шпонкой 11. После окончания работы СД давление в камере сгорания начинает интенсивно падать, а истечение газов из кольцевой камеры Ж затруднено дроссельным отверстием М, таким образом, появляется перепад давления на заднем дне 22, направленный от переднего дна. В расчетный момент перепад достигает величины, необходимой и достаточной для разрушения стопора 18 и перемещения дна 22 телескопического поршня до упора в торец Н СД (см. фиг.4) При этом обтюратор 16 откроет доступ газам к ВЛ 15, которые активируют его (то есть, воспламенят его активный пиросостав), в результате ВЛ выдаст импульс (массу высокотемпературных продуктов сгорания) на воспламенитель 17 пиросостава 13, продукты сгорания которого, воздействуя на дно 23 и разрушив шпонку 11, переместят его, а при совмещении впадины Л с выступом разрезной гайки 8 (см. фиг.5) последняя под действием сил упругой деформации сомкнется, выйдя из резьбового зацепления с внутренним корпусом 4. При дальнейшем движении дна 23 телескопический поршень снова сомкнется по торцам Р и воздействием на торец Н начнет равноускоренно отводить СД от МС до тех пор, пока корпус 4 пройдет зацепы 10, которые, смыкаясь к оси изделия, не смогут препятствовать поперечному независимому друг от друга движению МС и СД.

Таким образом, предложенное техническое решение по ракете, содержащей МС, отделяемый СД и устройство, объединяющее их, во-первых, обеспечивает принудительное разделение ступеней при незначительной разнице калибров или выполненных в одном калибре. Во-вторых, привод разделения ступеней сблокирован с работой СД и выполняет разделение ступеней только после окончания работы СД и в оптимальный момент времени действия импульса последействия тяги двигателя, рассчитанный из условий баланса аэродинамических и газодинамических сил, действующих на устройство.

Источники информации 1. Заявка Франции 2629583, кл. F 42 В 15/00, 06.10.89.

2. Патент РФ 2105949, кл. F 42 В 15/00, 07.06.95.

Формула изобретения

1. Ракета, содержащая маршевую ступень, отделяемый стартовый двигатель и переходное устройство, объединяющее их, отличающаяся тем, что переходное устройство выполнено в виде направляющего патрубка с накидной гайкой и снабжено поршнем, установленным с обтюрацией передним дном в кормовом отсеке маршевой ступени, а задним - в полости, образованной передним днищем стартового двигателя, которая сообщена с его камерой сгорания, оба дна поршня телескопически объединены внешними обечайками и центральным штуцером с образованием кольцевой камеры, соединенной с камерой сгорания дроссельным отверстием, и зафиксированы от взаимного перемещения стопором, при этом центральный штуцер снабжен лучевым воспламенителем, изолированным от кольцевой камеры обтюратором с одной стороны и открытым в форкамеру с пиросоставом - с другой, направляющий патрубок и накидная гайка объединены П-образными зацепами, расперты распорной гайкой и размещены с возможностью продольного перемещения на внутреннем корпусе кормового отсека, при этом накидная гайка закреплена на стартовом двигателе, а направляющий патрубок размещен в кольцевом зазоре, образованном внутренним корпусом и наружным обтекателем кормового отсека, жестко скрепленными между собой, на заднем торце внутреннего корпуса подвижно установлен переходный шпангоут, защемленный внешней частью между накидной гайкой и передним торцом стартового двигателя, а внутренней - между задним торцом внутреннего корпуса и разрезной гайкой, жестко с ним скрепленной и установленной с охватом поршня, на внешней поверхности которого перед разрезной гайкой выполнена кольцевая канавка с глубиной, не меньшей высоты профиля резьбы разрезной гайки, и шириной, не меньшей величины взаимного продольного перекрытия разрезной гайки с поршнем по месту охвата, причем поршень в днище стартового двигателя установлен с продольным зазором, не меньшим ширины кольцевой канавки.

2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что кольцевая камера и камера сгорания двигателя разделены дросселем, дроссельное отверстие которого перекрыто шариковым клапаном, поджатым пружиной, в направлении от кольцевой камеры к камере сгорания двигателя.

РИСУНКИ

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