Твердотопливная разгонная двигательная установка

 

Твердотопливная разгонная двигательная установка летательного аппарата воздушного базирования снабжена хвостовым обтюрирующим отсеком с газовыми рулями, жестко связанными с качалками. Задняя кромка хвостового обтюрирующего отсека расположена за срезом сопла разгонной двигательной установки, и на ней установлен сбрасываемый аэродинамический отсек, имеющий гнезда под крепление воздушных рулей. На качалках газовых рулей выполнены пазы, обеспечивающие зацепление с воздушными рулями. Сбрасываемый аэродинамический отсек снабжен герметичным днищем. На осях газовых рулей и на задней кромке хвостового обтюрирующего отсека установлены узлы герметизации. Фиксация сбрасываемого аэродинамического отсека на хвостовом обтюрирующем отсеке в осевом направлении осуществляется посредством элементов, рассчитанных на разрушение при заданной нагрузке, а в поперечном направлении - посредством штифтов, расположенных в непосредственной близости от элементов, рассчитанных на разрушение при заданной нагрузке. Изобретение позволяет расширить функциональные возможности разгонной двигательной установки, при упрощении конструкции и повышении надежности летательного аппарата. 2 з.п.ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании разгонной двигательной установки (РДУ), обеспечивающей управляемый разгон летательного аппарата (ЛА) воздушного базирования, маршевым двигателем которого является прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), до скорости, обеспечивающей надежный запуск ПВРД.

Известно, что запуск ПВРД возможен только при сообщении начальной скорости снабженному ПВРД летательному аппарату. Поэтому такие ЛА снабжаются сбрасываемыми разгонными двигательными установками (РДУ). Например, в ракете "025" разработки 1953 года в качестве РДУ используется РДТТ [Карпенко А.В. Отечественные тактические ракетные комплексы. Приложение к военно-техническому сборнику "Невский бастион", выпуск 7. - СПб, 1999. С. 9-10]. Интегральная компоновка летательного аппарата (когда твердотопливная РДУ размещена внутри свободных объемов ПВРД) использована в ракетах "034", "036", "036А" разработки конца 50-х годов [там же. С. 10-12]. В конце работы РДУ происходит снятие жесткой связи между РДУ и ЛА. Под действием скоростного напора воздуха (т.е. под действием повышенного (по сравнению с атмосферным) давления в свободных объемах ПВРД) происходит выброс РДУ из сопла ПВРД.

Авиационное базирование ЛА подобного типа обуславливает следующую специфику циклограммы их работы.

После отделения от самолета-носителя начинается участок свободного планирования ЛА. Управление ЛА при этом производится посредством аэродинамических воздушных рулей, эффективность которых возрастает при их максимальном смещении назад. Ввиду того что по конструктивным соображениям размещение воздушных рулей на заднем торце ЛА не всегда выполнимо, воздушные рули в некоторых случаях целесообразно размещать не на ЛА, а на РДУ, задний торец которой выступает за задний торец ЛА.

После завершения участка свободного планирования производится запуск РДУ. Дальнейшее управление ЛА более эффективно производится посредством органов управления РДУ, в качестве которых могут использоваться газовые рули. При этом воздушные рули, ранее закрепленные на РДУ, целесообразно сбрасывать, т. к. они оказывают возмущающее воздействие как при работе РДУ, так и, особенно, при ее выбросе из канала ПВРД. Сброс воздушных рулей с целью упрощения системы управления и повышения надежности рационально производить по команде, подаваемой на запуск РДУ.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является разгонная двигательная установка крылатой ракеты [патент РФ 2117907], состоящей из маршевой ступени со сверхзвуковым ПВРД, в камере сгорания которого размещена с возможностью выброса через сопло разгонная двигательная установка, имеющая ступенчатый корпус. Воздухозаборник маршевой ступени выполнен лобовым с центральным телом. Воздушный канал расположен симметрично вдоль продольной оси ракеты, а передняя часть разгонной двигательной установки размещена в воздушном канале и скреплена с центральным телом.

Недостатком данной РДУ является отсутствие органов управления, обеспечивающих управляющие усилия на участке свободного планирования ЛА, а также отсутствие системы, обеспечивающей автоматическую смену аэродинамических органов управления на газодинамические при смене стадий полета ЛА.

Технической задачей настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей РДУ при упрощении конструкции летательного аппарата и повышении надежности, а также снижение массы летательного аппарата.

Сущность изобретения заключается в том, что в известной твердотопливной разгонной двигательной установке (РДУ) летательного аппарата воздушного базирования, снабженной хвостовым обтюрирующим отсеком (ХОО) с газовыми рулями, жестко связанными с качалками, задняя кромка ХОО расположена за срезом сопла РДУ, и на ней установлен сбрасываемый аэродинамический отсек (САО), имеющий гнезда под крепление воздушных рулей. На качалках газовых рулей выполнены пазы, обеспечивающие зацепление с воздушными рулями. САО снабжен герметичным днищем. На осях газовых рулей и на задней кромке ХОО установлены узлы герметизации. Фиксация САО на ХОО в осевом направлении осуществляется посредством элементов, имеющих тарированно ослабленное сечение, а в поперечном направлении - посредством штифтов, расположенных в непосредственной близости от элементов, имеющих тарированно ослабленное сечение. Элементы, имеющие тарированно ослабленное сечение, и штифты крепятся на ХОО в приливах, предназначенных для установки газовых рулей, фиксируя САО посредством выполненных на нем проушин, расположенных напротив приливов ХОО. Герметичное днище выполнено вогнутым внутрь САО и установлено на его заднем торце.

Технический результат достигается тем, что САО, расширяющий функциональные возможности РДУ, совмещен с сопловой заглушкой РДТТ РДУ. Это возможно благодаря тому, что осевое усилие от аэродинамических нагрузок на воздушные рули (и в целом на САО) в десятки раз меньше усилия, соответствующего потребному внутрикамерному давлению вылета заглушки, установленной за срезом сопла и соответственно имеющей большую площадь. При совмещении САО с сопловой заглушкой исключается необходимость как в дополнительной команде на сброс САО, так и в устройствах, обеспечивающих этот сброс. Возможность герметичной установки САО на ХОО достигается за счет того, что решение ряда газодинамических и тепловых вопросов обеспечивает возможность выноса задней кромки ХОО за срез сопла. Пазы, выполненные в качалках газовых рулей, при повороте качалок обеспечивают как надежное управление воздушными рулями, снабженными цапфами, входящими в зацепление в эти пазы, так и беспрепятственное разделение кинематической связи при сбросе САО. Надежная фиксация САО на ХОО посредством элементов, имеющих тарированно ослабленное сечение, возможна благодаря тому, что эти элементы нагружены только в осевом направлении, а работоспособность элементов в этом направлении не вызывает сомнений - легко рассчитывается и проста в отработке. А роль штифтов заключается не только в передаче поперечных усилий на ХОО в целом, но и в исключении (благодаря близости расположения к ним штифтов) относительных смещений при работе маложесткой конструкции в районах расположения элементов, имеющих тарированно ослабленное сечение. Места естественной жесткости тонкостенного ХОО - приливы, предназначенные для установки газовых рулей, обеспечивают наиболее эффективное крепление САО. При этом приливы, закрытые аэродинамическими обтекателями, являются единственным местом, выступающим за мидель летательного аппарата, и, тем самым, безболезненно обеспечивающим возможность расширения крепежных площадок, а также возможность выполнения на САО специальных проушин. Аэродинамические нагрузки от воздушных рулей направлены на отгиб задней кромки ХОО относительно точек фиксации САО на жестких приливах ХОО. Препятствие этому отгибу обеспечивает поперечное ребро, установленное на заднем торце ХОО. Функции такого ребра выполняет герметичное днище.

Данное техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом: на фиг. 1 показан общий вид хвостовой части твердотопливной разгонной двигательной установки (РДУ); на фиг. 2 показан продольный разрез хвостовой части РДУ по плоскости, проходящей через газовые рули; на фиг. 3 показан продольный разрез хвостовой части РДУ по плоскости, проходящей между рулями; на фиг. 4 показан общий вид хвостовой части РДУ с установленными на нее воздушными рулями; на фиг. 5 показан продольный разрез хвостовой части летательного аппарата, в который установлена РДУ; фиг. 6 иллюстрирует момент запуска РДУ, сопровождаемый сбросом аэродинамического отсека с воздушными рулями.

Твердотопливная разгонная двигательная установка (РДУ) размещена внутри маршевого ПВРД летательного аппарата. РДУ снабжена хвостовым обтюрирующим отсеком 1 (см. фиг.2, 3), имеющим диаметр, равный диаметру среза сопла ПВРД. Хвостовой герметизирующий отсек 1 размещен вокруг сопла 2 РДУ и снабжен газовыми рулями 3 с качалками 4. Газовые рули 3 на ХОО 1 установлены в приливы 5. Задняя кромка 6 ХОО 1 расположена за срезом сопла 2 РДУ. На задней кромке 6 ХОО 1 установлен сбрасываемый аэродинамический отсек 7, состоящий из корпуса 8, установленного на его заднем торце герметичного днища 9, проушин 10. В осевые отверстия проушин 10 САО 7 пропущены элементы 11, рассчитанные на разрушение при заданной нагрузке. Элементы 11 могут быть выполнены в виде болтов с кольцевой проточкой, формирующей ослабленную шейку, диаметр которой рассчитан на разрушение (разрыв) под действием внутрикамерного давления РДУ. Эти элементы 11 закреплены в приливы 5 ХОО 1. В эти же приливы 5 и проушины 10 установлены штифты 12, расположенные в непосредстаенной близости от элементов 11. На осях газовых рулей 3 и на задней кромке 6 ХОО 1 установлены узлы герметизации 13 и 14. На корпусе 8 САО 7 выполнены гнезда 15 под крепление воздушных рулей 16. Воздушные рули 16 на САО 7 шарнирно крепятся посредством пилонов 17. Воздушные рули 16 снабжены цапфами 18, входящими в зацепление с пазами 19, выполненными на качалках 4.

Устройство работает следующим образом. При эксплуатации ЛА с РДУ в подвеске под самолетом-носителем герметичность внутренней полости РДТТ РДУ обеспечивается САО 7 совместно с узлами герметизации 13 и 14. Пуск ЛА начинается с участка свободного планирования при отделении ЛА от самолета-носителя. С целью управления ЛА на участке его свободного планирования в момент сброса ЛА начинают работать его рулевые машинки, передавая управляющие усилия на качалки 4. При этом жестко связанные с качалками 4 газовые рули 3 вращаются вхолостую (РДТТ еще не работает). Управляющие усилия с качалок 4 посредством пазов 19 и входящих в зацепление с пазами 19 цапф 18 передаются на воздушные рули 16. Аэродинамические нагрузки от воздушных рулей 16 и в целом от САО 7 передаются на ХОО 1 в осевом направлении посредством элементов 11, имеющих тарированно ослабленные сечения, а в поперечном направлении - посредством штифтов 12. Штифты 12 также предотвращают относительные смещения в районах расположения элементов 11, имеющих тарированно ослабленное сечение, при работе маложесткой конструкции, тем самым полностью разгружая эти элементы 11 от поперечных нагрузок. В пределах самого САО 7 отгиб задней кромки корпуса 8 САО 7 от аэродинамических нагрузок предотвращается герметичным днищем 8, установленным на заднем торце САО 7. В момент запуска РДУ внутрикамерное давление, появляющееся при воспламенении заряда РДТТ, воздействует на САО 7. При этом элементы 11, имеющие тарированно ослабленные сечения, разрушаются. При сбросе САО 7 цапфы 18 воздушных рулей 16 выходят из пазов 19 качалок 4. Вследствие того что РДТТ РДУ уже работает, появляется газодинамическое воздействие на газовые рули 3, т.е. вращение качалок 4 продолжает создавать управляющие усилия на ЛА (только уже посредством газовых 3, а не воздушных 16 рулей).

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбрана разгонная двигательная установка крылатой ракеты [патент РФ 2117907], заключается в расширении функциональных возможностей РДУ при упрощении конструкции летательного аппарата и повышении надежности, а также снижении массы летательного аппарата.

Формула изобретения

1. Твердотопливная разгонная двигательная установка летательного аппарата воздушного базирования, снабженная хвостовым обтюрирующим отсеком с газовыми рулями, жестко связанными с качалками, отличающаяся тем, что задняя кромка хвостового обтюрирующего отсека расположена за срезом сопла разгонной двигательной установки, и на ней установлен сбрасываемый аэродинамический отсек, имеющий гнезда под крепление воздушных рулей, а на качалках газовых рулей выполнены пазы, обеспечивающие зацепление с воздушными рулями, при этом сбрасываемый аэродинамический отсек снабжен герметичным днищем, а на осях газовых рулей и на задней кромке хвостового обтюрирующего отсека установлены узлы герметизации, причем фиксация сбрасываемого аэродинамического отсека на хвостовом обтюрирующем отсеке в осевом направлении осуществляется посредством элементов, имеющих тарировано ослабленное сечение и разрушающихся под действием внутрикамерного давления разгонной двигательной установки, а в поперечном направлении - посредством штифтов, расположенных в непосредственной близости от элементов, имеющих тарировано ослабленное сечение.

2. Твердотопливная разгонная двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что элементы, имеющие тарировано ослабленное сечение, и штифты крепятся на хвостовом обтюрирующем отсеке в приливах, предназначенных для установки газовых рулей, фиксируя сбрасываемый аэродинамический отсек посредством выполненных на нем проушин, расположенных напротив приливов хвостового обтюрирующего отсека.

3. Твердотопливная разгонная двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что герметичное днище выполнено вогнутым внутрь сбрасываемого аэродинамического отсека и установлено на его заднем торце.

РИСУНКИ

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