Зенитная ракета

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к зенитным ракетам. Зенитная ракета содержит не менее двух ракетных ступеней с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и соединенные с ними баки горючего и окислителя. На верхней ступени ракеты установлены управляемые аэродинамические рули и крылья. К нижней ступени ракеты параллельно ее оси подсоединены твердотопливные ускорители с ракетными двигателями твердого топлива. Каждый ЖРД содержит камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат и газогенератор. Турбонасосный агрегат содержит насосы окислителя и горючего и основную и пусковую турбины. Газогенератор установлен соосно с турбонасосным агрегатом. Выход насоса горючего соединен с входом системы регенеративного охлаждения и с входом газогенератора, выход из насоса окислителя соединен со вторым входом газогенератора, выходы газогенератора и системы регенеративного охлаждения соединены с цилиндрической частью камеры сгорания. Улучшаются технические характеристики ракеты в широком диапазоне режимов полета на различной высоте. 2 ил.

 

Изобретение (группа изобретений) относится к ракетной технике, конкретно к крылатым ракетам, с жидкостными ракетными двигателями.

В качестве маршевых двигателей для ракет часто применяют жидкостные ракетные двигатели, они легче регулируются по сравнению с твердотопливными.

Известна крылатая ракета по патенту РФ на изобретение №2225975, прототип, размещенная в полости маршевой ступени, которая содержит собственные носовой обтекатель, систему управления полетом и наведения на цель, боевую часть и дополнительный твердотопливный двигатель. Маршевая ступень может быть состыкована с турбореактивным двигателем посредством устройства стыковки и отделения. Согласно способу применения ракеты до разделения маршевой и боевой ступеней включают систему управления полетом и наведения на цель маршевой ступени. После разделения ступеней запускают твердотопливный двигатель маршевой ступени.

Недостатки: небольшая дальность полета, низкая скорость полета и невозможность применения ракеты в ночное время. Кроме того, управление ракетой и ее наведение на цель весьма затруднено, т.к. боевая часть содержит только твердотопливный двигатель, регулирование которого затруднено. Систему управления включают до разделения маршевой и боевой ступеней. Маневрирование на сверхзвуковых скоростях технически трудно осуществимо.

Задача изобретения: улучшение технических характеристик ракеты, уменьшение ее веса и увеличение дальности полета.

Решение указанных задач достигнуто в зенитной ракете, содержащей не менее двух ракетных ступеней с жидкостными ракетными двигателями и баки горючего и окислителя, соединенные трубопроводами низкого давления с ними, отличающейся тем, что на верхней ступени установлены управляемые аэродинамические рули и крылья, к нижней ступени параллельно ее оси подсоединены твердотопливные ускорители с ракетными двигателями твердого топлива, каждый жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, и турбонасосный агрегат, в свою очередь содержащий насосы окислителя и горючего и основную и пусковую турбины, газогенератор, установленный соосно с турбонасосным агрегатом, при этом выход из насоса горючего соединен с входом в систему регенеративного охлаждения и с входом в газогенератор, выход из насоса окислителя соединен со вторым входом в газогенератор, выходы из газогенератора и системы регенеративного охлаждения соединены с цилиндрической частью камеры сгорания.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 приведена схема зенитной ракеты;

на фиг.2 приведена схема жидкостного ракетного двигателя.

Зенитная ракета (фиг.1) может содержать не менее двух ракетных ступеней. В дальнейшем описание выполнено на примере двухступенчатой ракеты-носителя. Многоступенчатая ракета-носитель содержит две ракетные ступени: нижнюю (первую) 1 и верхнюю (вторую) 2, соединенные соединительной фермой 3, головную часть ракеты 4, в которой установлено взрывное устройство 5 с взрывателем 6. К нижней ракетной ступени 1 параллельно ее оси прикреплены твердотопливные ускорители 7 с ракетными двигателями твердого топлива 8, на верхней ракетной ступени 2 установлены поворотные аэродинамические рули 9 с приводами 10 и два или четыре крыла 11. Внутри ракетной ступени 1 установлен, по меньшей мере, один жидкостный ракетный двигатель нижней ступени 12, содержащий камеру сгорания 13 и турбонасосный агрегат 14. Внутри верхней ракетной ступени 2 установлен жидкостный ракетный двигатель второй ступени 15, содержащий камеру сгорания 16 и турбонасосный агрегат 17.

Внутри корпусов нижней ракетной ступени 1 размещен бак горючего 18 и бак окислителя 19. Бак горючего 18 соединен трубопроводом горючего 20, содержащим клапан горючего 21, с двигателем нижней ступени 12. Бак окислителя 19 соединен трубопроводом окислителя низкого давления 22, содержащим клапан окислителя 23, с двигателем первой ступени 12. На верхней ракетной ступени 2 установлен бак горючего 24 и бак окислителя 25. Бак горючего 24 соединен трубопроводом горючего низкого давления 26, содержащим клапан 27, с жидкостным ракетным двигателем (двигателями) второй ступени 15. На верхней ракетной ступени 2 установлена система управления 28, соединенная электрическими связями 29 с клапанами и регуляторами двигателей 12 и 15.

Жидкостные ракетные двигатели верхней и нижней ступеней могут иметь одинаковую конструкцию. В дальнейшем конструкция двигателя представлена на примере двигателя нижней ступени 12 (фиг.2). Этот жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания 13 и турбонасосный агрегат ТНА-14.

Камера сгорания 13 содержит головку 30 камеры сгорания 13, цилиндрическую часть 31 и сверхзвуковое сопло 32. Турбонасосный агрегат ТНА-14 (фиг.2), в свою очередь, содержит насос окислителя 33, насос горючего 34, пусковую турбину 35, установленные в корпусе 36, основную турбину 37, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 14.

Газогенератор 38 установлен над основной турбиной 37 соосно с турбонасосным агрегатом 14 и имеет в верхней части полости «А» и «Б». Корпус 36 может быть общим для турбонасосного агрегата 14 и газогенератора 38 и может иметь необходимые разъемы для обеспечения сборки. Сверхзвуковое сопло 32 выполнено из двух оболочек 39 и 40 с зазором «В», который образует систему регенеративного охлаждения. На наружной поверхности камеры сгорания 13 в ее нижней части установлен коллектор горючего 41. К коллектору горючего 41 подключен основной трубопровод горючего 42, в котором установлен отсечной клапан горючего 43. Также к выходу из насоса горючего 34 подключен дополнительный трубопровод горючего 44, в котором установлен регулятор расхода 45 с приводом 46, клапан горючего 47 и который соединен с полостью «Б» газогенератора 38. Выход из насоса окислителя 33 трубопроводом окислителя 48 через отсечной клапан окислителя 49 тоже соединен с газогенератором 38, точнее с полостью «А». В верхней части газогенератора 38 установлены форсунки окислителя 50 и форсунки горючего 51 и запальные устройства 52 Аналогичные запальные устройства 52 установлены на камере сгорания 13. Выход из газогенератора 38 соединен с головкой 30 камеры сгорания 13 газоводом 53. К пусковой турбине 35 подстыкован трубопровод 54 с пусковым клапаном 55, предназначенным для запуска пусковой турбины 35, например, воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования. К выходу из пусковой турбины 35 подсоединена выхлопная труба 56. Блок управления 28 электрическими связями 29 подсоединен к отсечному клапану горючего 43, отсечному клапану окислителя 49, дополнительному отсечному клапану горючего 47, приводу 46 регулятора расхода 45 и пусковому клапану 55. К коллектору горючего 41 подключен продувочный трубопровод 57 с клапаном продувки 58. Продувка осуществляется инертным газом, например азотом. Твердотопливные ускорители 7 соединены с ракетным блоком нижней ступени 1 при помощи пироболтов 59.

При запуске двигательной установки с блока управления 28 подаются сигналы одновременно на ракетные двигатели твердого топлива и на пусковой клапан 55. Твердое топливо в ракетных двигателях твердого топлива 8 воспламеняется и зенитная ракета практически мгновенно стартует. Жидкостный ракетный двигатель нижней ступени 12 запускается в полете через 0,1…0,2 с. Воздух высокого давления (или инертный газ, или продукты газификации однокомпонентного топлива) с бортовой системы (не показано) по трубопроводу 54 подается на пусковую турбину 35 и раскручивает ТНА 14 (точнее его ротор). Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 33 и насоса горючего 34 возрастает. Подается сигнал на открытие отсечных клапанов горючего 43, окислителя 49 и дополнительного отсечного клапана горючего 47. Окислитель и горючее поступает в газогенератор 38. Подается сигнал на запальные устройства 52, топливная смесь в камере сгорания 13 и в газогенераторе 38 воспламеняется.

Посте выработки твердого топлива подается сигнал на пироболты 59, и твердотопливные ускорители 7 отбрасываются.

После выработки окислителя и горючего из баков 18 и 19 первой ракетной ступени 1 закрываются клапаны 43, 47 и 49. Открывается продувочный клапан 58. Первая ракетная ступень 1 отбрасывается посредством пироболтов, установленных в соединительной ферме 3 (не показано). Запускается двигатель второй ступени 15. Регулирование тяги осуществляется с блока управления 28 подачей сигналов на приводы 46 соответствующих двигателей. Управление при полете на начальном участке траектории и на конечном осуществляется аэродинамическими рулями 9. Крылья 11 обеспечивают стабилизацию полета зенитной ракете в атмосфере на высоте до 10000 м.

Применение изобретения позволило:

1. Значительно увеличить дальность полета зенитной ракеты при ее одинаковом стартовом весе за счет применения жидкостных ракетных двигателей для всех ступеней многоступенчатой зенитной ракеты и твердотопливных ускорителей.

2. Оптимизировать стартовый вес ракеты за счет применения системы управления, установленной только на верхней ракетной ступени.

3. Обеспечить хорошую управляемость ракеты как на начальном участке траектории, так и на конечном за счет установки поворотных аэродинамических рулей на верхней ступени зенитной ракеты.

Зенитная ракета, содержащая не менее двух ступеней с жидкостными ракетными двигателями и соединенные с ними трубопроводами низкого давления баки горючего и окислителя, отличающаяся тем, что на ее верхней ступени установлены управляемые аэродинамические рули и крылья, а к нижней ступени параллельно ее оси присоединены твердотопливные ускорители с ракетными двигателями твердого топлива, при этом каждый жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, основной и пусковой турбинами и газогенератор, установленный соосно с турбонасосным агрегатом, причем выход насоса горючего соединен с входом системы регенеративного охлаждения и входом газогенератора, выход насоса окислителя соединен со вторым входом газогенератора, а выходы газогенератора и системы регенеративного охлаждения соединены с цилиндрической частью камеры сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения оснащенных, например, жидкостными ракетными двигателями, и запускаемых в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения оснащенных, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемых в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 т), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 т), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты.

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к крылатым ракетам

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет, летающих в плотных слоях атмосферы

Изобретение относится к средствам имитации воздушных целей, в частности к подвижным имитаторам воздушных целей

Изобретение относится к ракетам классов «воздух-воздух» и «земля-воздух»

Изобретение относится к атмосферным ракетам на жидком топливе
Изобретение относится к жидкостным ракетам с вытеснительным способом подачи топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в зенитных ракетах с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Зенитная ракета содержит головную часть, осесимметричный корпус с баками окислителя и горючего и ЖРД с камерой сгорания и турбонасосным агрегатом (ТНА), четыре радиально установленные управляющие сопла. Камера сгорания выполнена двухзонной и содержит цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, сопло с главным коллектором горючего, дополнительные форсунки горючего, кольцевой и дополнительный коллекторы. ТНА содержит турбину, насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего, верхний шаровой шарнир. Между камерой сгорания и насосом окислителя выполнен сферический шарнир с внутренним шаром и наружной сферической оболочкой. Четыре управляющих сопла соединены с первой зоной камеры сгорания трубопроводами. Изобретение позволяет повысить надежность запуска зенитной ракеты и удельные характеристики ЖРД. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области оружия и представляет собой противотанковую ракету двухступенчатой схемы. Двухступенчатая противотанковая управляемая ракета состоит из первой ступени и ударной ступени. Первая ступень содержит двигатель, аэродинамические поверхности, передатчик помех с источником питания, устройство расстыковки. Первая ступень имеет возможность постановки помех датчикам систем активной защиты и является ступенью вывода в район цели ударной ступени. Ударная ступень содержит вычислительный блок, блок инерциальных механизмов, приемник сигналов спутниковых навигационных систем, блок рулевых приводов, разгонный двигатель с отклоняемыми соплами, отклоняемые аэродинамические поверхности, боевую часть, взрыватель, головку самонаведения с двумя каналами наведения - активным радиолокационным и полуактивным лазерным, антенная часть и приемные устройства которых расположены конформно в хвостовой части ударной ступени, приемо-передающее устройство. Ударная ступень после обнаружения цели, расстыковавшись с первой ступенью, может поражать танк в слабозащищенную проекцию сверху. Достигается повышение вероятности поражения современных и перспективных танков противника, оснащенных комплексами активной защиты, небольшими по мощности или многоцелевыми боевыми частями. 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень. Корпус закреплен на основном отсеке. Болт соединяет основной и отталкиваемый отсеки. Раздвигающийся фиксатор выполнен в виде разрезанного на три независимых сегмента стопорного кольца. На болте выполнена канавка, в которой размещены сегменты. Сегменты удерживаются в канавке болта сдвигаемым поршнем. Поршень расположен в корпусе. Болт удерживается сегментами в корпусе через сдвигаемый поршень. Достигается упрощение конструкции узла разделения отсеков летательного аппарата. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под действием стартового ускорения. Время замыкания цепи и значение ускорения, при котором замыкается цепь вторым инерционным замыкателем, меньше соответствующих значений первого инерционного замыкателя. Для реализации данного способа используется инерционное замыкающее устройство, обеспечивающее замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя под действием стартового ускорения, содержащее два инерционных замыкателя. Инерционные замыкатели расположены в одном корпусе с двумя параллельными каналами, в которых установлены два подвижных инерционных груза-контакта, каждый из которых взаимодействует с пружиной и имеет возможность взаимодействия со своей парой неподвижных контактов при перемещении под действием стартового ускорения на величину хода за время t1 и t2 соответственно. Массы грузов-контактов и жесткость пружин подобраны таким образом, что выполняется соотношение t2/t1>1,2. Группа изобретений позволяет повысить безопасность снаряда при его эксплуатации и боевом применении за счет исключения замыкания электрической цепи электровоспламенителя при ускорениях, возникающих при падении изделия. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх