Пусковое устройство для ракеты с многоконтурным расположением двигателей

Изобретение относится к технике газоотводящих устройств пусковых установок ракетоносителей. Пусковое устройство для ракеты с многоконтурным расположением двигателей содержит основание, выполненное с возможностью установки на закладных частях подготовленной площадки, смонтированный на основании пусковой стол с опорной рамой и первый газоотражатель, который установлен под пусковым столом и выполнен в виде многогранной пирамиды. Пусковое устройство содержит второй газоотражатель, который выполнен в виде пустотелой усеченной многогранной пирамиды, верхнее основание которой выполнено с возможностью охвата в плане контура сопл центральных двигателей запускаемой ракеты. Второй газоотражатель установлен под пусковым столом над первым газоотражателем соосно последнему и частично перекрывает первый газоотражатель в плане и по высоте. Между газоотражателями радиально по отношению к их общей продольной оси установлены вертикальные разделительные ребра с образованием отдельных газоходов для каждого из двигателей центрального контура двигателей запускаемой ракеты. Число граней каждой из упомянутых пирамид соответствует числу двигателей соответственно в контуре центральных и периферийных двигателей запускаемой ракеты. Достигается улучшение теплогазодинамических условий старта ракеты-носителя. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к технике газоотводящих устройств пусковых установок и может быть использовано, в частности, в наземных пусковых устройствах для ракет-носителей с многоконтурным расположением двигателей первой ступени.

Известно пусковое устройство для запуска ракет, содержащее основание, пусковой стол с отверстием (проемом) для выхода газов (продуктов сгорания топлива), опоры крепления и газоотражатель (RU 2338659 C1, B63B 35/00, F41F 3/04, 2008). Газоотражатель установлен под пусковым столом и выполнен в виде многогранной пирамиды. Число граней пирамиды соответствует числу опор, а к ребрам пирамиды присоединены вертикальные стенки, закрывающие опоры от воздействия газовой струи. В варианте выполнения грани пирамиды выполнены вогнутыми и охлаждаемыми. При этом грани газоотражателя (пирамиды) могут быть образованы перфорированными трубами. Последние соединены с центральным коллектором, размещенным в верхней части газоотражателя. К центральному коллектору подсоединен трубопровод подвода воды, другой конец которого соединен с насосом подачи воды, к входу которого подстыкован трубопровод забора воды. Известное пусковое устройство позволяет уменьшить вредное влияние газовой струи на конструкцию устройства.

Однако известное пусковое устройство предназначено для запуска ракет-носителей с морских плавсредств, т.е. имеет ограниченную область использования.

Известно стартовое сооружение (пусковое устройство) для ракеты-носителя с многосопловой двигательной установкой (RU 2180644 C1, B64G 5/00, 2002). Стартовое сооружение имеет проем, через который пропускают газы, являющиеся продуктами сгорания ракетного топлива, и отводят их при помощи установленных под упомянутым проемом многоскатных лотков, при этом области течения газовых струй в местах встречи с поверхностью указанных лотков отдельных струй двигательной установки изолируют друг от друга. В одном варианте устройство включает двускатный лоток с разделительным ребром, которое установлено в плоскости симметрии двигательной установки, проходящей между периферийными группами сопл двигательной установки, а в точке пересечения оси симметрии центральной группы сопл двигательной установки с упомянутым разделительным ребром лотка выполнено отверстие для слива центральной струи двигательной установки, под которым установлен дополнительный лоток. После запуска двигательной установки ракеты-носителя струя центральной группы сопл (центрального блока) через отверстие в двускатном лотке попадает на дополнительный лоток для отвода струи центрального блока. В то же время струи периферийных групп сопл (боковых блоков) истекают по скатам двускатного лотка в противоположные стороны. Так как места соударения струй боковых блоков и струи центрального блока с поверхностью лотков оказываются изолированными друг от друга стенками лотков, то исключается газодинамическое и акустическое взаимодействие струй. В другом варианте в скате лотка, расположенного под центральной группой сопл двигательной установки, выполнен желоб. Причем образующие поверхностей лотка и желоба расположены в плоскости симметрии ракеты-носителя, которая не пересекает боковые блоки. В этом случае области течения по лотку струй центрального сопла и боковых блоков оказываются газодинамически изолированными друг от друга. При этом происходит уменьшение воздействия струй на внутренние поверхности стартового сооружения. Однако, в отличие от первого варианта, сброс высокотемпературных газов осуществляется только в одну сторону.

Однако известное стартовое сооружение является стационарным и предназначено для запуска достаточно тяжелых ракет-носителей, т.е. имеет ограниченную область использования.

Наиболее близким по совокупности существенных признаков с заявляемым устройством является наземное пусковое устройство для ракеты, содержащее основание, выполненное с возможностью установки на закладных частях подготовленной площадки, смонтированный на основании пусковой стол с рамой и газоотражатель, который установлен под пусковым столом, и выполнен в виде многогранной пирамиды (Оружие России. Каталог. Том IV. - М.: ЗАО «Военный парад», 1997. С.206-207). В известном устройстве газоотражатель предотвращает возникновение интенсивных возвратных газовых потоков в сторону хвостовой части ракеты в начальный период старта.

Однако при старте с подобного пускового устройства ракеты-носителя с многосопловой двигательной установкой с многоконтурным расположением двигателей имеется реальная опасность образования от газовых струй двигателей центрального (внутреннего) контура двигателей высокоэнергетичных потоков, направленных в сторону хвостовой части ракеты-носителя. Эти потоки являются следствием взаимодействия газовых струй между собой и с конструкциями пускового устройства в процессе формирования на газоотражателе веерной струи, растекающейся по площадке. Указанные потоки могут иметь скорость, близкую к местной скорости звука, и температуру порядка 3000 К. Приближение газового потока к корпусу ракеты может вызвать дополнительный нагрев последней. Отмеченное ограничивает эксплуатационные возможности известного пускового устройства в части использования его для запуска ракет-носителей, имеющих многосопловую двигательную установку с многоконтурным расположением двигателей.

Задачей, решаемой изобретением, является улучшение теплогазодинамических условий старта с наземного пускового устройства ракеты-носителя с многоконтурным расположением двигателей.

Указанная задача решается тем, что пусковое устройство для ракеты с многоконтурным расположением двигателей, содержащее основание, выполненное с возможностью установки на закладных частях подготовленной площадки, смонтированный на основании пусковой стол с опорной рамой и первый газоотражатель, который установлен под пусковым столом и выполнен в виде многогранной пирамиды, согласно изобретению содержит второй газоотражатель, который выполнен в виде пустотелой усеченной многогранной пирамиды, верхнее основание которой выполнено с возможностью охвата в плане (т.е. на виде сверху) контура сопл центральных двигателей запускаемой ракеты. При этом второй газоотражатель установлен под пусковым столом над первым газоотражателем соосно последнему и частично перекрывает первый газоотражатель в плане (т.е. на виде сверху) и по высоте. Между газоотражателями радиально по отношению к их общей продольной оси установлены вертикальные разделительные ребра с образованием отдельных газоходов для каждого из двигателей центрального контура, двигателей запускаемой ракеты. Число граней каждой из упомянутых пирамид соответствует числу двигателей соответственно в контуре центральных и периферийных двигателей запускаемой ракеты.

Вместе с этим грани упомянутых пирамид выполнены каждая с профилированной поверхностью, обеспечивающей поворот и отвод потока газов в сторону от запускаемой ракеты.

Кроме того, пусковое устройство содержит средства для удержания запускаемой ракеты.

В варианте выполнения пусковое устройство представляет собой транспортабельный модуль полной заводской готовности.

Технический результат использования предлагаемого пускового устройства состоит в том, что оно обеспечивает повышение надежности отвода газов от стартующей с пускового устройства ракеты, что позволяет улучшить теплогазодинамические условия старта и, в конечном счете, повышает надежность наземного пускового устройства для ракеты с многоконтурным расположением двигателей. Кроме того, изобретение позволяет расширить эксплуатационные возможности пускового устройства.

На фиг.1 схематично показано пусковое устройство для ракеты с многоконтурным расположением двигателей, общий вид, продольный разрез; на фиг.2 - то же, вид в плане; на фиг.3 - расположение сопл центрального и периферийного контуров двигателей ракеты относительно газоотражателей пускового устройства в начальный период старта; на фиг.4 - горизонтальная проекция сопл центральных и периферийных двигателей ракеты на газоотражатели пускового устройства.

В варианте осуществления изобретения пусковое устройство содержит основание 1, выполненное с возможностью установки на закладных частях 2 подготовленной площадки 3. На основании 1 смонтирован пусковой стол 4 с опорной рамой 5. Под пусковым столом установлены газоотражатели 6 и 7.

В конкретном варианте выполнения геометрия пускового устройства определяется компоновкой двигателей (сопл) двигательной установки первой ступени ракеты-носителя 8 (далее по тексту: ракеты). В варианте осуществления изобретения двигательная установка первой ступени ракеты имеет, например, двенадцать односопловых реактивных двигателей. Относительно продольной оси ракеты двигатели размещены равномерно на двух концентрических окружностях - четыре двигателя на внутренней окружности (центральный контур или центральная группа двигателей) и восемь двигателей на периферийной окружности (периферийный контур или периферийная группа двигателей). Оси сопл двигателей в исходном положении параллельны продольной оси ракеты.

Газоотражатель 6 выполнен в виде многогранной пирамиды, число граней «a» которой соответствует числу двигателей в центральном контуре (центральной группе) двигателей запускаемой ракеты 8 (в рассматриваемом варианте - четыре грани). Газоотражатель 7 выполнен в виде пустотелой усеченной многогранной пирамиды, число граней «b» которой соответствует числу двигателей в периферийном контуре (периферийной группе) двигателей запускаемой ракеты 8 (в рассматриваемом варианте - восемь граней). Верхнее основание упомянутой усеченной многогранной пирамиды выполнено с возможностью охвата в плане (т.е. на виде сверху) контура сопл 9 центральных двигателей запускаемой ракеты 8. Газоотражатель 7 установлен под пусковым столом 4 над газоотражателем 6 и частично перекрывает последний в плане (т.е. на виде сверху) и по высоте. Между газоотражателями 6 и 7 радиально по отношению к их общей продольной оси 10 установлены вертикальные разделительные ребра (рассекатели) 11 с образованием отдельных газоходов (газоотводящих каналов) для каждого из двигателей центрального контура двигателей запускаемой ракеты 8. Грани «a» и «b» упомянутых пирамид выполнены с соответствующей профилированной поверхностью, обеспечивающей поворот и отвод газов в сторону от запускаемой (стартующей) ракеты.

Также пусковое устройство содержит средства 12 для удержания запускаемой ракеты на пусковом столе. В целом пусковое устройство представляет собой транспортабельный модуль полной заводской готовности, т.е. достаточно компактную конструкцию, которая полностью собирается на заводе-изготовителе. В транспортировочном положении к месту развертывания пусковое устройство может перевозиться наземным (железнодорожным и автомобильным), водным (морским и речным) и воздушным транспортом. Таким образом, подобное конструктивное исполнение пускового устройства позволяет осуществлять быстрое развертывание-свертывание наземного пускового устройства при передислокации, что расширяет его эксплуатационные возможности.

Пусковое устройство работает следующим образом.

Поток газов (продуктов сгорания топлива) от стартующей ракеты, ударяясь в газоотражатели 6 и 7, изменяет направление и отводится вдоль основания подготовленной площадки 3 в радиальном направлении от стартующей ракеты 8. При этом благодаря особенности конструктивного исполнения пускового устройства в начальный период старта обеспечивается раздельный отвод блока газовых струй центрального контура двигателей ракеты и газовых струй периферийного контура двигателей ракеты, что позволяет минимизировать взаимодействие между блоками газовых струй и исключает возможность образования от струй центрального контура двигателей ракеты высокоэнергетичных газовых потоков, направленных в сторону хвостовой части ракеты (по существу снижается вероятность воздействия на ракету отраженных от конструкции пускового устройства газовых струй центрального контура двигателей).

Таким образом, благодаря особенностям выполнения пускового устройства для ракеты с многоконтурным расположением двигателей изобретение обеспечивает повышение надежности отвода газов от стартующей с пускового устройства ракеты, что позволяет улучшить теплогазодинамические условия старта и, в конечном счете, повышает надежность наземного пускового устройства для ракеты с многоконтурным расположением двигателей. Вместе с этим изобретение позволяет расширить эксплуатационные возможности пускового устройства.

1. Пусковое устройство для ракеты с многоконтурным расположением двигателей, содержащее основание, выполненное с возможностью установки на закладных частях подготовленной площадки, смонтированный на основании пусковой стол с опорной рамой и первый газоотражатель, который установлен под пусковым столом и выполнен в виде многогранной пирамиды, отличающееся тем, что оно содержит второй газоотражатель, который выполнен в виде пустотелой усеченной многогранной пирамиды, верхнее основание которой выполнено с возможностью охвата в плане контура сопл центральных двигателей запускаемой ракеты, при этом второй газоотражатель установлен под пусковым столом над первым газоотражателем соосно с последним и частично перекрывает первый газоотражатель в плане и по высоте, причем между газоотражателями радиально по отношению к их общей продольной оси установлены вертикальные разделительные ребра с образованием отдельных газоходов для каждого из двигателей центрального контура двигателей запускаемой ракеты, при этом число граней каждой из упомянутых пирамид соответствует числу двигателей соответственно в контуре центральных и периферийных двигателей запускаемой ракеты.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что грани упомянутых пирамид выполнены каждая с профилированной поверхностью, обеспечивающей поворот и отвод потока газов в сторону от ракеты.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно содержит средства для удержания запускаемой ракеты.

4. Устройство по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что оно представляет собой транспортабельный модуль полной заводской готовности.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках с самолета ракет различного назначения (космических, межконтинентальных, геофизических).

Изобретение относится к гранатометным средствам ближнего боя. .

Изобретение относится к гранатометным средствам ближнего боя. .

Изобретение относится к устройствам экспериментального определения параметров и показателей качества продукции, и конкретно к способам управления колебаниями пакета направляющих пусковой установки боевых машин реактивных систем залпового огня, и может быть использовано в военной технике.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к носимым пусковым ракетным установкам. .

Изобретение относится к области оперативного контроля информационного взаимодействия ракеты с аппаратурой носителей или с аппаратурой проверочных комплексов. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к пусковым устройствам закрытого контейнерного типа для управляемых снарядов, ракет. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к пусковым устройствам закрытого контейнерного типа для управляемых снарядов, ракет. .

Изобретение относится к военно-морской технике, в частности к морским подводным противовоздушным комплексам, и является усовершенствованием изобретения, описанного в заявке 2008105175 (входящий 005621 от 11.02.2008 г.).

Изобретение относится к монтажно-стыковочному оборудованию ракетно-космической отрасли и может быть использовано для стыковки головной части с ракетой-носителем, находящейся в вертикальном положении.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в других областях техники, где возможна эксплуатация емкостей при низких температурах.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для запуска с Земли как беспилотных, так и пилотируемых воздушно-космических аппаратов.

Изобретение относится к области космической техники. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения. .

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для запуска ракет, а также космических самолетов. .

Изобретение относится к сложным изделиям автоматики и вычислительной техники, оно может быть применено при автоматизации контроля объектов, имеющих важное значение в ракетно-космической отрасли.

Изобретение относится к монтажно-стыковочному оборудованию и может быть использовано в ракетно-космической отрасли для стыковки головной части с ракетой-носителем в вертикальном положении.

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам и устройствам заправки теплоносителем гидромагистралей систем терморегулирования телекоммуникационных спутников.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет

Изобретение относится к технике газоотводящих устройств пусковых установок ракетоносителей

Наверх