Твердотопливная ракета



Твердотопливная ракета
Твердотопливная ракета
Твердотопливная ракета
Твердотопливная ракета
Твердотопливная ракета

 


Владельцы патента RU 2492417:

Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Твердотопливная ракета содержит стартовый двигатель I ступени с пороховым аккумулятором давления разделения ступеней, прямоточный ракетный двигатель II ступени с соплом и воздуховодом, в камере дожигания которого размещен последовательно стартовый двигатель, установленный по скользящей посадке, и твердотопливный газогенератор. Твердотопливная ракета снабжена двигателем III ступени, своим сопловым днищем утопленным в камеру дожигания прямоточного двигателя и связанным с ней соединительным отсеком. Вокруг переднего днища стартового двигателя и соплового днища двигателя III ступени установлены силовые конструкции, жестко закрепленные на фланцах соединительного отсека и переднего днища стартового двигателя. Между фланцами установлена переходная цилиндрическая силовая проставка, жестко связанная с силовой конструкцией, установленной на стартовом двигателе, и упирающаяся свободным концом в силовую конструкцию двигателя III ступени. На внутренней поверхности камеры дожигания по скользящей посадке установлено сопло камеры дожигания, снабженное фиксатором конечного положения на торцевом срезе камеры дожигания, и закреплено разрывной связью на переднем днище или соответствующей силовой конструкции стартового двигателя. Корпус газогенератора выполнен в виде полого цилиндра, охватывающего цилиндрическую проставку и установленного с кольцевым зазором между внутренней поверхностью камеры дожигания. Воздуховоды выполнены по периметру камеры дожигания между сопловым днищем двигателя III ступени и газогенератором. Между фланцами соплового днища двигателя III ступени и фланцем соединительного отсека выполнена разрывная связь. Достигается увеличение дальности полета ракеты. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее техническое решение относится к вопросу конструирования многоступенчатых ракетных носителей.

Техническое предложение авторов направлено на увеличение дальности полета ракеты без увеличения габаритов ракеты-аналога. Известна конструкция ракеты, в которой используется стартовая (разгонная) ступень с вкладным РДТТ, размещенная внутри камеры дожигания ПВРД, которая по окончании работы выталкивается через сопло ПВРД давлением скоростного напора воздуха (см. кн. «Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах» под редакцией д.т.н. Л.С. Яновского, авт. В.Н. Александров, В.М.Быцкевич и др., Москва, ИКЦ «Академкнига», 2006 г., с.192, рис.4.1).

Недостатком такой конструктивной схемы является невозможность максимального использования всего объема камеры дожигания ПВРД из-за ограничения диаметра РДТТ размером критического сечения выходного сопла ПВРД. Для встроенного РДТТ незаполненный объем составляет более 20%.

К тому же, размещение газогенератора ПВРД последовательно за стартовым двигателем увеличивает общую длину ракеты.

Задачей изобретения является создание трехступенчатой твердотопливной ракеты с использованием в качестве II ступени схемы прямоточного ракетного двигателя на твердом топливе (ПРДТ) при движении ракеты в атмосфере при скоростях в диапазоне М=1,5÷5.

Поставленная задача выполняется за счет применения в известной схеме ракеты, содержащей стартовый двигатель (с ПАДом отделения), размещенный в камере дожигания прямоточного ракетного двигателя II ступени и расположенного последовательно за его газогенератором двигателя III ступени, своим сопловым днищем утопленным в камеру дожигания прямоточного двигателя и связанного с ней соединительным отеком, выполненным между фланцем двигателя III ступени и фланцем камеры дожигания двигателя II ступени.

Вокруг переднего днища стартового двигателя и соплового днища двигателя III ступени установлены силовые конструкции, жестко закрепленные на фланцах соединительного отсека и переднего днища стартового двигателя, между которыми установлена переходная цилиндрическая силовая проставка, жестко связанная с силовой конструкцией, установленной на стартовом двигателе и упирающаяся свободным концом в силовую конструкцию двигателя III ступени.

На внутренней поверхности камеры дожигания по скользящей посадке установлено сопло камеры дожигания, снабженное фиксатором конечного положения на торцевом срезе камеры дожигания и оно закреплено разрывной связью на переднем днище (или соответствующей силовой конструкции) стартового двигателя.

Корпус газогенератора ПРДТ выполнен в виде полого цилиндра, охватывающего цилиндрическую силовую проставку вокруг сопла двигателя III ступени и установленного с кольцевым зазором между внутренней поверхностью камеры дожигания.

Воздуховоды выполнены по периметру камеры дожигания между сопловым днищем двигателя III ступени и газогенератором, а между фланцами соплового днища двигателя III ступени и фланцем соединительного отсека выполнена разрывная связь.

Воздуховоды выполнены в виде окна, заглушенного крышкой, установленной с возможностью поворота на острый угол к набегающему потоку и снабженной боковыми вертикальными стенками с фиксаторами конечного положения крышки.

Силовые фиксаторы сопла камеры дожигания выполнены в виде подпружиненных пластин на цилиндрической (внешней) поверхности по периметру в середине сечения сопла, а на выходном торце камеры дожигания имеется концевой упор для силовых фиксаторов.

Предложенная конструкция поясняется чертежами.

На фиг.1 изображена конструктивная схема ракеты до начала работы.

На фиг.2 показан момент по окончании работы стартового двигателя и срабатывания ПАДа отделения и вскрытия воздуховодов.

На фиг.3 показан момент после выхода стартового двигателя из камеры дожигания ПРДТ и закрепление сопла в концевом фланце камеры.

На фиг.4 показан момент отделения камеры дожигания ПРДТ (II ступени) после окончания работы газогенератора и разрыва соединительного отсека и запуска двигателя III ступени.

На фиг.5 изображен воздуховод в открытом положении с фиксацией на корпусе камеры дожигания.

Предложенная конструкция твердотопливной ракеты содержит (см. фиг.1) разгонный (стартовый) двигатель 1, размещенный в камере дожигания 2 прямоточного ракетного двигателя II ступени, твердотопливный двигатель III ступени 3, газогенератора 4 ПРДТ, корпус которого выполнен в виде полого цилиндра, охватывая цилиндрическую силовую проставку вокруг сопла 5 двигателя III ступени и установленного с кольцевым зазором между внутренней поверхностью камеры дожигания на кронштейнах 6. Заряд 7 газогенератора ПРДТ выполнен, например, торцевого горения. На сопловой крышке 8 газогенератора имеется множество сопел и на ней установлены воспламенители 9 равномерно по окружности ближе к внутреннему диаметру корпуса газогенератора.

На внутренней поверхности камеры дожигания 2 по скользящей посадке установлено профилированное выходное сопло 10 из композиционного материала, снабженное подпружиненными фиксаторами 12, размещенными в гнездах 13 равномерно по периметру сопла. К переднему торцу сопла 10 приклеено эластичное кольцо 11, герметизирующее кольцевой зазор между наружным диаметром сопла 10 и внутренним диаметром камеры дожигания 2. Сопло 10 закреплено разрывной связью 14, например, из пенопласта, с передним днищем стартового двигателя 1. Камера дожигания 2 связана с двигателем III ступени соединительным отсеком 15 с разрывной связью.

Между соединительным отсеком 15 и газогенератором 4 выполнены по периметру камеры дожигания воздуховоды в виде окна, заглушенного крышкой 16, установленной с возможностью поворота (раскрытиния) на острый угол к набегающему потоку и снабженной вертикальными стенками 17 и фиксаторами 18 конечного положения крышки 16 (см. фиг.5). Стенки 17 имеют отбортовку уголкового типа для сцепления с продольными кромками окна воздуховода. На отбортовке наклеены эластичные продольные прокладки.

Для передачи тягового усилия на ракету при работе стартовой ступени используется силовая конструкция-ферма 19, жестко закрепленная на фланце 20 соединительного отсека 15 и имеющая опорное кольцо 21 у сопловой части III ступени, в которое упирается цилиндрическая силовая проставка 22, жестко скрепленная с опорным кольцом 23 силовой фермы 24, установленной на фланце 25 переднего днища стартовой ступени.

Двигатель 1 установлен на опорно-ведущих поясах 26 в камере дожигания 2 и от предстартовых осевых перемещений ограничен кольцом 27 с фиксаторами 28.

Камера дожигания 2 имеет концевой фланец 29 с кольцевым углублением 30, в которое входят (после отделения разгонного двигателя) силовые пластины-фиксаторы 12 сопла 10. На двигателе 1 по его оси на переднем днище установлен НАД (пороховой аккумулятор давления) отделения 31 стартового двигателя 1.

Предложенная конструкция твердотопливной ракеты работает следующим образом:

Стартовый (разгонный) двигатель 1 передает при своей работе тяговое усилие ракете через силовую ферму 24 с опорным кольцом 23, цилиндрическую силовую проставку 22, упирающуюся в опорное кольцо 21, силовую ферму 19, закрепленную на фланце 20 соединительного отсека 15.

По окончании работы двигателя 1 срабатывает ПАД 31 и истекающими из него продуктами сгорания заполняется объем между соплом 5 двигателя III ступени и проставкой 22. Под давлением газов на переднее днище стартового двигателя 1 начинается его движение из камеры дожигания 2, при этом срезаются фиксаторы 28. Сопло 10 одновременно перемещается с двигателем 1 (используется жесткая связь 14). Продукты сгорания ПАДа постепенно заполняют объем между сопловым днищем двигателя III ступени и передним днищем двигателя 1 в камере дожигания 2 (см. фиг.2). От перепада давления нарушается герметизация окон воздуховодов, крышки 16 вскрываются и поворачиваются в шарнире на заданный острый угол, образуя каналы для вдува воздуха в камеру дожигания 2. Отбортовка стенок 17 в зацеплении с кромками вскрытых окон в продольном направлении обеспечивает заданные положения воздуховодов за счет применения пружинных фиксаторов 18 (см. фиг.5).

После пересечения при отделении стартовым двигателем концевого фланца 29 камеры дожигания 2 разрывная связь 14 между соплом 10 и двигателем 1 обрывается и силовые пластины 12 выдвигаются из гнезд 13 под действием пружины и упираются в угол кольцевого углубления 30 (см. фиг.3). При движении сопла 10 и при его фиксации на концевом фланце 29 камеры дожигания герметизирующее эластичное кольцо 11 обеспечивает отсутствие протекания газов между внутренней поверхностью камеры дожигания и наружной поверхностью сопла 10.

После задействования газогенератора ПРДТ 4 с помощью нескольких воспламенителей 9 вскрываются отверстия-сопла в сопловой крышке и из них истекают конденсированные продукты сгорания заряда, которые подхватываются набегающим потоком из воздуховодов, доокисляются, и при истечении через выходное сопло 10 повышают удельный импульс топлива газогенератора в 3-5 раз.

По окончании работы газогенератора 4 по команде системы управления разрывается связь соединительного отсека 15 и силовая ферма 19 с фланцем соединительного отсека 20 отделяются от двигателя III ступени (см. фиг.4) и сбрасываются при появлении тяги двигателя III ступени.

Предложенная конструкция твердотопливной ракеты находится в стадии технического предложения по модернизации существующих твердотопливных ракет как наземного, так и морского базирования, несмотря на то, что на двигателе III ступени используется сопло с выходным диаметром меньшим, чем на двигателе-аналоге (и поэтому теряется ~5% удельного импульса двигателя), но это существенно компенсируется при использовании ПРДТ как двигателя II ступени, удельный импульс которого в 3-5 раз больше РДТТ.

1. Твердотопливная ракета, содержащая стартовый двигатель I ступени с пороховым аккумулятором давления разделения ступеней, прямоточный ракетный двигатель II ступени с соплом и воздуховодом, в камере дожигания которого размещен последовательно стартовый двигатель, установленный по скользящей посадке, и твердотопливный газогенератор, отличающаяся тем, что она снабжена двигателем III ступени, своим сопловым днищем утопленным в камеру дожигания прямоточного двигателя и связанным с ней соединительным отсеком, выполненным между фланцем двигателя III ступени и фланцем камеры дожигания двигателя II ступени, а вокруг переднего днища стартового двигателя и соплового днища двигателя III ступени установлены силовые конструкции, жестко закрепленные на фланцах соединительного отсека и переднего днища стартового двигателя, между которыми установлена переходная цилиндрическая силовая проставка, жестко связанная с силовой конструкцией, установленной на стартовом двигателе, и упирающаяся свободным концом в силовую конструкцию двигателя III ступени, внутри которой размещено сопло двигателя III ступени, на внутренней поверхности камеры дожигания по скользящей посадке установлено сопло камеры дожигания, снабженное фиксатором конечного положения на торцевом срезе камеры дожигания, и закреплено разрывной связью на переднем днище или соответствующей силовой конструкции стартового двигателя, причем корпус газогенератора выполнен в виде полого цилиндра, охватывающего цилиндрическую проставку и установленного с кольцевым зазором между внутренней поверхностью камеры дожигания, а воздуховоды выполнены по периметру камеры дожигания между сопловым днищем двигателя III ступени и газогенератором, а между фланцами соплового днища двигателя III ступени и фланцем соединительного отсека выполнена разрывная связь.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что воздуховоды выполнены в виде окна, заглушенного крышкой, установленной с возможностью поворота на острый угол к набегающему потоку и снабженной боковыми вертикальными стенками с фиксаторами конечного положения крышки.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что силовые фиксаторы подвижного выходного сопла камеры дожигания выполнены в виде подпружиненных пластин на внешней цилиндрической поверхности по периметру в середине сечения сопла, а на выходном торце камеры дожигания имеется концевой упор для силовых фиксаторов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации и ракетной техники, а именно головным обтекателям летательных аппаратов, например, управляемых ракет. .

Изобретение относится к ракетно-космической отрасли, а именно к наземному вспомогательному оборудованию. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, в частности к ракетам, регулярно вращающимся по углу крена, например со стартом из ствольной установки.

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) при нанесении ударов по стационарным (наземным и надводным) объектам противника бомбами, оснащенными фугасными боевыми частями, в условиях радиоэлектронного противодействия противника.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к тактическим управляемым ракетам, используемым в условиях жестких габаритных ограничений. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов. .

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) с целью поражения радиоэлектронных средств (РЭС) противника.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции крылатой ракеты. .

Изобретение относится к машиностроению, в частности к устройствам, предназначенным для регулирования расхода твердого топлива в реактивной технике, например в регулируемых ракетно-прямоточных двигателях.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД) на порошкообразном металлическом горючем (ПМГ).

Изобретение относится к области воздушных и ракетных реактивных двигателей. .

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. .

Изобретение относится к машиностроению, а именно к интегральным ракетно-прямоточным двигателям. .

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), и может быть использовано в двигательных установках летательных аппаратов (ЛА) больших скоростей полета.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. .
Наверх