Крылатая ракета



Крылатая ракета
Крылатая ракета
Крылатая ракета
Крылатая ракета
Крылатая ракета

 


Владельцы патента RU 2534838:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД). КР содержит маршевую ступень (МС) с лобовым воздухозаборником с центральным телом, СПВРД, СРС. СПВРД содержит конический диффузор, топливные коллекторы, стабилизаторы горения, КС, состыкованную с коническим диффузором, сверхзвуковое сопло, находящееся на выходе из КС, и систему регулирования. СРС с реактивным двигателем размещена в КС двигателя МС и воздушном канале с возможностью отстыковки и выброса. Топливные коллекторы и стабилизаторы горения МСУ выполнены складывающимися и закреплены на коническом диффузоре, расположенном на входе в КС. Корпус сопла выполнен из двух состыкованных цилиндрической и ожевальной оболочек. При этом площадь критического сечения сопла регулируется с помощью гидропривода сопла. Достигается уменьшение массы и габаритов КР, повышение тягово-экономических характеристик МС в полете. 5 ил.

 

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике и описывает устройство крылатой ракеты с маршевой силовой установкой со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД) и стартово-разгонной ступенью (СРС) с реактивным двигателем.

Известна крылатая ракета (патент РФ №2117907, 1998 г.), с комбинированной двигательной установкой СПВРД. Конструкция известной ракеты выполнена таким образом, что воздухозаборник выполнен лобовым с центральным телом, воздушный канал расположен симметрично вдоль продольной оси ракеты, при этом СРС размещена в камере сгорания СПВРД и воздушном канале и скреплена с центральным телом. После окончания разгона ракеты за счет разгонного двигателя СРС отделяется от ракеты и выбрасывается через сопло. Для достижения требуемых скоростей разгона ракеты необходим определенный запас топлива СРС, который определяет габариты СРС. Для вывода разгонной ступени диаметр критического сечения сопла должен быть больше диаметра СРС, что отрицательно сказывается на габаритах и экономичности маршевой ступени.

Целью предлагаемого технического решения является устранение указанных недостатков: уменьшение массы, габаритов крылатой ракеты и повышение экономичности маршевой ступени в полете.

Указанная цель достигается тем, что крылатая ракета, содержащая маршевую ступень с лобовым воздухозаборником с центральным телом, соединенным воздушным каналом с камерой сгорания маршевой установки, сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий конический диффузор, топливные коллекторы,, стабилизаторы горения, камеру сгорания, состыкованную с коническим диффузором, сверхзвуковое сопло, находящееся на выходе из камеры сгорания, и систему регулирования, стартово-разгонную ступень с реактивным двигателем, размещенную в камере сгорания двигателя маршевой ступени и воздушном канале с возможностью отстыковки и выброса, отличается тем, что топливные коллекторы и стабилизаторы горения маршевой силовой установки выполнены складывающимися и закреплены на коническом диффузоре, расположенном на входе в камеру сгорания, посредством осей вращения и связаны через систему тяг с соответствующим гидроприводом раскрытия топливных коллекторов и стабилизаторов горения, закрепленного на фланце конического диффузора, корпус сопла выполнен из двух состыкованных цилиндрической и ожевальной оболочек, при этом площадь критического сечения сопла регулируется с помощью гидропривода сопла, закрепленного на корпусе посредством качалки и выполненного в виде группы цилиндров с поршнем, объединенных общим коллектором и для обеспечения возможности поворота дозвуковых створок, кинематически связанных с кольцом синхронизации и соответствующими дозвуковыми створками, скрепленными при помощи пальцев и тяги, с обеспечением взаимного перемещения, с соответствующими сверхзвуковыми створками, закрепленными на выходной части корпуса сопла с возможностью вращения и образующими вместе с дозвуковыми створками канал для истечения продуктов сгорания, маршевая силовая установка снабжена системой регулирования, выполненной в виде поясов приемников воздушного давления, расположенных на центральном теле воздухозаборника, соответствующих сигнализаторов воздушного давления, передающих электрический сигнал на блок бортовой автоматики, расположенный в центральном теле воздухозаборника, агрегата управления соплом, закрепленного на конусе диффузора и связанного гидравлическими коллекторами с гидроприводом сопла, и гидроагрегата турбонасосного, связанного коллекторами с топливным баком и агрегатом управления соплом.

Выполнение в предлагаемой маршевой ступени топливных коллекторов и стабилизаторов горения складными позволяет более рационально использовать внутреннюю полость камеры сгорания (КС) для расположения СРС, что напрямую связано с массовыми и габаритными параметрами крылатой ракеты. Кроме того, раскладывающиеся коллекторы и стабилизаторы горения более полно перекрывают воздушный канал входа камеры сгорания, обеспечивая оптимальную организацию топливо-воздушной смеси, что существенно повышает полноту сгорания и, как следствие, экономичность маршевой силовой установки

Использование всережимного сопла с регулируемой площадью критического сечения позволяет разместить СРС большего объема, сокращая один из габаритных размеров СРС, силовой установки и ракеты в целом.

Сопло является частью системы регулирования двигателя, которая путем регулирования площади критического сечения сопла поддерживает требуемый уровень восстановления полного давления в воздухозаборнике силовой установки, что при маршевом полете позволяет поддерживать режимы наибольшей экономичности и обеспечивать заданный уровень противопомпажных запасов.

На фиг.1 представлена схема предлагаемой крылатой ракеты в первоначальном (статическом) состоянии, в рабочем положении крылатая ракета представлена на фиг.2 с условно изображенным СРС. Рабочее положение топливных коллекторов и стабилизаторов горения представлено на фиг.3. На фиг.4 изображено всережимное сопло с регулируемой площадью критического сечения в рабочем состоянии. Схематическое изображение системы регулирования маршевой силовой установки, позволяющей изменять площадь критического сечения сопла, представлено на фиг.5.

Схема предлагаемой крылатой ракеты показана на фиг.1.

СПВРД - 1

СРС-2

Регулируемое сопло - 3

Топливные коллекторы - 4

Стабилизаторы горения - 5

Камера сгорания СПВРД - 6

Лобовой осесимметричный воздухозаборник - 7

Центральное тело - 8

Воздушный канал - 9

Топливный бак - 10

Механизм расцепки - 11

Пилоны - 12

Ракета имеет нормальную аэродинамическую схему, состоит из СПВРД (1) и СРС (2). Входное устройство содержит лобовой осесимметричный воздухозаборник (7) с центральным телом (8), жестко скрепленные через пилоны (12), воздушный канал (9) для подачи воздуха в камеру сгорания СПВРД (6), вокруг которого расположен топливный бак ракеты (10).

СРС (2) расположена как в камере сгорания СПВРД (6), так и в воздушном канале (8).

На входе в камеру сгорания СПВРД (6) расположены складные топливные коллекторы (4) и стабилизаторы горения (5). Продукты сгорания из камеры сгорания СПВРД выбрасываются наружу через регулируемое сверхзвуковое сопло (3).

В стартовом положении СРС (2) расположена внутри воздушного канала и скреплена с центральным телом (8) с помощью специального механизма расцепки (11).

После окончания работы СРС (2) происходит ее отстыковка от центрального тела (8) и под действием силы давления набегающего потока воздуха отделение от ракеты. После выхода СРС происходит раскрытие топливных коллекторов (4) и установка критического сечения регулируемого сопла (3) в рабочее положение. Запускается СПВРД (1) и начинается маршевый полет.

Схема крылатой ракеты в рабочем положении показана на фиг.2 (СРС показана условно).

Схема расположения топливных коллекторов и стабилизаторов горения в раскрытом положении фиг.3.

Конический диффузор - 13

Гидропривод раскрытия топливных коллекторов и стабилизаторов горения - 14

Система тяг - 15

Оси вращения - 16

Топливные коллекторы (4) и стабилизаторы горения (5) маршевой силовой установки закреплены на коническом диффузоре (13), расположенном на входе в камеру сгорания, с помощью осей вращения (16) и связаны через систему тяг (15) с гидроприводом раскрытия топливных коллекторов и стабилизаторов горения (14). Гидропривод раскрытия неподвижно закреплен на фланце конического диффузора и через систему трубопроводов с пироклапанами связан с гидроагрегатом турбонасосным. После расстыковки и выхода СРС происходит подрыв пироклапанов и подача высокого давления от гидроагрегата турбонасосного в полость цилиндра гидропривода раскрытия топливных коллекторов и стабилизаторов горения (14) для их установки в рабочее положение.

Конструкция сверхзвукового сопла в рабочем положении показана на фиг.4.

Корпус сопла - 17

Гидропривод сопла - 18

Тяга - 19

Серьга - 20

Тяга - 21

Пальцы - 22

Толкатель - 23

Кольцо синхронизации - 24

Дозвуковая створка - 25

Сверхзвуковая створка - 26

Ось вращения - 27

Дозвуковые (25) и сверхзвуковые (26) створки закреплены на корпусе сопла (17) с возможностью вращения относительно осей бобышек на концах створок. Между собой створки скреплены с помощью тяги (21) и пальцев (22). Гидропривод сопла (18) через серьгу (20) и оси вращения скреплен с дозвуковой створкой (25) и через оси вращения и тягу (19) с корпусом сопла. Тяга (19) скреплена с кольцом синхронизации (24) посредством толкателя (23).

Управляющее давление от системы регулирования поступает в те или иные полости цилиндров гидропривода сопла (18), что приводит к изменению его геометрии и движению вокруг оси вращения (27) тяги (19). Тяга (19) через толкатель (23) передает усилие на кольцо синхронизации (24), обеспечивая синхронное движение всех цилиндров гидропривода сопла (18). Через серьгу (20) и оси вращения усилие от движения гидропривода сопла (18) передается дозвуковой створке (25), которая через тягу (21) и пальцы (22) приводит в движение сверхзвуковую створку (26). В зависимости от того в какие полости цилиндров гидропривода сопла (18) поступает управляющее давление, обеспечивается закрытие или раскрытие сопла.

Схема регулирования маршевой силовой установки, обеспечивающая изменение площади критического сечения сопла показана на фиг.5.

Приемники воздушного давления - 28

Сигнализаторы воздушного давления - 29

Блок бортовой автоматики - 30

Агрегат управления соплом - 31

Гидроагрегат турбонасосный - 32

Скачок уплотнения - 33

Система регулирования содержит пояса приемников воздушного давления (28), расположенные на центральном теле воздухозаборника, сигнализаторы воздушного давления (29) и блок бортовой автоматики (30), располагающиеся в центральном теле воздухозаборника в приборном отсеке, агрегат управления соплом (31), установленный в агрегатном отсеке маршевой силовой установки, гидроагрегат турбонасосный (32) и всережимное сверхзвуковое регулируемое сопло (3), расположенное на выходе из камеры сгорания маршевой силовой установки.

Поддержание заданного уровня восстановления давления осуществляется путем поддержания положения замыкающего скачка уплотнения (33) в зоне между поясами приемников воздушного давления (28), которые воздушными магистралями связаны с сигнализаторами воздушного давления (29). При срабатывании сигнализаторов воздушного давления подаются соответствующие электрические сигналы на блок бортовой автоматики (30), а с него на агрегат управления соплом (31), который управляет подачей жидкости в гидропривод регулируемого сопла (3). Необходимое для работы сопла и агрегата управления соплом давление рабочей жидкости обеспечивается гидроагрегатом турбонасосным (32), который забирает топливо из топливного бака (10). Отработанная рабочая жидкость возвращается в топливный бак (10). Работа турбонасоса обеспечивается частью воздуха, забираемого из воздушного канала ракеты и поступающего в воздушную турбину, а затем выбрасываемого через специальные жалюзи в атмосферу.

Таким образом, предложенная крылатая ракета, оснащенная СРС, расположенной как в КС СПВРД, так и в воздушном канале и скрепленной с центральным телом воздухозаборника, позволяет за счет конструкции маршевой силовой установки с СПВРД и лобовым осесимметричным воздухозаборником, который имеет следующие оригинальные технические решения:

регулируемое сверхзвуковое реактивное сопло, максимальный диаметр которого позволяет разместить СРС в камере сгорания двигателя наибольшего объема;

складывающаяся система топливных коллекторов и стабилизаторов горения, позволяющая более эффективно разместить СРС в воздушном канале изделия;

регулируемое сверхзвуковое реактивное сопло совместно с системой регулирования площади критического сечения сопла позволяют при маршевом полете поддерживать режимы наибольшей экономичности;

существенно уменьшить габариты и массу ракеты, а также повысить тягово-экономические характеристики маршевой силовой установки и ракеты в целом.

Крылатая ракета, содержащая маршевую ступень с лобовым воздухозаборником с центральным телом, соединенным воздушным каналом с камерой сгорания маршевой установки, сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий конический диффузор, топливные коллекторы, стабилизаторы горения, камеру сгорания, состыкованную с коническим диффузором, сверхзвуковое сопло, находящееся на выходе из камеры сгорания, и систему регулирования, стартово-разгонную ступень с реактивным двигателем, размещенную в камере сгорания двигателя маршевой ступени и воздушном канале с возможностью отстыковки и выброса, отличающаяся тем, что топливные коллекторы и стабилизаторы горения маршевой силовой установки выполнены складывающимися и закреплены на коническом диффузоре, расположенном на входе в камеру сгорания, посредством осей вращения и связаны через систему тяг с соответствующим гидроприводом раскрытия топливных коллекторов и стабилизаторов горения, закрепленного на фланце конического диффузора, корпус сопла выполнен из двух состыкованных цилиндрической и ожевальной оболочек, при этом площадь критического сечения сопла регулируется с помощью гидропривода сопла, закрепленного на корпусе посредством качалки и выполненного в виде группы цилиндров с поршнем, объединенных общим коллектором и для обеспечения возможности поворота дозвуковых створок, кинематически связанных с кольцом синхронизации и соответствующими дозвуковыми створками, скрепленными при помощи пальцев и тяги с обеспечением взаимного перемещения с соответствующими сверхзвуковыми створками, закрепленными на выходной части корпуса сопла с возможностью вращения и образующими вместе с дозвуковыми створками канал для истечения продуктов сгорания, маршевая силовая установка снабжена системой регулирования, выполненной в виде поясов приемников воздушного давления, расположенных на центральном теле воздухозаборника, соответствующих сигнализаторов воздушного давления, передающих электрический сигнал на блок бортовой автоматики, расположенный в центральном теле воздухозаборника, агрегата управления соплом, закрепленного на конусе диффузора и связанного гидравлическими коллекторами с гидроприводом сопла, и гидроагрегата турбонасосного, связанного коллекторами с топливным баком и агрегатом управления соплом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к вооружению, в частности к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.
Изобретение относится к области военной техники, а именно к устройству формирования времени вскрытия или отделения головной части реактивного снаряда. Устройство формирования времени вскрытия или отделения головной части реактивного снаряда содержит исполнительный механизм вскрытия или отделения головной части и приемник сигналов ГЛОНАСС или других систем спутниковой навигации с возможностью предстартовой установки в нем координат точки отделения или вскрытия головной части.

Изобретение относится к области ракетных вооружений, в частности к рулевому приводу и способу управления полетом управляемого снаряда. Рулевой привод управляемого снаряда содержит корпус, основание, фильтр, воздухозаборник, электромагнитные клапаны и пневмоцилиндры рулевых машин.

Изобретение относится к области управляемого артиллерийского вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Управляемый артиллерийский снаряд содержит корпус, блок автоматического управления, блок рулевого привода, блок тормозных устройств, боевую часть, комбинированное взрывательное устройство, стабилизатор и донный газогенератор.

Управляемая пуля содержит отделяемый двигатель и кольцевой насадок с резьбовой втулкой, установленный на кормовой части маршевой ступени и соединенный с двигателем посредством разрезного кольца, выполненного в виде кольцевых секторов.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способу подрыва осколочно-фугасной боевой части (ОФБЧ). Способ подрыва ОФБЧ самонаводящегося боеприпаса с управляющим блоком (УБ) осуществляется посредством ударного воздействия бойка на головное взрывательное устройство (ВУ) мгновенного действия ОФБЧ.

Изобретение относится к вооружению, а именно к боеприпасам. Артиллерийский снаряд содержит корпус кормового отсека (ККО) с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, воздухозаборное устройство.
Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам, невидимым для радиорадаров (стелс-снарядам). Стелс-снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления элевоном складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, рычага, жестко закрепленного на валу, и установленной рулевой машинки в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым ракетам, размещенным в транспортно-пусковых контейнерах. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит разгонный двигатель, маршевый двигатель, боевую часть, рулевой отсек и бортразъем.

Беспилотный летательный аппарат содержит корпус с боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами и двигательную установку, состоящую из бака с жидким топливом и прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающего камеру сгорания, сообщенную с воздуховодными каналами, стабилизаторы пламени, устанавливаемые в камере сгорания с механизмами установки.

В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения.

Изобретение относится к авиационной технике, к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов, в частности к защитным устройствам различных типов воздушно-реактивных двигателей.

Сверхзвуковой реактивный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий камеру сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей, расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя размещено во внутренней полости сопла маршевого режима и выполнено из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

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 авиационной технике, а именно к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов. Пиротолкатель заглушки воздухозаборного устройства воздушно-реактивного двигателя состоит из корпуса, газогенератора с дроссельной шайбой, сбрасываемого с заглушкой поршня, разрушаемого элемента фиксации сбрасываемого с заглушкой поршня в корпусе и толкающего поршня, закрывающего в конце хода канал расположения сбрасываемого с заглушкой поршня своим торцом. Часть сбрасываемого с заглушкой поршня расположена внутри основного толкающего поршня, а сопряжение их центрирующих поверхностей выполнено с минимальным зазором. Внутри основного толкающего поршня расположен вспомогательный толкающий поршень, упирающийся своим торцем в торец сбрасываемого с заглушкой поршня. Основной толкающий поршень имеет разжимное пружинное кольцо, а в корпусе пиротолкателя имеется канавка для разжимного пружинного кольца. Изобретение позволяет повысить надежность работы пиротолкателя и обеспечить фиксацию толкающего поршня в корпусе пиротолкателя после его срабатывания. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх