Ракета

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Технический результат - упрощение конструкции ракеты при повышении надежности ее работы. Ракета содержит маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель. При этом накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной с охватом обтекателя. Поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами. Переходный шпангоут снабжен перфорациями в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью маршевой ступени и двигателем накопительную камеру. Эта камера сообщена с атмосферой каналами воздухозаборников. Каждый из этих каналов выполнен в виде диффузора и установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя, снабженного сквозным пазом. Паз выполнен с охватом воздухозаборника и расположен от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя. На каждом воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки. Фронтальная часть каждого воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты. На кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус. Он отжат распорной гайкой от торца переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций. Эти секции равномерно размещены с охватом маршевой ступени и удерживаются от угловых перемещений жесткими выступами. 7 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью и, в первую очередь, в сверхзвуковых ракетах.

Известна двухступенчатая ракета с отделяемой стартовой ступенью, см. патент РФ 2362102 от 02.06.2008 г., МПК7 F42B 14/00, принятая нами за прототип.

Ракета содержит отделяемую стартовую ступень с двигателем, маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, поршень и обтекатель, при этом переходный шпангоут скреплен с двигателем накидной гайкой. Устройство снабжено газогенератором, который активируется по команде с бортовой аппаратуры управления в расчетный момент времени.

Недостатками приведенного устройства являются сложность конструкции из-за наличия не только газогенератора, который сам по себе является сложным пороховым газодинамическим устройством с системой активации (по сути, это ракетный мини-двигатель), но также из-за необходимости применения в этом устройстве дополнительно аппаратуры управления системой активации газогенератора. Кроме того очевидно, что чем больше систем использовано в устройстве, тем ниже надежность устройства.

Задачей предлагаемого технического решения является упрощение конструкции ракеты с повышением надежности работы.

Для решения поставленной задачи в известной ракете, содержащей маршевую ступень (МС), зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель, накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной с охватом обтекателя, поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами, при этом переходный шпангоут снабжен перфорациями в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью МС и двигателем накопительную камеру, сообщающуюся с атмосферой каналом воздухозаборника, выполненным в виде диффузора, причем воздухозаборник установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя, снабженного сквозным пазом, выполненным с охватом воздухозаборника и расположенным от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя, причем на воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки, а фронтальная часть воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты, кроме того, на кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус с распорной гайкой, прилегающей к торцу переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций, равномерно размещенных с охватом маршевой ступени и удерживаемых от угловых перемещений жесткими выступами.

Кроме того, в предложенном техническом решении может быть установлено несколько воздухозаборников, равномерно размещенных по длине окружности.

Сущность предложенного технического решения заключается в том, что в известной 2-ступенчатой ракете, содержащей МС, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель, поршень закреплен в кормовой части МС и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами. При этом кормовая часть МС с передним дном двигателя и внутренней полостью переходного шпангоута образуют накопительную камеру, сообщающуюся с атмосферой каналом (каналами) воздухозаборника (или нескольких воздухозаборников), выполненным в виде диффузора, причем воздухозаборник установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя. Фронтальная часть воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты. Причем обтекатель снабжен сквозным пазом, выполненным с охватом воздухозаборника и расположенным от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя. На воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки, а накидная гайка снабжена контргайкой, установленной с охватом обтекателя. Кроме того, на кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус с распорной гайкой, прилегающей к торцу переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций, равномерно размещенных с охватом маршевой ступени и удерживаемых от угловых перемещений жесткими выступами. Перфорации переходного шпангоута при уменьшении веса конструкции увеличивают рабочий объем накопительной камеры, то есть объем рабочего тела (в данном случае воздуха), выполняющего работу разведения ступеней.

Предложенная конструкция ракеты и особенности ее работы поясняются чертежами, где на фиг. 1 изображена 2-ступенчатая ракета, содержащая отделяемую стартовую ступень с двигателем 1, маршевую ступень 2, переходный отсек 3, на фиг. 2 показан вид А (повернуто) с фиг. 1, на фиг. 3 показан вид Д с фиг. 2, на фиг. 4 показан разрез Е-Е с фиг. 3, на фиг. 5 показан разрез Ж-Ж по воздухозаборнику фиг. 2.

На фиг. 2 подробно изображено предложенное устройство, в котором переходный шпангоут 4 скреплен с двигателем стартовой ступени 1 накидной гайкой 5, которая снабжена контргайкой 6, выполненной с охватом обтекателя 7. Поршень 8 закреплен в кормовой части МС и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами 9 (выполненными в виде разрывных винтов), при этом переходный шпангоут снабжен перфорациями 10 в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью МС и двигателем накопительную камеру 11, сообщающуюся с атмосферой каналом 12 воздухозаборника 13, выполненным в виде диффузора (подробно показано на фиг. 6). Воздухозаборник установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя (подробно показано на фиг. 5 - разрез Ж-Ж с фиг. 2). Обтекатель снабжен сквозным пазом 14, выполненным с охватом воздухозаборника и расположенным от заднего торца к круговой выемке с плоским дном 15 на внешней поверхности обтекателя, причем на воздухозаборнике установлена гайка 16 с упором в плоское дно круговой выемки. Фронтальная часть воздухозаборника снабжена радиусной выемкой 17, переходящей в плоскую лыску 18, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты. На кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус 19 (подробно изображено на фиг. 7 - вид Б с фиг. 2) с распорной гайкой 20, прилегающей к торцу переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом 21, выполненным в виде раздельных секций, равномерно размещенных с охватом кормы МС и удерживаемых от угловых перемещений жесткими выступами 22. Стопорные винты 23, 24 контрят гайку 16 и распорную гайку 20 соответственно, а кольца 25, 26, 27, 28 герметизируют накопительную камеру 11.

Предложенное устройство работает следующим образом. В полете от старта ракеты до окончания работы двигателя создаваемая тягой двигателя продольная перегрузка прижимает маршевую ступень 2 торцом кормовой части к буртику 29 переходного шпангоута 4. При этом набегающий поток воздуха, встречая на своем пути воздухозаборник 13, проходит канал 12 диффузора и с повышением давления наполняет накопительную камеру 11. По окончании работы двигателя уменьшается и исчезает тяга, в результате уменьшается и исчезает продольная перегрузка, прижимающая МС торцом к буртику 29 переходному шпангоуту 4, в то время как давление набранного воздуха в накопительной камере воздействием на ступени обрывает винты 9 и перемещает МС в переходном шпангоуте. При дальнейшем движении МС проходит зацеп 21, секции которого смыкаются, аэродинамический конус 19 освобождается от стартовой ступени и, продолжая раздельное движение, сходит с МС по потоку.

При этом жесткие выступы 22 разделяют секции зацепа с определенными зазорами, исключающими их смыкание и возможность заклинивания при разделении. Распорной гайкой 20 при сборке отжимается аэродинамический конус 19 от переходного шпангоута, в результате секции зацепа 21 обжимают корпус МС 22, центрируя ее вдоль общей оси ракеты, таким образом, увеличивается база центрирования маршевой ступени на величину аэродинамического конуса без увеличения хода МС в переходном отсеке до разделения.

Таким образом, предложенное техническое решение существенно упрощает конструкцию ракеты с отделяемой стартовой ступенью в сравнении с прототипом за счет создания внутренней полостью переходного шпангоута, кормой маршевой ступени (МС) с присоединенным поршнем и передним дном двигателя изолированной камеры, сообщающейся с атмосферой каналом воздухозаборника, выполненным в виде диффузора, фронтальная часть которого снабжена лыской с шириной не меньше входной части диффузора и расположенной перпендикулярно продольной оси ракеты. Причем установка аэродинамического конуса впереди переходного шпангоута и скрепление их зацепом с распором распорной гайкой увеличивает плечо заделки МС без увеличения хода МС до момента разделения, уменьшает возмущение МС от разделения, таким образом снижается рассеивание, повышается точность стрельбы или надежность применения в сравнении с прототипом.

Ракета, содержащая маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель, отличающаяся тем, что накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной с охватом обтекателя, поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами, при этом переходный шпангоут снабжен перфорациями в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью маршевой ступени и двигателем накопительную камеру, сообщающуюся с атмосферой каналами воздухозаборников, каждый из которых выполнен в виде диффузора и установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя, снабженного сквозным пазом, выполненным с охватом воздухозаборника и расположенным от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя, причем на каждом воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки, а фронтальная часть каждого воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты, кроме того, на кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус, отжатый распорной гайкой от торца переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций, равномерно размещенных с охватом маршевой ступени и удерживаемых от угловых перемещений жесткими выступами.



 

Похожие патенты:

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе.

Группа изобретений относится к области систем управления летательными аппаратами и может быть использована в контуре управления рулевого привода ракет с широтно-импульсным методом регулирования.

Изобретение относится к области вооружения, реализующего задачи повышения точности стрелкового оружия, более конкретно к способам управления вращающейся пулей и снарядом высокоточного оружия.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.
Изобретение относится к области авиации, в частности к крылатым ракетам. Беспилотный летательный аппарат содержит корпус, баки, крыло и двигатель.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым боеприпасам. Управляемый боеприпас содержит электронную аппаратуру управления и систему спутниковой навигации с антенной, установленную в носовом обтекателе.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к реактивным боеприпасам. Активно - реактивный снаряд стартует из пусковой трубы, заглушенной с донной части.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку.

Изобретение относится к рулевым приводам многоступенчатых ракет. Привод рулевой содержит рулевые машины, систему питания рулевых машин, узлы развязки, кронштейны для закрепления рулевых машин к днищу ракеты.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН).
Наверх