ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ ВРАЩАЮЩАЯСЯ ПО КРЕНУ РАКЕТА Российский патент 1998 года по МПК F42B10/14 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных комплексах различного назначения.

Известна двухступенчатая бикалиберная ракета "Метеор-1", принятая за аналог [1]. Она содержит первую ступень в виде двигателя на твердом топливе со стабилизатором, вторую ступень - в виде подкалиберной головной части с оперением на заднем конце. Ступени соединены переходным коническим обтекателем и разделяются посредством пиротехнического устройства.

Недостаток устройства заключается в том, что пиротехническое разделительное устройство может включаться только после полного окончания работы двигателя, что приводит в потере начальной скорости головной ступени, так как двигатель после окончания работы некоторое время остается соединенным с головной ступенью и тормозит ее.

Кроме того, за счет эксцентриситета тяги двигателя возможно отклонение ракеты от заданной траектории.

Известна вращающаяся по крену двухступенчатая ракета "Найк-Кеджун" [2], принятая за прототип. В состав ракеты входит первая ступень в виде отделяемого разгонного ракетного двигателя с косопоставленным оперением, вторая ступень в виде подкалиберной оперенной головной части. Ступени соединены переходным обтекателем в виде конуса.

Вращение ракеты по крену позволяет осреднить эксцентриситет тяги двигателя и уменьшить возможность отклонения ракеты от заданной траектории. Разделение ступеней производится за счет разницы их аэродинамических сопротивлений.

Недостатками такой ракеты является искривление продольной оси ракеты при вращении ракеты по крену, так как ее центр масс при изготовлении всегда смещен относительно оси вращения на некоторую величину, а жесткость подкалиберной головной части ограничена. Это искривление пропорционально смещению центра масс в квадрате и в полете на разгонном участке непрерывно увеличивается. При отделении двигателя резко меняется положение центра масс ракеты и головная ступень получает возмущение. Кроме того, на процесс аэродинамического разделения ступеней влияет процесс догорания топлива в двигателе, в результате которого тяга падает в течение некоторого времени от величины, большей аэродинамического сопротивления ракеты до нуля. Разделение начинается в момент, когда тяга двигателя сравняется с разницей аэродинамических сопротивлений. Процесс разделения, заключающийся в сходе переходного конического обтекателя с кормы головной ступени, будет тормозиться остаточной тягой двигателя, особенно при разделении в разряженной атмосфере. При этом в конце разделения, когда до схода обтекателя с кормы останется путь, меньший диаметра кормы, при действии боковых сил на двигатель и обтекатель будет происходить перекашивание двигателя относительно головной ступени, что приведет к заклиниванию и сообщит головной части ракеты дополнительные угловые возмущения, что нарушит траекторию полета, увеличит ее аэродинамическое сопротивление.

Целью изобретения является уменьшение возмущений головной ступени от аэродинамического разделения ступеней при повышении жесткости ракеты на активном участке траектории.

Эта цель достигается тем, что в известной двухступенчатой вращающейся по крену ракете, содержащей разгонный двигатель с косопоставленным оперением, оперенную подкалиберную головную ступень и переходной обтекатель, оперение головной ступени установлено относительно продольной оси под углом, меньшим угла поворота перьев стабилизатора, при этом задние концы перьев головной ступени размещены в пазах, выполненных в передней части обтекателя.

На фиг. 1 изображена описываемая ракета в полете; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - график изменения тяги двигателя и относительной скорости разделяемых ступеней.

Предлагаемая ракета содержит разгонный двигатель 1 со стабилизатором 2, пассивную головную часть 3 с оперением 4, переходной конический обтекатель 5. Оперение головной части наклонено к продольной оси ракеты на угол α₁ , а оперение стабилизатора наклонено в ту же сторону на угол α₂ , причем α₂ > α₁ . Величина углов установки оперения выбирается в зависимости от скорости ракеты, плотности атмосферы, в которой происходит разделение, инерционно-массовых характеристик головной части и двигателя, изменения тяги двигателя в процессе догорания остатков топлива.

Работа ракеты осуществляется следующим образом.

При полете ракеты в атмосфере на двигатель и головную часть ракеты действуют вращающие ракету по крену моменты, создаваемые косопоставленным оперением, причем вращающий момент, действующий на двигатель, больше вращающего момента, действующего на головную часть, при этом стенки пазов переходного обтекателя прижимаются к боковым поверхностям перьев, при этом за счет осевой перегрузки и наклона перьев создается сила, поджимающая их задние кромки к торцам пазов, что повышает жесткость ракеты к действию изгибающих моментов, действующих на нее в полете, т.к. перья выполняют роль ребер жесткости.

После окончания работы двигателя тяга двигателя начинает падать, в момент времени, когда разность аэродинамических сил, действующая на разделяемые ступени, превысит тягу двигателя, начнется процесс разделения, при этом на начальном этапе сход двигателя будет тормозиться за счет трения оперения о боковые стенки пазов и энергии, потребной на поворот головной части относительно двигателя при взаимодействии оперения и пазов. При этом тяга двигателя падает и при выходе оперения из пазов обтекателя достигает незначительной величины. Двигатель под действием аэродинамических сил разгоняется и сходит с кормы головной части с большой скоростью, не успевая сообщить ей значительное боковое возмущение.

Таким образом, в предлагаемом устройстве за счет выполнения оперения стабилизатора и головной части косопоставленным с наклоном в одну сторону с углом установки перьев стабилизатора, большим угла установки перьев головной части, и взаимодействия оперения головной части с пазами, выполненными в обтекателе, обеспечивается повышение жесткости ракеты в полете за счет действия аэродинамических сил, обеспечивающих контакт задних кромок оперения головной части с обтекателем, а также обеспечивается притормаживание двигателя на начальном этапе разделения в момент начала падения тяги и ускоренное отделение после падения тяги и выхода оперения из контакта с пазами, что увеличивает скорость двигателя относительно головной части на конечном этапе разделения, уменьшая возмущающий импульс, передаваемый от двигателя головной части.

Источники информации
1. Гринберг В. Н. и др. Исследовательские и метеорологические ракеты мира. Л.: Гидрометеоиздат, 1979, с. 68 и 69, ракета "Метеор-1".

1. Гринберг В. Н. и др. Исследовательские и метеорологические ракеты мира. Л.: Гидрометеоиздат, 1979, с. 163, ракета "Найк-Кеджун".

Изобретение относится к двухступенчатой вращающейся по крену ракете, при использовании которой обеспечивается уменьшение возмущения головной ступени при разделении ступеней. На разгонном двигателе ракеты установлен стабилизатор с косопоставленным оперением. Оперенье головной ступени ракеты установлено относительно продольной оси под углом, меньшим угла поворота перьев стабилизатора. Задние кромки перьев оперения головной ступени размещены в пазах, выполненных в передней части переходного обтекателя. 3 ил.

Двухступенчатая вращающаяся по крену ракета, содержащая разгонный двигатель с косопоставленным оперением стабилизатора, оперенную подкалиберную головную ступень и переходной обтекатель, отличающаяся тем, что оперение головной ступени установлено относительно продольной оси под углом, меньшим угла поворота перьев стабилизатора, при этом задние кромки перьев оперения головной ступени размещены в пазах, выполненных в передней части обтекателя.