КРЫЛАТАЯ РАКЕТА Российский патент 1998 года по МПК F42B15/00 F02K7/18 

Изобретение относится к ракетной технике и описывает устройство крылатой ракеты со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД).

Известные в настоящее время компоновки крылатых ракет с СПВРД основаны на максимальной интеграции маршевой ступени и стартово- разгонной ступени (СРС). Наличие СРС продиктовано тем, что СПВРД эффективен лишь на больших скоростях полета, когда его собственная тяга превышает аэродинамическое сопротивление ракеты.

Выполнение этого условия влечет за собой необходимость в компоновке ракеты выделять значительные объемы для размещения СРС, а при жестких габаритных ограничениях на размещение ракитного оружия на носителе рациональность компоновки будет определяться эффективностью использования располагаемого объема.

Стремление добиться эффективного использования этого объема привело к появлению на базе прямоточного и разгонного двигателей так называемой комбинированной или интегральной установки, когда внутренний объем камеры сгорания СПВРД используется для размещения разгонного двигателя.

Известны способы объединения маршевого СПВРД и стартового двигателя в единую систему, когда, например, заряд твердого топлива разгонного двигателя непосредственно отливается в камеру сгорания СПВРД. Этот тип двигателей получил обозначение IRR (Integral RocRet Pamjet - комбинированный ракетно-прямоточный двигатель или КРПД). (Техническая информация ЦАГИ N 10, 1980, с. 23-28).

СПВРД как самостоятельная часть силовой установки, так и как составная часть комбинированных двигателей, может работать на жидком или твердом топливе.

Возможность регулировать тягу СПВРД в широких пределах в варианте использования жидкого топлива определило более широкое использование подобных двигателей на практике, а в случае полета ракеты по сложным траекториям этот тип силовой установки находится вне конкуренции.

Непосредственная отливка заряда твердого топлива в камеру сгорания СПВРД существенно усложняет конструкцию комбинированного двигателя и приводит к заметному увеличению массы маршевого СПВРД вследствие значительного упрочнения его камеры сгорания для обеспечения работы на стартовом участке полета при давлениях в ней свыше 100 атм, в то время как на маршевом участке полета давление не превышает 7 атм.

Это обстоятельство приводит к снижению летно-технических характеристик ракеты, и поэтому распространение получили комбинированные двигатели с разгонными двигателями в виде стартово- разгонных ступеней, когда заряд твердого топлива размещается в собственном корпусе.

Старт ракеты с комбинированной двигательной установкой происходит под действием тяги СРС. При достижении требуемой скорости разгона ракеты и выработки топлива СРС происходит отделение разгонного двигателя или его элементов и запуск прямоточного двигателя.

Использование комбинированных двигательных установок позволило заметно (до 30 %) сократить габариты крылатых ракет с прямоточным двигателем.

Одной из удачных компоновок крылатой ракеты с комбинированной двигательной установкой является компоновка противокорабельной ракеты ЗМ-80 "МОСКИТ", изображенная в журнале "Техника и оружие" N 2, 1996, с.23 и описанная там же на с. 24, (издатель АО "АвиаКосм", почтовый адрес 123060, г.Москва, а/я 97).

В качестве прототипа взята крылатая ракета с СПВРД "МОСКИТ" (фиг.1).

Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме. Силовая установка комбинированная, состоит из СПВРД (1) и СРС (2). СПВРД имеет четыре воздухозаборника (3). Камера сгорания СПВРД соединена воздушным каналом с воздухозаборником с возможностью отделения и выброса через сопло СПВРД (1).

При достижении необходимой скорости полета, когда тяга СРС снижается, давлением воздуха, поступающего через входное устройство, создается усилие, отделяющее СРС от маршевой ступени. После отделения СРС осуществляется запуск СПВРД и начинается маршевый полет ракеты.

Удачное техническое решение о размещении СРС внутри камеры сгорания СПВРД позволило сохранить габариты противокорабельной ракеты ЗМ-80 "МОСКИТ" и как следствие комплекс ракетного вооружения на базе этой ракеты получил широкое распространение в системе вооружения кораблей Российского флота.

При всей своей рациональности компоновка ракеты ЗМ-80 имеет ряд недостатков.

Для достижения требуемых скоростей (М ≈ 1,6) разгона ракеты необходим вполне определенный запас топлива СРС, который определяет габариты СРС. Сложившееся на практике соотношение требуемой скорости разгона и массы маршевой ступени, вызывает необходимость для размещения СРС в камере сгорания СПВРД увеличивать ее длину, делая ее неоправданно большой.

Для получения высоких характеристик по полноте сгорания топлива в камере сгорания СПВРД длина ее может быть в пределах 1,0 ^oC 1,5 м, в то время как габариты СРС вынуждают иметь эту длину раза в 2 больше. Это приводит к увеличению массы конструкции камеры сгорания СПВРД и, как следствие, к снижению дальности полета ракеты.

Кроме этого, следует отметить, что размещение СРС в камере сгорания СПВРД влечет за собой неблагоприятное расположение центра масс ракеты, приводящее к росту степени статической неустойчивости ракеты на участке разгона и необходимость принятия дополнительных мер по обеспечению стабилизации ракеты на участке разгона (усложнение системы управления, установка дополнительных аэродинамических стабилизаторов и т.д.).

Следует отметить, что усилие от тяги СРС передается через упор, установленный в конце ракеты (в районе сопла СПВРД), а величину тяги из энергетических соображений выгодно иметь по возможности больше. В этом случае прочность конструкции, в том числе, определяется напряжениями в материале, возникающими от продольного изгиба оболочки корпуса ракеты под действием тяги СРС.

Известно, что при этом величина критической силы, вызывающей критические напряжения в материале конструкции, существенно (в десятки раз) меньше величины той силы, что вызывает те же напряжения в случае, например, растяжения.

Таким образом, размещение СРС внутри камеры сгорания СПВРД обладает следующими недостатками:
- увеличение массы маршевой ступени за счет роста массы СПВРД из-за неоправданного увеличения длины камеры сгорания;
- неблагоприятная центровка ракеты на участке ее разгона;
- увеличение массы ракеты из-за необходимости обеспечить прочность корпуса ракеты при продольном изгибе от силы тяги СРС.

С целью исключения указанных недостатков и дальнейшего увеличения степени интеграции маршевой и разгонной ступеней крылатой ракеты с СПВРД для достижения минимальных габаритов ракетного оружия предлагается крылатая ракета, содержащая маршевую ступень со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем, камера сгорания которого соединена воздушным каналом с воздухозаборником, и стартово-разгонную ступень с реактивным двигателем, размешенную в камере сгорания двигателя маршевой ступени с возможностью отделения и выброса через сопло, отличающаяся тем, что воздухозаборник выполнен лобовым с центральным телом, воздушный канал расположен симметрично вдоль продольной оси ракеты, при этом передняя часть стартово- разгонной ступени размещена в воздушном канале и скреплена с центральным телом.

Предлагаемая крылатая ракета изображена на фиг.2.

Крылатая ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме. Силовая установка комбинированная, состоит из СПВРД (1) и СРС (2).

Входное, устройство для подачи воздуха в камеру сгорания СПВРД (3) содержит лобовой осесимметричный воздухозаборник (4) и воздушный канал (5).

СРС (2) расположена как в камере сгорания СПВРД (3), так и в воздушном канале (5).

В центральном теле (6) лобового воздухозаборника расположены приборы и оборудование ракеты, а в средней части ракеты кольцевой формы топливный бак (7), вокруг, воздушного канала (5) размещено топливо маршевой ступени.

В стартовом положении СРС (2) расположена внутри ракеты и скреплена с центральным телом (6) посредством, например, цангового механизма (8).

После запуска СРС (2) возможна расфиксация цангового механизма (8), а усилием тяги разгонного двигателя СРС (2) будет скреплена с маршевой ступенью.

После окончания разгона ракеты и снижения тяги разгонного двигателя СРС под действием силы давления набегающего потока воздуха отделяется от ракеты. Запускается СПВРД и начинается маршевый полет.

В отличие от компоновки, изображенной на фиг.1, предлагаемая схема позволяет иметь оптимальную длину камеры сгорания СПВРД по критерию "вес-полнота сгорания" за счет возможности размещения части топлива СРС в воздушном канале.

Учитывая более равномерное распределение топлива СРС по длине ракеты, стартовая центровка ракеты для предлагаемого варианта компоновки более передняя, что снижает степень статической неустойчивости ракеты, допуская при этом большие величины возмущающих факторов в процессе разгона.

Усилие от тяги СРС передается через упор, установленный в задней части центрального тела, которое через пилоны (9) конструктивно связано с топливным баком (7) ракеты.

Под действием тяги СРС в процессе разгона ракеты основная часть ракеты испытывает напряжения от деформации растяжения. К тому же, учитывая, что вес 1 м² баковой части ракеты превышает вес 1 м² приборной части в несколько раз (2-3 раза), передача усилия от тяги СРС в передней части ракеты позволяет существенно сократить вес ракеты за счет изменения характера нагружения конструкции ракеты в сравнении с компоновкой согласно фиг.1.

Таким образом, предлагаемая крылатая ракета с СПВРД и лобовым осесимметричным воздухозаборником с одним воздушным каналом, оснащенная СРС, расположенной как в камере сгорания СПВРД, так и в воздушном канале, и скрепленной с центральным телом воздухозаборника, обладая преимуществами известной комбинированной двигательной установки, вследствие дальнейшей интеграции не только с прямоточным двигателем, но и с ракетой в целом, позволяет добиться сокращения габаритов ракеты за счет рационального использования объема, выделенного на носителе для размещения оружия.

Важно отметить, что предлагаемое изобретение позволяет не только сократить габариты, но и при этом обеспечить более высокие летно-технические характеристики ракеты.

Изобретение относится к ракетной технике. Крылатая ракета состоит из маршевой ступени со сверхзвуковым двигателем, в камере сгорания которой размещена с возможностью выброса через сопло стартово-разгонная ступень с реактивным двигателем. Воздухозаборник маршевой ступени выполнен лобовым с центральным телом. Воздушный канал расположен симметрично вдоль продольной оси ракеты, а передняя часть стартово-разгонной ступени размещена в воздушном канале и скреплена с центральным телом. Изобретение позволяет сократить габариты и повысить летно-технические характеристики ракеты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Крылатая ракета, содержащая маршевую ступень со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем, камера сгорания которого соединена воздушным каналом с воздухозаборником, и стартово-разгонную ступень с реактивным двигателем, размещенную в камере сгорания двигателя маршевой ступени с возможностью отделения и выброса через сопло, отличающаяся тем, что воздухозаборник выполнен лобовым с центральным телом, воздушный канал расположен симметрично вдоль продольной оси ракеты, при этом передняя часть стартово-разгонной ступени размещена в воздушном канале и скреплена с центральным телом. 2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что стартово-разгонная ступень скреплена с центральным телом цанговым механизмом.