УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОТДЕЛЕНИЯ ОТСЕКА БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ Российский патент 1999 года по МПК F42B15/36 

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при проектировании механизмов отделения, посредством которых осуществляется съем и увод отсеков и крышек от ракеты.

В современном ракетостроении известна, например, схема "холодного" разделения ступеней, где в качестве дополнительного средства разделения используют твердотопливные двигатели, которые могут устанавливаться на верхней ступени для создания требуемого для нее ускорения и увода от нижней ступени или на нижней ступени для ее торможения. Сразу же с освобождением узлов связи включаются разгонные или тормозные твердотопливные двигатели, установленные соответственно на верхней или нижней ступенях, а тяга двигателей верхней ступени выходит на номинальный режим по достижении некоторого расстояния между ступенями (см. К.С. Колесников, В.И.Козлов, В.В.Кокушкин "Динамика разделения летательных аппаратов", М., 1977, стр. 131-132, рис. 4.6).

Недостатком известных схем разделения является то, что они позволяют осуществлять только линейные перемещения разделяемых ступеней и не решают задачи по уводу, например, корпуса предыдущей ступени с траектории движения ракеты, причем для обеспечения линейного перемещения требуется установка нескольких пороховых ракетных двигателей, посредством которых осуществляют нейтрализацию импульса тяги последствия.

Известны также устройства для увода и закрутки предыдущей ступени ракеты, в которых небольшие твердотопливные тормозные двигатели устанавливаются на корпусе предыдущей ступени или в межбаковом пространстве. Двигатели закрываются специальными обтекателями. Сопла двигателей направлены в сторону, противоположную скорости ракеты. Команда на снятие жесткой связи подается одновременно с командами на останов основных двигателей и запуск тормозных. Тормозные ПРД, создавая тягу, притормаживают предыдущую ступень, а оставшаяся часть, освобожденная от связи с ней по инерции, продолжает полет.

Известны также комбинированные устройства отделения головной части с одновременным или последующим поворотом корпуса ракеты. Для обеспечения разворота корпуса тормозные ПРД должны устанавливаться асимметрично относительно центра масс (см. И.Н.Пенцак "Теория полета и конструкция баллистических ракет", М., 1974, стр. 236-238).

Недостатком указанных схем отделения является трудность осуществления одновременного увода и закрутки предыдущей ступени ракеты посредством единой энергетической установки с обеспечением условий безударности, а использование нескольких автономных энергетических установок приводит к увеличению веса конструкции и усложнению эксплуатационных характеристик, что снижает надежность эксплуатации ракеты. Следует отметить, что использование комбинированного устройства отделения с одновременным разворотом корпуса ракеты посредством тормозных ПРД, устанавливаемых асимметрично относительно центра масс, приводит к техническим трудностям по обеспечению безударного отделения, например, в условиях воздействия на ракету импульса тяги последствия отработавшей ступени.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение безударного съема и увода отделяемого отсека на начальном участке его перемещения посредством единой энергетической установки.

Указанная задача решается тем, что в предлагаемом устройстве сопло ПРД относительно отсека ориентировано наружу в радиальном направлении под углом к продольной оси отделяемого отсека, определяемым из соотношения

где r - радиус отделяемого отсека;
m - масса отделяемого отсека;
J - поперечный момент инерции отделяемого отсека;
l - расстояние от точки пересечения продольной оси сопла с внешней поверхностью отсека до проекции центра масс отделяемого отсека на внешнюю образующую его поверхности.

Наличие отличительных признаков по сравнению с прототипом подтверждает новизну заявляемого устройства.

Совокупность существенных признаков позволяет получить технический результат, заключающийся в снижении весогабаритных характеристик устройства отделения.

Устройство схематически изображено на чертеже, где показан общий вид устройства и приведены траектории перемещений крайних опасных на соударение с ракетой точек.

Устройство содержит корпус ракеты 1, на передней части которого посредством пироболтов 2 закреплен отделяемый отсек 3, на внутренней поверхности отсека монтирован автономный ПРД 4, продольная ось сопла которого расположена под углом α к продольной оси отделяемого отсека.

Устройство работает следующим образом. В исходном положении ракета 1 находится в воде в условиях свободного плавания, при этом носовая часть совместно с отсеком предстартовой подготовки 3 расположена в надводном положении. После функционального использования аппаратуры отсека предстартовой подготовки 3 от системы управления ракеты 1 подают одновременно команду на снятие жесткой связи между отсеком 3 и ракетой 1 путем задействования пироболтов 2 и на запуск ПРД 4 съема и увода отделяемого отсека 3. Из чертежа следует, что опасные на соударение точки корпуса отделяемого отсека 3 лежат на внутренней образующей основания отсека 3, при этом наиболее опасная на соударение точка лежит со стороны ПРД 4 в плоскости, проходящей через продольную ось сопла ПРД 4 и центр масс отделяемого отсека 3. Съем и увод отсека 3 осуществляется посредством задействования единой энергетической установки в виде автономного ПРД 4. Для обеспечения безударного схода основания отсека 3 с передней части ракеты 1 на начальном участке перемещения отделяемого отсека 3 организуется параллельное относительно продольной оси ракеты 1 движение опасной на соударение точки. Этого, при работе одной энергетической установки (ПРД 4), можно достичь за счет направления линии действия тяги ПРД 4 (продольной оси его сопла) под заданным углом α к продольной оси отделяемого отсека 3, причем ось сопла ПРД 4 проходит выше центра масс отсека 3, за счет чего обеспечивается вращение корпуса отсека 3 в нужном (заданном) направлении вокруг собственного центра масс, которое компенсирует поперечное линейное перемещение опасной на соударение точки, обусловленной воздействием составляющей проекции тяги ПРД 4 в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты, при этом следует иметь в виду, что перемещение самого центра масс отсека 3 осуществляется по направлению линии действия тяги ПРД 4. Величина угла (α) направления оси сопла ПРД 4 относительно продольной оси отсека 3, при которой обеспечивается параллельное относительно продольной оси ракеты перемещение опасной на соударение точки на начальном участке движения для конкретной конструкции отделяемого отсека является постоянной и зависит от инерционно-габаритных характеристик отсека 3, причем величина угла наклона продольной оси сопла (α) определяется по формуле

где r - радиус отделяемого отсека,
m - масса отделяемого отсека,
J - поперечный момент инерции отделяемого отсека,
l - расстояние от точки пересечения продольной оси сопла с внешней поверхностью отсека до проекции центра масс отделяемого отсека на внешнюю образующую его поверхности.

На чертеже приведены расчетные траектории движения центра масс отсека и опасных на соударение точек для гипотетической ракеты. Как показали результаты расчетов, перемещение опасной на соударение точки, близкое к параллельному продольной оси ракеты, возможно организовать только на начальном участке движения, который составляет ~ 0,35-0,40 диаметра корпуса отделяемого отсека, что является достаточным для безударного съема и последующего увода отделяемого отсека.

Так осуществляется безударное отделение отсека от ракеты.

Использование предлагаемого устройства, по сравнению с известными, позволяет за счет применения единой энергетической системы снизить весогабаритные характеристики устройства отделения и обеспечить безударный съем и увод отделяемого отсека на начальном участке его перемещения.

Изобретение относится к ракетостроению. Устройство для отделения отсека баллистической ракеты содержит размещенные в корпусе отсека автономный пороховой ракетный двигатель и механизм снятия жесткой связи между отсеком и ракетой. Сопло двигателя относительно отсека ориентировано наружу в радиальном направлении под углом к продольной оси отсека, определяемым из соотношения α = arctg L • r/J/m + L², где r - радиус отсека, m - масса отсека, J - поперечный момент отсека; L - расстояние от точки пересечения продольной оси сопла с внешней поверхностью отсека до проекции центра масс отсека на внешнюю образующую его поверхности. Изобретение позволяет уменьшить массу и габариты устройства отделения отсека ракеты. 1 ил.

Устройство для отделения отсека баллистической ракеты, содержащее размещенные в корпусе отделяемого отсека автономный пороховой ракетный двигатель и механизм снятия жесткой связи между отсеком и ракетой, отличающееся тем, что в нем сопло порохового ракетного двигателя относительно отсека ориентировано наружу в радиальном направлении под углом к продольной оси отделяемого отсека, определяемым из соотношения

где r - радиус отделяемого отсека;
m - масса отделяемого отсека;
J - поперечный момент отделяемого отсека;
L - расстояние от точки пересечения продольной оси сопла с внешней поверхностью отсека до проекции центра масс отделяемого отсека на внешнюю образующую его поверхности.