РАКЕТА Российский патент 1999 года по МПК F42B12/00 F42B15/00 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракет различного назначения, например боевых, осветительных, противоградовых, метеорологических и других, для которых предъявляются высокие требования к параметрам старта.

Известна противоградовая ракета "Небо", (см. статью М.Т.Абшаева и др. "Новые противоградовые комплексы "Небо" и "Кристалл"). Запуск указанной ракеты происходит с помощью маршевого двигателя. Невысокая стартовая скорость ракеты при неблагоприятных погодных условиях в точке старта приводит к большому рассеиванию ракет.

Известна ракетная пусковая установка (см. патент США N 3712226, МКИ F 42 B 15/10, 15/16), принятая за прототип
Установка содержит установленный на пусковую трубу реактивный снаряд с маршевыми двигателями, газогенератор, обеспечивающий запуск снаряда с высокой начальной скоростью.

Недостатком прототипа является то, что длина пусковой трубы, от которой в большой степени зависит начальная скорость реактивного снаряда, влияет на геометрические параметры самого снаряда, что, в свою очередь, приводит к неоправданному увеличению его массы. Кроме того, для обеспечения запуска двигателей снаряда и газогенератора требуются несколько каналов инициирования, что снижает надежность системы в целом.

Целью настоящего изобретения является улучшение энергомассовых характеристик ракеты и повышение надежности ее запуска.

Поставленная цель достигается тем, что в ракете, стартующей из пусковой трубы, заглушенной с донной части, и содержащей маршевый двигатель с соплом, газогенератор, механизмы фиксации в трубе, в ней газогенератор с помощью тарированных элементов закреплен на сопле с образованием запальной полости, ограниченной внутренней поверхностью сверхзвуковой части сопла, корпусом газогенератора и цилиндрической обечайкой, выполненной на нем, причем в корпусе выполнены отверстия, связывающие запальную полость с камерой сгорания газогенератора, а внутри него расположен газоход, соединяющий запальную полость с пироинициатором, при этом расходные отверстия газогенератора выполнены газосвязанными с полостью пусковой трубы, а на его наружной поверхности выполнены ответные элементы механизма фиксации.

На фиг. 1 изображена заявляемая ракета, установленная в пусковую трубу.

Ракета содержит маршевый двигатель твердого топлива 1, сопло 2, складывающиеся стабилизаторы 5, газогенератор, содержащий камеру сгорания 4, с размещенной там топливной массой, корпус 3 с обечайкой 6. Газогенератор закреплен на сопле с помощью тарированных элементов 16. Между соплом двигателя, обечайкой и корпусом расположена запальная полость 7, связанная с помощью отверстий 8 с камерой сгорания газогенератора. Внутри последнего расположен газоход 9, газосвязанный с пироинициатором 10. На корпусе газогенератора расположены расходные отверстия 11, связывающие камеру сгорания с полостью 13 пусковой трубы 12. На пусковой трубе расположены механизмы фиксации 14, взаимодействующие с ответными элементами 15, расположенными на газогенераторе.

Ракета функционирует следующим образом.

Перед стартом ракета устанавливается в пусковую трубу 12 и с помощью механизмов 14 и ответных элементов 15 стопорится относительно последней.

После подачи команды на запуск ракеты срабатывает пироинициатор 10, продукты сгорания которого по газоходу 9 попадают в запальную полость 7 и через сопло 2 и отверстия 8 воспламеняют заряд маршевого двигателя ракеты и топливную массу газогенератора. Продукты сгорания двигателя и газогенератора заполняют запальную полость и полость 13 пусковой трубы и при расчетном силовом воздействии на ракету происходит расстыковка тарированных элементов 16, в качестве которых могут быть использованы штифты, винты с расчетным сечением, пружинные фиксаторы, цанги и т.д. Ракета под действием давления газов в пусковой трубе выстреливается из нее. Дальнейший полет происходит за счет тяги маршевого двигателя.

Таким образом, использование данного технического решения позволяет осуществить надежный запуск маршевого двигателя и газогенератора по одному каналу задействования, а также улучшить энергомассовые характеристики ракеты за счет более рационального использования параметров самой ракеты и пусковой трубы.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракет различного назначения. Ракета содержит твердотопливный двигатель с соплом, к которому с помощью тарированных элементов прикреплен газогенератор, образуя запальную полость между соплом, газогенератором и цилиндрической обечайкой, выполненной на его корпусе. Внутри газогенератора выполнен газоход, соединяющий запальную полость с пироинициатором. Камера сгорания газогенератора выполнена газосвязанной с запальной полостью и полостью пусковой трубы. В исходном положении перед пуском ракета удерживается стопорным устройством, взаимодействующим с газогенератором. Использование данного технического решения позволяет повысить надежность системы запуска ракеты. 1 ил.

Ракета, стартующая из пусковой трубы, заглушенной с донной части, содержащая маршевый двигатель с соплом, газогенератор, средство инициирования, механизмы фиксации в трубе, отличающаяся тем, что газогенератор закреплен на сопле посредством тарированных элементов, средство инициирования представляет собой пироинициатор, на наружной поверхности газогенератора выполнены ответные элементы фиксации, имеется запальная полость, ограниченная внутренней поверхностью сверхзвуковой части сопла, корпусом газогенератора и цилиндрической обечайкой, выполненной на корпусе, имеющем отверстия, сообщающие запальную полость с пироинициатором, при этом камера сгорания газогенератора сообщена с полостью пусковой трубы посредством расходных отверстий.