УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Российский патент 1999 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к ракетной технике, более конкретно - к конструкции управляемых ракет.

Известна ракета [1], содержащая ракетный двигатель с соплами, расположенными в хвостовой части ракеты, оси которых параллельны продольной оси ракеты. Такая конструкция обеспечивает наиболее полное использование энергии истекающих продуктов сгорания. Однако, не всегда представляется возможным разместить сопла в хвостовой части ракеты. В частности, в управляемых ракетах в хвостовой части обычно размещается сигналопринимающее устройство или катушка с кабелем для передачи сигналов от поста управления к ракете. В этом случае, истекающие продукты сгорания могут создавать помехи в работе этих устройств (задымление сигналопринимающего устройства, пережег кабеля и т.п. ). Кроме того, рекомендуется размещать двигатель, как можно ближе к центру масс ракеты, так как, при выгорании топлива, положение центра масс изменяется. (В идеальном варианте центр масс двигателя должен совпадать с центром масс ракеты).

Известна ракета, содержащая ракетный двигатель, расположенный в средней части ракеты, с боковыми косопоставленными соплами [2]. Такая конструкция ракеты позволяет, в некоторой степени, решить проблемы, изложенные выше. Однако при этом возникает ряд других вопросов. В частности, набегающий поток воздуха прижимает газовую струю, истекающую из сопел двигателя, к корпусу ракеты. Таким образом, горячая газовая струя омывает корпус ракеты, что создает угрозу его прогара или пережега кабелей, проложенных вдоль корпуса ракеты. Кроме того, перегрев некоторых блоков ракеты (например боевой части) приводит к снижению эффективности их работы.

Эту проблему можно решить, увеличив угол наклона сопел. Однако, это приводит к увеличению потерь полного импульса двигателя, а следовательно и скорости ракеты, и дальности полета. Следовательно, оптимальный угол наклона сопел следует подбирать исходя из скорости истечения продуктов сгорания из сопел, скорости набегающего потока воздуха, времени работы двигателя, температуры продуктов сгорания.

В настоящее время широкое применение находят разгонно-маршевые двигатели. Их специфика заключается в том, что разгонный режим имеет короткую продолжительность и высокое давление в камере сгорания двигателя, а следовательно, высокую скорость истечения продуктов сгорания из сопел; маршевый режим имеет гораздо большую продолжительность, чем разгонный, как правило, в несколько раз, и гораздо меньшее давление в камере сгорания. Следовательно, на разгонном режиме работы двигателя из сопел истекает более мощная газовая струя, чем на маршевом режиме. Таким образом, чтобы уменьшить воздействие газовой струи на корпус ракеты, на разгонном режиме необходимо установить сопла с большим углом наклона. При этом, на маршевом режиме, вследствие менее мощного истечения продуктов сгорания, необходимости иметь такой же угол установки сопел нет, так как это приведет к необоснованным потерям полного импульса двигателя. Следовательно, в процессе работы розгонно-маршевого двигателя необходимо изменять угол истечения продуктов сгорания.

Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение воздействия продуктов сгорания на корпус ракеты при минимальных потерях полного импульса путем изменения угла истечения продуктов сгорания.

Поставленная задача достигается путем выполнения в сверхзвуковой части сопел выступа из эрозирующего материала таким образом, что их оси смещены относительно осей критических сечений в радиальном направлении в сторону от оси ракеты. При этом, площадь поперечного сечения сверхзвуковой части сопла на протяжении всей его длины должна быть больше площади критического сечения сопла.

Предлагаемое решение иллюстрируется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид управляемой ракеты, на фиг. 2 - продольное сечение ракеты по месту смещения сверхзвуковых частей сопел.

Ракета 1 содержит ракетный двигатель твердого топлива 2, расположенный в средней части ракеты, с косопоставленными соплами 3, сигналопринимающее устройство 4, в сверхзвуковых частях 5 сопел 3 выполнен выступ 6 из эрозирующего материала (например ДСВ-4-Р-2М марки 0) таким образом, что оси 7 сверхзвуковых частей 5 смещены относительно осей критических сечений 8 в радиальном направлении в сторону от продольной оси ракеты 1, а величина "а" выступа определяется таким образом, чтобы площадь поперечного сечения сверхзвуковой части сопла на протяжении всей его длины была больше площади критического сечения сопла.

Предлагаемое решение работает следующим образом. После запуска двигателя 2 продукты сгорания, истекая из сопел 3, на разгонном режиме имеют большую скорость и высокую температуру. Обтекая выступ 6, продукты сгорания отклоняются в радиальном направлении в сторону от продольной оси ракеты. При этом, под воздействием высокотемпературной струи газа величина "а" выступа 6, выполненного из эрозирующего материала, уменьшается и к моменту окончания разгонного режима становится практически равной нулю. Таким образом, предлагаемое устройство позволяет предотвратить воздействие мощной высокотемпературной газовой струи на корпус ракеты и создание помех в работе сигналопринимающего устройства на разгонном режиме работы двигателя, а уменьшение угла наклона сопел к концу разгонного режима позволяет наиболее полно использовать полный импульс двигателя.

Источники информации
1. Я.М. Шапиро, Г.Ю. Мазинг, Н.Е. Прудников "Основы проектирования ракет на твердом топливе". Военное издательство министерства обороны СССР, М., 1968, стр. 36, рис. 1.32.

2. Журнал L'Arme'e, Caserne de Lourcine, 37 bd de Port-Royal, PARIS 13^e. A. D. D. I. M., 53, bd de La Tour-Maubourg, PARIS 7^e, 1969, апрель N 86 стр. 62-65.

Изобретение относится к ракетной технике. Ракета содержит ракетный двигатель с косопоставленными соплами, расположенными в средней части ракеты. В сверхзвуковых частях сопел выполнен выступ из эрозирующего материала. При этом площадь поперечного сечения сверхзвуковой части сопла на всей его длине больше площади критического сечения сопла. Оси сверхзвуковых частей сопел смещены в радиальном направлении относительно осей критического сечения в сторону от оси ракеты. Изобретение позволяет уменьшить воздействие продуктов сгорания на корпус ракеты при минимальных потерях полного импульса двигателя. 2 ил.

Управляемая ракета, содержащая ракетный двигатель с косопоставленными соплами, расположенный в средней части ракеты, отличающаяся тем, что в сверхзвуковых частях сопел выполнен выступ из эрозирующего материала, при этом площадь поперечного сечения сверхзвуковой части сопла на протяжении всей его длины больше площади критического сечения сопла, а оси сверхзвуковых частей сопел смещены относительно осей критического сечения в радиальном направлении в сторону от оси ракеты.