ПРЯМОТОЧНО-ЭЖЕКТОРНЫЙ РАКЕТОНОСИТЕЛЬ Российский патент 2000 года по МПК F02K7/10 F42B15/00 F42B10/00 F42B12/00 

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к ракетно-прямоточным летательным аппаратам, обеспечивающим ведение боевых действий путем залпового огня группой боевых ракет, а также в мирных целях для разрушения градовых туч.

Известны ракетно-прямоточные аппараты, позволяющие доставлять к цели только одну боевую ракету. Такие устройства содержат вокруг тела ракеты, имеющей автономный двигатель, еще и трубчатую полость, разделенную по длине на диффузор и камеру дожигания, установленную с кольцевым зазором относительно тела ракеты так, что головная часть ракеты выступает из входного отверстия трубчатой полости, обеспечивая наиболее экономичное торможение входящего в полость воздушного потока путем получения серии косых скачков давления. При этом хвостовая часть трубчатой полости перекрывает по длине двигательную часть ракеты, обеспечивая в камере дожигания эффективное перемешивание и дожигание продуктов горения в потоке поступающего, эжектируемого воздуха [1], [2], [3].

Недостатком таких ракетоносителей является то, что они не могут обеспечивать одновременный и эффективный вывод на маршевую траекторию группы однотипных ракет. При этом известные ракетно-прямоточные аппараты получают дополнительную реактивную тягу при дожигании атмосферного воздуха только от пламени реактивного двигателя одной центральной ракеты, которая дает один эжектирующий поток.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является ракетно-прямоточное устройство [4], которое выполнено из одной ракеты с автономным двигателем, хвостовая часть которой охвачена трубчатой камерой дожигания и, которые скреплены между собой пилонами, при этом тело ракеты выступает из входного отверстия камеры дожигания, имеющей со стороны торца хвостовой части дополнительный кольцевой (торовый) реактивный двигатель, к которому подается жидкое горючее через пилоны от топливных баков центральной ракеты.

Недостатком этого устройства является то, что его двигательная система не может обеспечить более полного дожигания продуктов горения реактивного топлива и получения высокоэффективной дополнительной реактивной тяги из-за того, что скорость истечения струи выхлопных газов от торового двигателя центральной ракеты значительно больше чем скорость истечения выхлопных газов от торового двигателя, дающего кольцевой эжектирующий поток, что приводит и к неравноценности давления в них, снижая процесс эжекции атмосферного воздуха. И, кроме того, это устройство не может доставлять до боевой цели группу ракет.

Задача, на решение которой направлено изобретение, состоит в создании возможности доставки до боевой цели группы твердотопливных ракет тактического класса с сокращением подлетного времени без затрат дополнительного горючего.

Это достигается тем, что в заявляемом прямоточно-эжекторном ракетоносителе, выполненном из центральной ракеты с автономным двигателем, вокруг которой на пилонах осемитрично размещена трубчатая камера дожигания, в отличие от прототипа ракетоноситель содержит центральную ракету тактического класса с твердотопливным двигателем, снабженную зарядом форсированного отстрела, блоком радиолокационного управления полетом, наведения на цель и расстыковки, вокруг которой по внутреннему периметру входного отверстия камеры дожигания установлены с заслонками между боковыми поверхностями и с образованием трубчатой полости периферийные твердотопливные ракеты тактического класса, при этом хвостовые части ракет размещены в установочных гнездах, а их головные части снабжены полым кольцевым конусом, который соединен верхними пилонами через кольцо с головной частью центральной ракеты, хвостовая часть которой размещена в отдельном гнезде, соединенным нижними пилонами с камерой дожигания и тягами с кольцом головной части центральной ракеты, при этом верхние и нижние пилоны выполнены с закрылками для отклонения эжектируемого потока от 0 до 60^o относительно направления течения потока.

Заряд форсированного отстрела, например пироксилиновый, размещен в трубчатых тягах, нижняя часть которых снабжена кольцевыми, разрывными проточками, при этом днища тяг заглушены болтами со стороны установочного гнезда центральной ракеты, а верхняя часть тяг жестко скреплена с кольцом головной части, и к которым подведены электродетонаторы.

Заслонки установлены напряженно-поджатыми к боковым поверхностям двух периферийных соседних ракет и одним концом жестко закреплены между двумя гнездами и камерой дожигания, а второй конец каждой заслонкой заглублен под наружное кольцо полого кольцевого конуса.

Установочные гнезда выполнены в виде жесткосоединенных между собой и камерой дожигания колец, внутренний диаметр которых равен наружному диаметру хвостовых частей периферийных ракет, при этом нижняя часть каждого кольца по внутреннему диаметру имеет буртик с меньшим диаметром, обеспечивающим необходимое заглубление каждой ракеты в гнездо.

Полый кольцевой конус выполнен из двух жесткосоединенных по одному диаметру тонкостенных колец, наружного и внутреннего, образующих в сечении полый конус, при этом к внутреннему кольцу жестко прикреплены пилоны, соединяющие его с отдельным кольцом, жестко посаженным на головную часть центральной ракеты.

Закрылки снабжены устройством для жесткой фиксации угла отклонения.

Заслонки имеют в сечении Т-образную форму.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид устройства с изображением половины вида и разреза по оси. На фиг.2 изображен вид фиг. 1 по стрелке А. На фиг. 3 изображена в изометрии скелетная конструкция ракетоносителя без центральной и периферийных ракет с местными выровами камеры дожигания, заслонок, полого кольцевого конуса и тяг. На фиг. 4 изображена центральная ракета в жесткой связке с полым кольцевым конусом, который жестко соединен с верхними пилонами, а последние соединены с кольцом, которое жестко установлено на головной части центральной ракеты и к которому жестко прикреплены верхние концы тяг, а нижняя часть тяг и хвостовая часть центральной ракеты имеют местные выровы. На фиг.5 изображена часть камеры дожигания, по внутреннему периметру которой размещены установочные гнезда, между которыми нижними концами закреплены заслонки, верхние концы которых имеют местные выровы. На фиг.6 показано сечение Б-Б нескольких заслонок и вид нескольких установочных гнезд периферийных ракет сверху. На фиг. 7 изображено установочное гнездо, в котором установлена хвостовая часть центральной ракеты. К этому гнезду разъемно присоединены нижними концами тяги и нижние пилоны. Тяги, центральная ракета и нижние пилоны имеют местные выровы. На фиг. 8 и 9 изображено устройство жесткой фиксации отклонения закрылков. На фиг. 10 изображена часть установочного гнезда центральной ракеты, к которому нижним концом прикреплена трубчатая тяга с помощью болта, а в трубчатой полости тяги размещен заряд форсированного отстрела. В стенке тяги имеется кольцевая проточка для разрыва и расстыковки. На фиг. 11 изображена структура движения и взаимодействия двух эжектирующих и одного эжектируемого потоков газа. На фиг. 12 изображена пусковая установка прямоточно-эжекторного ракетоносителя, выполненная на базе автомобиля. На фиг. 13 изображена пусковая установка, размещенная на надводном морском или речном транспорте.

Устройство состоит из центральной ракеты тактического класса 1, имеющей твердотопливный двигатель 2, которая с помощью нижних пилонов 3 соединена с трубчатой камерой дожигания 4. По внутреннему периметру камеры 4 установлены периферийные ракеты 5, хвостовые части которых размещены в гнездах 6, а головные части ракет 5 накрыты полым кольцевым конусом 7, который соединен верхними пилонами 8 через кольцо 9 с ракетой 1. Хвостовая часть ракеты 1 размещена в отдельном гнезде 10, соединенным с пилонами 3 и тягами 11, соединяющими кольцо 9 с гнездом 10. Верхние пилоны имеют закрылки 12, а нижние пилоны - закрылки 13. Между гнездами 6 и внутренней поверхностью 14 камеры 4 закреплены заслонки 15. Центральная ракета 1 имеет помимо боевого заряда 16 также и блок радиолокационного управления полетом, наведения на цель и расстыковки 17. Полый кольцевой конус 7 выполнен из наружного кольца 18 и внутреннего 19. Каждая тяга 11 верхними концами жестко прикреплена к кольцу 9. В трубчатой полости тяг 11 размещен заряд 20 для расстыковки и форсированного отстрела, к которому из блока 17 подведены электродетонаторы 21. Гнезда 6 в нижней части внутреннего диаметра имеют буртик 22. Установочное гнездо 10 ракеты 1 имеет буртик 23. Нижние концы тяг 11 закреплены к гнезду 10 с помощью болтов 24, а выше резьбового участка тяги 11 имеют кольцевые проточки 25. Закрылки 12 и 13 имеют устройство жесткой фиксации угла отклонения, которое состоит из подпружиненного пружиной 26 стержня 27, который установлен подвижно во втулке 28, и может заглубляться в отверстия 29.

Устройство работает следующим образом.

Для обеспечения старта устройства включается зажигание одновременно всех реактивных двигателей периферийных ракет 14 и центральной ракеты 2. После старта, за счет перепада давлений в двух эжектирующих потоках I, II (фиг. 11) и одном эжектируемом потоке III начинает работать эффект эжектора, т.е. начинает происходить подсасывание и нагнетание новых порций атмосферного воздуха, который, обеспечивая дожигание продуктов реактивного топлива в среде кислорода, работает как дополнительное рабочее тело, что увеличивает реактивный импульс и, следовательно, скорость устройства, сокращая подлетное время до боевой цели без дополнительных затрат горючего. Кроме того, при установке определенного угла закрылков, эжектируемый поток атмосферного воздуха III будет поступать в камеру дожигания в закрученном состоянии, создавая тем самым увеличение времени пребывания молекул кислорода в камере дожигания, обеспечивая более полное дожигание продуктов горения. Управление полетом и наведение на боевую цель осуществляется с помощью радиолокационной станции пусковой установки. Вблизи боевой цели, по команде пусковой установки срабатывают электродетонаторы 21, воспламеняется заряд 20, происходит разрыв кольцевых проточек 25 на тягах 11 и за счет дополнительного реактивного импульса, т. е. форсированного отстрела, происходит расстыковка центральной ракеты 1 вместе с полым кольцевым конусом 7 от установочного гнезда 10. При этом, после освобождения головных частей периферийных ракет от них также отжимаются заслонки 15 и далее за счет давления выхлопных газов всех периферийных ракет 5 на конфузор камеры дожигания 4 осуществляется отделение камеры 4, а освободившиеся от связки ракеты 5 самостоятельно выполняют массированный боевой удар на заданной площади. При этом кучность удара будет зависеть на какой высоте произошла расстыковка.

Такая конструкция ракетоносителя позволяет более рационально определить назначение трубчатой камеры дожигания, используя ее также для размещения и доставки на ней не одну, а целую группу легко разъединяемых твердотопливных ракет тактического класса. И, поскольку все ракеты твердотопливные, то и дальнобойность струй их выхлопных газов будет практически одинакова, то есть будет осуществляться равноценность обоих эжектирующих потоков, обеспечивая одинаковый перепад давлений между центральным и охватывающим его трубчатым эжектирующим потоками, создавая наиболее эффективный режим эжекции. Работа эжектора при этом такова, что на место сжигаемого эжектируемого воздуха в кольцевой зазор поступают новые порции воздуха за счет давления встречного потока и за счет его подсоса от перепада давлений между потоками, ввиду того, что скорость обоих эжектирующих потоков всегда больше, чем эжектируемого потока, то и давление в эжектирующих потоках будет меньше, чем в эжектируемом, а это обеспечивает увеличение отбрасываемой массы эжектируемого газа и выделение дополнительной тепловой энергии при дожигании продуктов неполного горения ракетного топлива от взаимодействия с атмосферным кислородом, т.е. получая дополнительное рабочее тело. А это, в свою очередь, обеспечивает сокращение подлетного времени до боевой цели без дополнительных затрат горючего или увеличения мощности двигателей ракет. Максимальная дополнительная реактивная тяга заявляемого устройства будет зависить от правильного подбора соотношения диаметра D (фиг. 1) между периферийными ракетами 5 к диаметру центральной ракеты d, т.е. от D/d, которое можно получить по результатам экспериментальных исследований. Максимальное отклонение угла закрылков до 60^o выбрано с большим запасом, т.к. точное его значение может быть определено экспериментально.

Полезность заявляемого устройства заключается в том, что оно по своему функциональному назначению может выгодно заменить известные объекты техники - системы залпового огня "Град", "Ураган" и "Смерч" или по крайней мере быть им конкурентоспособным. Это объясняется тем, что заявляемое устройство, также как и известные системы залпового огня, обеспечивает доставку ракет для нанесения боевого удара. Но в отличие от известных систем, которые поражают цель путем последовательных ударов отдельными ракетами за какое-то время, заявляемый прямоточно-эжекторный ракетоноситель может единовременно поразить эту же цель одним ударом. При этом заявляемое устройство предусматривает использование ракет тактического класса именно от систем залпового огня "Град", "Ураган" или "Смерч" и таким образом еще более повышает степень унификации ракет от этих систем залпового огня. Более того, использование ракет от этих систем в заявляемом устройстве дает явную выгоду (создает экономический и военно-стратегический эффект), т.к. обеспечивает сокращение подлетного времени до боевой цели и обеспечивает нанесение массированного удара с максимальной и управляемой кучностью. При этом в качестве центральной ракеты заявляемого устройства можно использовать ракету системы "Смерч", которая в своей конструкции уже имеет блок корректировки траектории движения по тангажу и рысканию, а в качестве периферийных ракет брать ракеты системы "Град". Кроме этого, заявляемое устройство прямоточно-эжекторного ракетоносителя, в котором блок управления полетом, наведения на цель и расстыковки размещен только на одной, центральной ракете, уже является экономически выгодным в отличие от новейшей системы залпового огня "Смерч", в которой каждая ракета снабжена аналогичным блоком.

Источники информации
1. Б.В.Орлов, Г.Ю.Мазинг, А.Л.Рейдель, М.Н.Степанов, Ю.И.Топчиев. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей. - М.: Машиностроение, 1967, стр.14.

2. Г. Ю. Мазинг. Теория прямоточного воздушно-реактивного двигателя. (Конспект лекций). - М. : издательство Всесоюзного заочного машиностроительного института, 1977, с.7 (рис.3), с. 44.

3. Решение экспертизы ВНИИГПЭ по заявке N 4000835/23 от 17.06.86 г.

4. Патент США N 3049876 от 1962 г., кл. 60-230 (прототип).

Изобретение относится к ракетной технике для ведения боевых действий путем залпового огня, а также может использоваться, в частности, для разрушения градовых туч. Согласно изобретению прямоточно-эжекторный ракетоноситель содержит центральную ракету тактического класса, вокруг которой выполнена цилиндрическая камера дожигания. Эта камера образована установленными плотно друг к другу разделяемыми периферийными ракетами того же класса. При работе устройства имеет место эффективный режим эжекции воздуха и дожигания рабочего тела в кольцевом зазоре между центральной ракетой и камерой. Этим увеличивается тяговооруженность системы без дополнительных затрат топлива. Кроме того, обеспечивается доставка к цели одновременно группы ракет. Благодаря этому изобретение дает сокращение подлетного времени до цели и возможность наносить удар с максимальной или управляемой кучностью. 6 з.п. ф-лы, 13 ил.

1. Прямоточно-эжекторный ракетоноситель, выполненный в виде центральной ракеты с автономным двигателем, вокруг которой на пилонах осесимметрично размещена трубчатая камера дожигания, отличающийся тем, что ракетоноситель содержит в качестве центральной ракету тактического класса с твердотопливным двигателем, снабженную зарядом форсированного отстрела, блоком радиолокационного управления полетом, наведения на цель и расстыковки, вокруг которой по внутреннему периметру входного отверстия камеры дожигания установлены с заслонками между боковыми поверхностями и с образованием трубчатой полости периферийные твердотопливные ракеты тактического класса, при этом хвостовые части этих ракет размещены в установочных гнездах, а их головные части снабжены полым кольцевым конусом, который соединен верхними пилонами через кольцо с головной частью центральной ракеты, хвостовая часть которой размещена в отдельном гнезде, соединенном нижними пилонами с камерой дожигания и тягами с кольцом головной части центральной ракеты, при этом верхние и нижние пилоны выполнены с закрылками для отклонения эжектируемого потока от 0 до 60^o относительно направления течения потока. 2. Ракетоноситель по п.1, отличающийся тем, что заряд форсированного отстрела, например, пироксилиновый, размещен в трубчатых тягах, нижняя часть которых снабжена кольцевыми разрывными проточками, при этом днища тяг заглушены болтами со стороны установочного гнезда центральной ракеты, а верхняя часть тяг жестко скреплена с кольцом головной части, и к которым подведены электродетонаторы. 3. Ракетоноситель по п. 1, отличающийся тем, что заслонки установлены напряженно-поджатыми к боковым поверхностях двух соседних периферийных ракет и одним концом жестко закреплены между двумя гнездами и камерой дожигания, а второй конец каждой заслонки заглублен под наружное кольцо полого кольцевого конуса. 4. Ракетоноситель по п.1, отличающийся тем, что установочные гнезда выполнены в виде жесткосоединенных между собой и камерой дожигания колец, внутренний диаметр которых равен наружному диаметру хвостовых частей периферийных ракет, при этом нижняя часть каждого кольца по внутреннему диаметру имеет буртик с меньшим диаметром, обеспечивающим необходимое заглубление каждой ракеты в гнездо. 5. Ракетоноситель по п.1, отличающийся тем, что полый кольцевой конус выполнен из двух жестко соединенных по одному диаметру тонкостенных колец, наружного и внутреннего, образующих в сечении полый конус, при этом к внутреннему кольцу жестко прикреплены пилоны, соединяющие его с отдельным кольцом, жестко посаженным на головную часть центральной ракеты. 6. Ракетоноситель по п.1, отличающийся тем, что закрылки снабжены устройством для жесткой фиксации угла отклонения. 7. Ракетоноситель по п.3, отличающийся тем, что заслонки имеют в сечении Т-образную форму.