РАКЕТА Российский патент 2002 года по МПК F42B15/00 F42B10/02 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники.

Известна конструкция реактивного управляемого снаряда со стабилизирующим устройством [1] , запускаемого с пусковой установки, содержащего стабилизирующее устройство, снабженное тремя или более лопастями, соединенными с помощью пальцев, расположенных на задней части снаряда. Лопасти, установленные под прямым углом к пальцам, расположены в плоскостях, параллельных оси снаряда. Каждая сдвоенная лопасть с помощью навесных частей соединена с концом проушины.

Кроме того, в лопастях установлены пружины, которые действуют на лопасти с силой, большей сопротивления воздуха, действующего на лопасти во время полета.

Данная конструкция стабилизирующего устройства предназначена для управляемых противотанковых снарядов, где используются небольшие скорости полета снаряда и снаряд испытывает минимальные продольные и поперечные перегрузки, что несомненно надежно.

Но применительно к зенитным управляемым ракетам такая конструкция стабилизирующего устройства со сдвоенными лопастями неприемлема из-за сверхзвуковых скоростей и перегрузок, во много раз превышающих перегрузки, действующие на сдвоенные лопасти, имеющие больший коэффициент лобового сопротивления, что приведет к кинетическому нагреву лопастей стабилизатора и выходу их из строя, что недопустимо.

Известна конструкция ракеты [2], содержащая на задней части двигателя стабилизирующее устройство в виде корпуса с проушинами, к которым с помощью соединительных пальцев шарнирно прикреплены лопасти, при этом корпус стабилизирующего устройства выполнен разъемным в виде тонкостенного металлического цилиндра с окнами, наклонными к корпусу наружными приливами с резьбовыми отверстиями и проушинами, расположенными под углом к продольной оси корпуса, в отверстиях наклонных приливов под углом к лопасти установлены упорные винты, лопасти выполнены пружинными в виде скрепленные между собой основания и тонкостенной пружинной пластины, основание лопасти выполнено в виде корытообразного кулачка с зубом, а соединительные пальцы - в виде цилиндрических ступенчатых стержней, переменного диаметра, концевые части которых имеют общую ось вращения, при этом оси средних частей стержней расположены под углом к этой оси и образуют эксцентрики, а с внутренней стороны корпуса стабилизирующего устройства напротив окон, под каждой полостью установлены пружины с упором в зуб кулачка основания лопасти.

Данная конструкция ракеты со стабилизирующим устройством надежна при условии, что ракетный двигатель стальной, но если зенитная ракета снабжена двигателем из композиционного материала, то близкое расположение раскрытых лопастей стабилизирующего устройства к задней части двигателя приведет к нарушению поверхности двигателя при сверхзвуковом его обтекании газовым потоком, что недопустимо.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности ракеты с двигателем из композиционного материала во время полета при сверхзвуковом ее обтекании газовым потоком.

Указанная задача достигается тем, что в ракете, содержащей двигатель со стабилизирующим устройством в виде корпуса с шарнирно прикрепленными лопастями, состоящими из основания и пластины, в ней двигатель выполнен из композиционного материала, при этом на задней части поверхности двигателя в месте раскрытия лопастей выполнено теплоэрозионно стойкое покрытие, а основание каждой лопасти выполнено со скосом под углом к оси ракеты и параллельно задней части поверхности двигателя с теплоэрозионно стойким покрытием, причем поперечное сечение скоса выполнено треугольным.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данное техническое решение обеспечивает надежный полет ракеты при сверхзвуковом ее обтекании газовый потоком, а именно лопасти выполнены со скосом и максимально удалены от поверхности двигателя не в ущерб прочности стабилизирующего устройства, что препятствует разрушению задней части поверхности двигателя.

На прилагаемом чертеже (фиг.1-3) приведена предлагаемая конструкция ракеты, где:
1 - двигатель из композиционного материала;
2 - стабилизирующее устройство;
3 - лопасть стабилизатора;
4 - основание лопасти;
5 - скос;
6 - поперечное сечение скоса в виде треугольника;
7 - теплоэрозионно стойкое покрытие;
8 - задняя часть двигателя.

Полет ракеты при сверхзвуковом ее обтекании газовым потоком воздуха заключается в следующем, а именно, на ее поверхности перед выступающими лопастями стабилизирующего устройства возникают отрывные течения, характерной особенностью которых является отток газа в поперечных направлениях и проникновение в область отрывного течения из внешнего потока струй газа с повышенным полным давлением. Как правило, такие струи возникают перед отрывной областью при прохождении сложной пространственной конфигурации скачков уплотнения, которая образуется в следствие взаимодействия скачков уплотнения с пограничным слоем.

Струя газа образует точку торможения на поверхности препятствий. От этой точки струя за счет большого полного давления и поперечного растекания разгоняется до сверхзвуковых скоростей, при этом на поверхности лопасти в области отрывного течения возникают новые точки торможения и местные сверхзвуковые зоны, сопровождаемые скачками уплотнения и вторичным отрывом потока. Поэтому в местах натекания высоконапорных струй газа на поверхностях лопастей и двигателя образуются узкие зоны повышенных силовых нагрузок и значительных тепловых потоков, воздействием которых размывается поверхность двигателя особенно в случае изготовления его из композиционного материала, который затем разрушается.

Поэтому для исключения разрушения двигателя 1 ракеты от вышеперечисленного явления, в ней лопасти 3, а точнее основания лопастей 4 стабилизирующего устройства 2 выполнены со скосом 5 под углом к оси ракеты, который параллелен задней части 8 поверхности двигателя с теплоизоляционно стойким покрытием 7 и поперечным сечением в виде треугольника 6 для лучшего обтекания и максимально удалены от задней поверхности двигателя 1. Нанесение теплоэрозионно стойкого покрытия 7 на заднюю часть 8 поверхности двигателя в месте раскрытия лопастей 3 стабилизирующего устройства 2 обеспечивает надежную защиту наружной поверхности двигателя от струй раскаленного газа, отраженного от лопастей. Такое покрытие необходимо для всех двигателей из композиционного материала, у которых лопасти стабилизирующего устройства нависают на двигатель, исходя из конструкционных особенностей, связанных с габаритами.

Источники информации
1. Заявка Японии 50-640, публикация от 10.11.75 г. 5-16, заявлено 04.12.70 г. 45-107535, приоритет Швейцарии от 05.12.69 г. 17157/69, МПК 6 F 42 В 10/14 - аналог.

2. Патент РФ 2103651 от 27.01.98 г. МПК 6 F 42 В 10/14, 10/06 - прототип.

Изобретение относится к области ракетной техники. В ракете, содержащей двигатель со стабилизирующим устройством в виде корпуса с шарнирно прикрепленными лопастями, состоящими из основания и пластины, в ней двигатель выполнен из композиционного материала, при этом на задней части поверхности двигателя в месте раскрытия лопастей выполнено теплоэрозионно стойкое покрытие, а основание каждой лопасти выполнено со скосом под углом к оси ракеты и параллельно задней части поверхности двигателя с теплоэрозионно стойким покрытием, причем поперечное сечение скоса выполнено треугольным. Изобретение позволяет повысить надежность ракеты с двигателем из композиционного материала во время полета при сверхзвуковом ее обтекании газовым потоком. 3 ил.

Ракета, содержащая двигатель со стабилизирующим устройством в виде корпуса с шарнирно прикрепленными лопастями, состоящими из основания и пластины, отличающаяся тем, что в ней двигатель выполнен из композиционного материала, при этом на задней части поверхности двигателя в месте раскрытия лопастей выполнено теплоэрозионно стойкое покрытие, а основание каждой лопасти выполнено со скосом под углом к оси ракеты и параллельно задней части поверхности двигателя с теплоэрозионно стойким покрытием, причем поперечное сечение скоса выполнено треугольным.