УСТРОЙСТВО ДЛЯ РАЗДЕЛЕНИЯ СТУПЕНЕЙ МОРСКОЙ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ Российский патент 2004 года по МПК F42B15/36 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании механизмов разделения ступеней морских баллистических ракет на жидком топливе.

В современном ракетостроении известны системы разделения ступеней с использованием переходных (межступенных) отсеков. (см. И.Н.Пенцак. Теория полета и конструкция баллистических ракет. М.: Машиностроение, 1974 г., стр. 233-240), где для прочного соединения ступеней в процессе полета ракеты и надежного их разделения по команде от системы управления используют конструктивный элемент в виде переходного отсека. При этом для расталкивания разделяемых ступеней в качестве рабочего тела может быть использовано избыточное давление газов, заключенных в полости переходного отсека, для стравливания которых до заданной величины перед разделением применяют газодинамические окна в корпусе переходного отсека.

Недостатком указанных систем разделения ступеней с использованием в качестве рабочего тела избыточного давления газов в герметичной полости межступенного отсека является появление возмущений на ракету, обусловленных стравливанием избыточного давления газов до требуемой величины, например, через одно газодинамическое окно, а при наличии нескольких газодинамических окон усложняется система стравливания газов из герметичной полости межступенного отсека (применительно к ракетам подводного старта), при этом дополнительные окна приводят к потере энергетики рабочего тела (избыточного давления газа) за счет непроизводительного его истечения через газодинамические окна в процессе расталкивания ступеней.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту и выбранным в качестве прототипа является схема разделения ступеней за счет избыточного давления газов, заключенных в герметичной полости отделения (см. статью Клеймана В.Л. и др. Баллистические ракеты подводных лодок России. Избранные статьи под общ. ред. Величко И.И., издательство Государственного ракетного центра КБ им. академика В.П.Макеева, г. Миасс, 1997 г., стр. 99-106, рис.3), где двигатель последующей ступени ракеты утоплен (размещен) в полости топливного бака предыдущей ступени, причем полость топливного бака предыдущей ступени выполняет функции межступенного отсека, при этом разделение (расталкивание) ступеней производят избыточным давлением газов наддува топливного бака предыдущей ступени после срабатывания кольцевого детонационного заряда, посредством которого снимают жесткую связь между разделяемыми ступенями. В данной схеме разделения ступеней для обеспечения допустимых величин перегрузок, действующих на ракету при разделении, осуществляют стравливание газа из полости топливного бака до заданной величины через специальную систему стравливания путем выведения стравливающего патрубка наружу в районе двигательной установки предыдущей ступени.

Недостатком приведенной схемы разделения ступеней является наличие возмущений, получаемых ракетой в виде приращений линейных и угловых скоростей на участке разделения ступеней за счет истечения струи газов наддува из топливного бака через стравливающий (выходной) патрубок, причем при свободной ориентации стравливающего патрубка ракета получает возмущения в виде приращений линейных и угловых скоростей, а при ориентации стравливающего патрубка в направлении центра масс ракеты последняя получает возмущения в виде приращений только линейных скоростей.

Изобретение направлено на снижение возмущающих факторов в виде приращений линейных и угловых скоростей, действующих на ракету и обусловленных истечением газов наддува в процессе их стравливания из топливного бака предыдущей ступени на участке разделения ступеней.

Указанная задача решается следующим образом. Устройство для разделения ступеней морской баллистической ракеты на жидком топливе, содержащее герметичную полость топливного бака предыдущей ступени, заполненную избыточным давлением газов наддува, двигательную установку последующей ступени ракеты, расположенную в данной герметичной полости, и кольцевой детонационный заряд механизма снятия жесткой связи между разделяемыми ступенями, согласно заявленному изобретению на внутренней поверхности обечайки топливного бака предыдущей ступени закреплена прямоугольная рамка, которая длинной стороной ориентирована по направлению продольной оси ракеты, при этом под рамкой по периметру уложен удлиненный детонационный заряд, а на рамке смонтирована накладка в размер по внешнему контуру рамки, причем внутренняя часть накладки выполнена с напуском на коротких сторонах рамки, между одной из длинных сторон рамки и накладкой образована узкая щель, через которую пропущена гибкая лента, причем полотно гибкой ленты перекрывает окно прямоугольной рамки, а конец ленты неподвижно закреплен на другой длинной стороне рамки, при этом края гибкой ленты беззазорно сопряжены с напусками накладки, на другом конце гибкой ленты закреплен упорный элемент в виде скрепленных друг с другом планок, причем между упорным элементом и прямоугольной рамкой расположены две цилиндрические пружины.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид устройства, на фиг.2 показан укрупненный фрагмент вида I, на фиг.3 приведено сечение А-А, на фиг.4 показано сечение по Б-Б.

Устройство содержит корпус последующей ступени 1 ракеты, состыкованный с корпусом предыдущей ступени 2 посредством обечайки 3 топливного бака предыдущей ступени, полость 4 которого заполнена избыточным давлением газов наддува, кольцевой детонационный заряд 5 механизма снятия жесткой связи и механизм стравливания газов, включающий прямоугольную рамку 6, в основании которой по периметру уложен удлиненный детонационный заряд 7, причем на прямоугольной рамке закреплена накладка 8 с напусками 9 в сторону проема окна, окно рамки перекрыто гибкой лентой 10, пропущенной через узкую щель 11 между накладкой и рамкой, при этом на свободном конце ленты установлены скрепленные друг с другом планки 12, а между планками и прямоугольной рамкой расположены цилиндрические пружины 13.

Устройство работает следующим образом. Разделение ступеней ракеты осуществляют после выработки топлива предыдущей ступенью. В данном устройстве, когда двигательная установка последующей ступени 1 расположена в полости 4 топливного бака предыдущей ступени 2, в качестве рабочего тела механизма разделения ступеней используют избыточное давление газов наддува топливного бака, заключенных в герметичной полости 4. Для обеспечения допустимых величин линейных перегрузок, действующих на последующую ступень 1 ракеты в процессе разделения ступеней, газы наддува из полости 4 стравливают наружу до заданной величины. Для этого задействуют удлиненный детонационный заряд 7, уложенный по периметру основания прямоугольной рамки 6, в результате чего часть обечайки 3 разрушается по месту укладки детонационного заряда 7, при этом вырезанный элемент обечайки 3 за счет силового воздействия избыточного давления газов наддува в полости 4 отбрасывается наружу, после чего силовое нагружение от воздействия избыточного давления газов наддува передается на ту часть гибкой ленты 10, которая перекрывает просвет (окно), ограниченный сторонами прямоугольной рамки 6. В результате силового воздействия гибкая лента 10 выдавливается наружу, при этом один ее конец, закрепленный между накладкой 8 и стороной рамки 6, остается неподвижным, а другой конец гибкой ленты 10 совместно с планками 12 перемещается в сторону прямоугольной рамки 6, причем гибкая лента 10 через узкую щель 11 перемещается наружу до тех пор, пока цилиндрические пружины 13, расположенные между планками 12 и прямоугольной рамкой 6, не сожмутся до предела и планки 12 встанут на упор. После конечного перемещения гибкой ленты 10 наружу она трансформируется в конструктивный элемент по форме тоннеля, содержащего свободные выходы (окна) по направлению продольной оси ракеты. Газы наддува из полости 4 топливного бака через окна тоннеля истекают наружу, при этом истекающие в противоположные стороны струи газов образуют тяги, равные по величине и направленные в противоположные стороны вдоль продольной оси ракеты. Противонаправленность равных по величине струй истекающих газов позволяет снизить возмущения на ракету в виде приращений угловых и линейных скоростей на участке разделения. При стравливании избыточного давления газов наддува в полости 4 до заданной величины усилие поджатых пружин 13 сначала выравнивается с силовым воздействием избыточного давления газа на гибкую ленту 10, а затем и превышает его. В результате этого планки 12 совместно с гибкой лентой 10 будут перемещаться в обратном направлении до тех пор, пока гибкая лента 10 с планками 12 и пружинами 13 не займет первоначальное исходное положение, при этом края гибкой ленты 10 беззазорно сопрягаются с поверхностями напусков 9 накладки 8, просвет окна прямоугольной рамки 6 прокрывается и истечение газов наддува из полости 4 в окружающую среду прекращается. После этого задействуют механизм снятия жесткой связи путем подрыва кольцевого детонационного заряда 5, и последующее расталкивание ступеней 1 и 2 осуществляют за счет энергии избыточного давления газов наддува в полости 4, стравленного до заданной величины к моменту снятия жесткой связи, обеспечивающего допустимое силовое воздействие на последующую ступень в процессе разделения ступеней.

Так осуществляется работа устройства разделения ступеней морской баллистической ракеты на жидком топливе.

Реализация предлагаемого устройства для разделения ступеней морской баллистической ракеты на жидком топливе позволяет получить технический результат, выражающийся в снижении возмущений, действующих на ракету в виде приращений угловых и линейных скоростей, обусловленных истечением газов наддува в процессе их стравливания из топливного бака предыдущей ступени на участке разделения ступеней.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании механизмов разделения ступеней морских баллистических ракет. На внутренней поверхности обечайки топливного бака предыдущей ступени закреплена прямоугольная рамка, под основанием которой уложен удлиненный детонационный заряд, а окно рамки перекрыто гибкой лентой, один конец которой закреплен на одной из сторон рамки, а на другом конце гибкой ленты выполнен упорный элемент, при этом между рамкой и упором расположены две цилиндрические пружины. Устройство позволяет снизить возмущения, действующие на ракету в виде приращений угловых и линейных скоростей, обусловленных истечением газов наддува в процессе их стравливания из топливного бака предыдущей ступени на участке разделения ступеней. 4 ил.

Устройство для разделения ступеней морской баллистической ракеты на жидком топливе, содержащее герметичную полость топливного бака предыдущей ступени, заполненную избыточным давлением газов наддува, двигательную установку последующей ступени ракеты, расположенную в данной герметичной полости, и кольцевой детонационный заряд механизма снятия жесткой связи между разделяемыми ступенями, отличающееся тем, что в нем на внутренней поверхности обечайки топливного бака предыдущей ступени закреплена прямоугольная рамка, которая длинной стороной ориентирована по направлению продольной оси ракеты, при этом под рамкой по периметру уложен удлиненный детонационный заряд, а на рамке смонтирована накладка в размер по внешнему контуру рамки, причем внутренняя часть накладки выполнена с напуском на коротких сторонах рамки, между одной из длинных сторон рамки и накладкой образована узкая щель, через которую пропущена гибкая лента, причем полотно гибкой ленты перекрывает окно прямоугольной рамки, а конец ленты неподвижно закреплен посредством накладки на другой длинной стороне рамки, при этом края гибкой ленты беззазорно сопряжены с напуском накладки, на другом конце гибкой ленты закреплен упорный элемент в виде скрепленных друг с другом планок, причем между упорным элементом и прямоугольной рамкой расположены две цилиндрические пружины.