КРЫЛАТАЯ РАКЕТА Российский патент 2013 года по МПК F42B15/00 

Описание патента на изобретение RU2486461C2

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции ракеты, находящейся в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) при эксплуатации и хранении на носителях.

Известны сверхзвуковые крылатые ракеты (КР), содержащие маршевую ступень, разгонную двигательную установку и размещаемые в транспортно-пусковых контейнерах (патент РФ 2352894, F42B 15/20, 2006 г.; патент РФ 2215981, F42B 15/00, 2001 г.).

Однако описания данных изобретений не содержат сведений об устройстве систем и отсеков маршевой ступени, позволяющих судить о способах и средствах обеспечения теплового режима приборного отсека.

Известна также ракета, находящаяся в пусковой установке носителя и содержащая маршевую ступень с приборным отсеком, двигательной установкой и стартово-разгонной ступенью (СРС). При этом система наддува приборного отсека (СН ПО) ракеты, включающая источник давления газа, зарядное устройство, сигнализатор давления, пусковой пневмоклапан, соединительные трубопроводы и соединяющий систему наддува с приборным отсеком отсечной пневмоклапан, установлена на носителе ракет («Схема пневмогидравлическая принципиальная» 949А-027-004, л.1, ОАО «ЦКБ МТ «Рубин», 1992 г., 191119, РФ, г. С.-Петербург, ул.Марата, 90).

Данное решение по технической сущности наиболее близко к предлагаемому изобретению и поэтому взято авторами за ближайший аналог.

Система наддува приборного отсека предназначена для повышения эффективности работы системы обеспечения теплового режима. В результате ее работы повышается давление газовой среды гермоотсека, вследствие чего увеличивается масса (и плотность) газового теплоносителя и, соответственно, интенсифицируется теплообмен внутри приборного отсека и обеспечиваются необходимые условия для надежного функционирования приборного оборудования.

Необходимо отметить, что известное конструктивно-компоновочное решение может быть признано рациональным только применительно к ракетам, эксплуатирующимся в пусковых устройствах носителя без ТПК. При этом СН ПО осуществляет предстартовый наддув приборного отсека КР и остается на носителе, обеспечивая минимальную стартовую массу ракеты.

Для варианта эксплуатации ракеты в ТПК и при размещении в пусковой установке носителя возникает проблема стыковки трубопроводом агрегатов системы наддува носителя с герметичным ПО ракеты: прокладка трубопровода даже небольшого сечения через стенку транспортно-пускового контейнера (также герметичного) сопряжена с конструктивными и технологическими трудностями и снижает надежность функционирования КР в ТПК на всех этапах эксплуатации. При этом необходимо использовать разделяющийся бортразъем, обеспечивающий как герметичность разделяемых частей системы наддува, так и безопасный выход ракеты из ТПК.

С целью исключения указанных недостатков, улучшения технологичности изготовления и повышения надежности функционирования КР в ТПК, система наддува приборного отсека ракеты, содержащая источник давления газа, зарядное устройство, сигнализатор давления, пусковой пневмоклапан, соединительные трубопроводы и отсечной пневмоклапан, размещена на узле стыковки стартово-разгонной ступени с приборным отсеком ракеты, при этом пусковой пневмоклапан выполнен в виде пироклапана, а отсечной пневмоклапан размещен в электропневморазъеме узла стыковки.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами:

- на фиг.1 показан фрагмент принципиальной пневмогидравлической схемы ближайшего аналога, включающий:

1 - маршевую ступень с разгонной двигательной установкой,

2 - приборный отсек,

3 - пусковая установка носителя (контейнер),

4 - сигнализатор давления,

5 - источник давления газа,

6 - зарядное устройство,

7 - пусковой пневмоклапан,

8 - соединительные трубопроводы,

9 - разделяющийся бортразъем с обратными (отсечными) клапанами;

- на фиг.2 показана компоновка системы наддува приборного отсека предложенной крылатой ракеты, находящейся в ТПК:

10 - пусковая установка ракет носителя,

11 - транспортно-пусковой контейнер,

12 - маршевая ступень с основным двигателем,

13 - приборный отсек ракеты,

14 - узел стыковки,

15 - стартово-разгонная ступень,

16 - источник давления газа (баллон высокого давления, для данного примера тороидальной формы),

17 - сигнализатор давления,

18 - зарядное устройство (заправочная горловина),

19 - пусковой пироклапан,

20 - соединительные трубопроводы,

21 - отсечной пневмоклапан,

22 - электропневморазъем узла стыковки.

Компоновка предложенной крылатой ракеты с системой наддува приборного отсека показана для варианта размещения стартово-разгонной ступени во внутреннем объеме основного двигателя маршевой ступени.

Основной положительный эффект предлагаемого изобретения, а именно улучшение технологичности изготовления и эксплуатации, повышение надежности интегрированной конструкции КР и ТПК обеспечивается путем размещения агрегатов и устройств СН ПО на узле стыковки приборного отсека со стартово-разгонной ступенью ракеты.

Реализация предложенного технического решения позволяет исключить пневмогидравлическую связь между системами обеспечения старта пусковой установки носителя КР и ПО ракеты. При этом возникает дополнительный (немаловажный) положительный эффект, заключающийся в повышении плотности компоновки КР в ТПК.

Увеличение стартовой массы КР за счет предложенной схемы размещения СП ПО составляет незначительную величину (менее 1% от массы СРС) и практически не влияет на летно-технические характеристики ракеты.

Разрабатываемые КР являются изделиями одноразового применения, поэтому для повышения надежности работы и уменьшения габаритно-массовых характеристик СН ПО пусковой пневмоклапан выполнен в виде пироклапана.

С этой же целью для рационального использования полезного объема отсечной пневмоклапан системы наддува размещен (выполнен в составе конструкции) в электропневморазъеме узла стыковки.

При осуществлении старта предложенная крылатая ракета функционирует следующим образом.

В результате запуска СРС 15 создается избыточное давление в задонном объеме ТПК 11 и маршевая ступень ракеты 12 под действием «поршневого эффекта» начинает движение в ТПК. В момент начала движения КР срабатывает на открытие пусковой пироклапан 19 и газ из баллона высокого давления 16 по трубопроводам 20 поступает в приборный отсек 13 ракеты. Через определенное рассчитанное ранее время (в пределах времени до отделения СРС с узлом стыковки) абсолютное давление в ПО достигает заданного значения.

По достижении ракетой заданной скорости СРС 15 отделятся, при этом агрегаты СН ПО, установленные на узле стыковки 14, отделяются вместе с СРС, а отсечной пневмоклапан 21, размещенный в электропневморазъеме 22 узла стыковки, автоматически перекрывает отверстие в ПО.

Далее запускается основной двигатель маршевой ступени и КР совершает полет к цели.

Во время нахождения ракеты в транспортно-пусковом контейнере, размещенном в пусковой установке 10 носителя, сигнал от сигнализатора давления 17 на баллоне 16 поступает в контрольно-проверочную аппаратуру и автоматизированную систему управления носителя для контроля давления при регламентных проверках и предстартовой подготовки КР.

Резюмируя изложенное, можно заключить, что размещение агрегатов и устройств системы наддува приборного отсека ракеты на узле стыковки приборного отсека со стартово-разгонной ступенью ракеты позволяет исключить пневмогидравлическую связь между пусковой установкой носителя КР и ПО ракеты и тем самым улучшить технологичность изготовления и эксплуатации, а также повысить надежности интегрированной конструкции КР и ТПК.

Похожие патенты RU2486461C2

название год авторы номер документа
МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ МАЛОГАБАРИТНЫЙ ТРАНСФОРМИРУЕМЫЙ МНОГОРАЗОВЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ И СПОСОБЫ СТАРТА 2022
  • Евдокимов Сергей Викторович
  • Бадеха Александр Иванович
  • Маталасов Сергей Юрьевич
  • Куминов Сергей Александрович
  • Жестков Юрий Николаевич
  • Анфимов Михаил Николаевич
  • Крупин Сергей Андреевич
  • Иовлев Михаил Андреевич
RU2778177C1
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ 2001
  • Артамасов О.Я.
  • Белюстин Л.В.
  • Ефремов Г.А.
  • Леонов А.Г.
  • Мельников В.Ю.
  • Хомяков М.А.
  • Царев В.П.
RU2215981C2
РАКЕТА С ПОДВОДНЫМ СТАРТОМ 2007
  • Мельников Валерий Юрьевич
  • Натаров Борис Николаевич
  • Сабиров Юрий Рахимзянович
RU2352894C1
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА 2013
  • Дергачев Александр Анатольевич
  • Марцун Юрий Викторович
  • Минасбеков Дэвиль Авакович
  • Миронов Юрий Михайлович
  • Михеев Сергей Григорьевич
  • Хомяков Михаил Алексеевич
  • Чебаков Александр Владимирович
RU2534838C1
КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС И СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ УСЛУГ ПО ЗАПУСКУ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА 2001
  • Соломонов Ю.С.
  • Андрюшин В.И.
  • Сухадольский А.П.
  • Зинченко С.М.
  • Васильев Ю.С.
  • Пилипенко П.Б.
RU2179941C1
СВЕРХЗВУКОВАЯ РАКЕТА 2017
  • Леонов Александр Георгиевич
  • Лавренов Александр Николаевич
RU2686567C2
ПЛАНЕР КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ 2004
  • Мельников Валерий Юрьевич
  • Натаров Борис Николаевич
  • Харламов Игорь Васильевич
  • Хомяков Михаил Алексеевич
  • Шумов Юрий Васильевич
  • Лобзов Николай Николаевич
RU2287771C2
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА 2022
  • Климов Владислав Юрьевич
RU2790728C1
СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ ДВИЖЕНИЯ РАКЕТЫ ПРИ ПОДВОДНОМ СТАРТЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2013
  • Леонов Александр Георгиевич
  • Дергачев Александр Анатольевич
  • Резников Геннадий Сергеевич
  • Натолочный Дмитрий Игоревич
  • Соколов Павел Михайлович
  • Сабиров Юрий Рахимзянович
  • Лобзов Николай Николаевич
  • Белоусов Леонид Николаевич
  • Коростелев Андрей Валентинович
  • Леонтьев Геннадий Алексеевич
  • Палкин Максим Вячеславович
RU2532287C1
УНИФИЦИРОВАННЫЙ МАЛОРАЗМЕРНЫЙ РАЗГОННЫЙ БЛОК ПЛАТФОРМЕННОЙ КОНФИГУРАЦИИ С ШИРОКОДИАПАЗОННЫМ ОРБИТАЛЬНЫМ МАНЕВРИРОВАНИЕМ 2023
  • Шматов Дмитрий Павлович
  • Игнатов Алексей Сергеевич
  • Кружаев Константин Владимирович
  • Лымич Сергей Николаевич
  • Левин Василий Сергеевич
  • Башарина Татьяна Александровна
  • Чернышов Данил Алексеевич
  • Провоторов Георгий Сергеевич
  • Левина Анастасия Витальевна
  • Глебов Сергей Евгеньевич
  • Акользин Иван Васильевич
RU2810340C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 486 461 C2

Реферат патента 2013 года КРЫЛАТАЯ РАКЕТА

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции крылатой ракеты. Крылатая ракета размещена в пусковом контейнере. Ракета содержит маршевую ступень с приборным отсеком и разгонную двигательную установку. Приборный отсек через отсечной пневмоклапан соединен с системой наддува. Система наддува содержит зарядное устройство, сигнализатор давления, пусковой пневмоклапан и соединительные трубопроводы. Система наддува приборного отсека ракеты размещена на узле стыковки стартово-разгонной ступени с приборным отсеком ракеты, установленной в транспортно-пусковом контейнере. Пусковой пневмоклапан выполнен в виде пироклапана. Достигается улучшение технологичности изготовления и эксплуатации ракеты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Формула изобретения RU 2 486 461 C2

1. Крылатая ракета, размещенная в пусковом контейнере и содержащая маршевую ступень с приборным отсеком и разгонную двигательную установку, причем приборный отсек через отсечной пневмоклапан соединен с системой наддува, включающей зарядное устройство, сигнализатор давления, пусковой пневмоклапан и соединительные трубопроводы, отличающаяся тем, что система наддува приборного отсека ракеты размещена на узле стыковки стартово-разгонной ступени с приборным отсеком ракеты, установленной в транспортно-пусковом контейнере, при этом пусковой пневмоклапан выполнен в виде пироклапана.

2. Крылатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что отсечной пневмоклапан размещен в электропневморазъеме узла стыковки.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2013 года RU2486461C2

КРЫЛАТАЯ РАКЕТА В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ 2001
  • Артамасов О.Я.
  • Белюстин Л.В.
  • Ефремов Г.А.
  • Леонов А.Г.
  • Мельников В.Ю.
  • Хомяков М.А.
  • Царев В.П.
RU2215981C2
US 20100264251 A1, 21.10.2010
US 0007082878 B2, 01.08.2006.

RU 2 486 461 C2

Авторы

Лобзов Николай Николаевич

Данилова Надежда Петровна

Крусс Марина Дмитриевна

Сынков Валерий Степанович

Смирнов Александр Сергеевич

Шибаева Антонина Юрьевна

Даты

2013-06-27Публикация

2011-09-20Подача