Двухступенчатая вращающаяся по крену ракета Российский патент 2020 года по МПК F42B10/12 

Предлагаемое изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в управляемых и неуправляемых ракетах.

Известна двухступенчатая вращающаяся по крену ракета, описанная в патенте РФ на изобретение №2110755 МПК F42B 10/14 от 09.01.1996, выбранная нами в качестве прототипа настоящего предполагаемого изобретения. Она содержит корпус, разгонный двигатель с косопоставленными лопастями стабилизатора, подкалиберную головную ступень с крыльями и переходной обтекатель, соединенный с головной ступенью. При этом крылья головной ступени и лопасти стабилизатора установлены под разными углами к продольной оси ракеты, а задние кромки крыльев размещены в пазах, выполненных в передней части обтекателя.

Данное устройство обеспечивает повышение жесткости ракеты на начальном этапе разделения ступеней и позволяет уменьшить возмущающий импульс, передаваемый от двигателя головной части на конечном этапе разделения.

Недостатком такого устройства является то, что на стартовом участке полета двигатель через прорези в обтекателе воздействует на задние кромки крыльев головной ступени в продольном направлении, передавая усилия от воздействия силы тяги, а в боковых направлениях - воздействует усилиями вследствие разности крутящих моментов головной ступени и двигателя, возникающих из-за разных углов поворота крыльев головной ступени и лопастей стабилизатора двигателя. Из-за разброса полей допусков размеров изготовленных крыльев головной ступени и прорезей в обтекателе, нагрузка на каждое крыло приходится разная, что может привести к неравномерной деформации крыльев и нарушению симметрии планера ракеты, а это в свою очередь ухудшит ее аэробаллистические характеристики. При этом возникает необходимость повышения прочности задних кромок крыльев головной ступени, что увеличит их массу и лобовое сопротивление головной ступени. Также недостатком является и то, что в начале разделения ступеней после выхода задних кромок крыльев из пазов обтекателя до полного отделения двигателя начинает происходить проворот головной ступени относительно обтекателя. Это может привести к повреждению кормы головной ступени и элементов, находящихся на ее поверхности. А наличие посадочного зазора между обтекателем и кормой не обеспечивает защиты элементов на поверхности кормы под обтекателем от высокоскоростного воздушного потока на стартовом участке траектории.

Задачей данного предполагаемого изобретения является повышение надежности работы устройства на стартовом участке, в процессе разделения и на маршевом участке траектории.

Решение поставленной задачи достигается конструкцией двухступенчатой вращающейся по крену ракете, содержащей разгонный двигатель с косопоставленными лопастями стабилизатора, подкалиберную головную ступень с крыльями, переходной обтекатель, соединенный с головной ступенью, при этом, новым является то, что кормовая часть головной ступени, размещенная под переходным обтекателем, выполнена с обнижением относительно ее калибра, при этом на наружной поверхности обниженного участка с противоположных сторон расположены радиальные выступы, установленные с возможностью контакта в продольные пазы, выполненные на внутренней поверхности переходного обтекателя параллельно оси ракеты, при этом торец переходного обтекателя поджат к уступу, образованному обнижением кормовой части головной ступени. Также радиальные выступы выполнены регулируемыми по высоте, а продольные пазы на внутренней поверхности переходного обтекателя выполнены глухими.

Сущность данного предполагаемого изобретения заключается в том, что за счет перераспределения усилий от продольной силы при перегрузке и усилий от действия крутящих моментов с задних кромок крыльев головной ступени на ее кормовую часть, посредством обнижения части кормы и выполнения на ней выступов, исключают возможную деформацию планера и повреждение кормовой части с конструктивными элементами на ее поверхности.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг. 1 изображен общий вид двухступенчатой вращающейся по крену ракеты, на фиг. 2 - продольный разрез переходного обтекателя, установленного на кормовую часть головной ступени, на фиг. 3 - поперечное сечение выступов кормовой части головной ступени и место упора торца переходного обтекателя в уступ корпуса головной ступени.

Двухступенчатая вращающаяся по крену ракета (фиг. 1) содержит разгонный двигатель 1 с косопоставленными лопастями стабилизатора 2, головную ступень 3 с крыльями 4, установленными под углом к продольной оси ракеты, переходного обтекателя 5, закрепленного к разгонному двигателю 1 гайкой 6. Головная ступень 3 соединена с разгонным двигателем 1 разрывным винтом 16, кормовая часть 7 головной ступени 3 выполнена с обнижением 8 (фиг. 2) и снабжена радиальными выступами 9. На внутренней поверхности переходного обтекателя 5 (фиг. 3) выполнены продольные пазы 10 и проточка 11, с образованием юбки 12. Торец 13 переходного обтекателя 5 поджат к уступу 14, образованного обнижением 8, относительно основного калибра головной ступени 3, винтами 15 (фиг. 2).

Устройство работает следующим образом. При транспортировке и хранении головная ступень 3 связана с разгонным двигателем 1 разрывным винтом 16, а переходной обтекатель 5 с помощью распорного устройства, например винтов 15, поджат к уступу 14 на корме головной ступени 3 и закреплен на разгонном двигателе 1 гайкой 6. При этом от проворота относительно разгонного двигателя 1 головная ступень 3 удерживается радиальными выступами 9, установленными с возможным контактом в пазы 10 переходного обтекателя 5. Возможность регулировки выступов 9 по высоте позволяет, например, зафиксировать блоки аппаратуры управления внутри корпуса ракеты от продольного перемещения и жестко связать их с корпусом, что необходимо при температурных расширениях на высоких скоростях полета. На стартовом участке полета головная ступень 3 ракеты под действием продольной перегрузки поджимается через переходной обтекатель 5 к корпусу разгонного двигателя 1, что увеличивает жесткость стыка головная ступень 3 - корпус двигателя и соответственно повышается сопротивление к действию изгибающих моментов, а радиальные выступы 9 на кормовой части головной ступени 3 взаимодействуют с продольными пазами 10, параллельными оси ракеты внутри переходного обтекателя 5 и исключают проскальзывание головной ступени 3 относительно двигателя 1 от действия крутящего момента, создаваемого косопоставленными лопастями стабилизатора 2, что исключает возможность деформации крыльев 4 головной ступени 3. При этом выполнение продольных пазов 10 переходного обтекателя 5 глухими повышает прочность и жесткость его конструкции и исключает его разрушение при сходе с кормы головной ступени 3. Кроме того, наличие уступа 14 на корме головной ступени 3 не позволяет высокоскоростному потоку воздуха воздействовать на конструктивные элементы, расположенные на корме и под переходным обтекателем 5. Воздушный поток тормозится торцом обтекателя 5, а между проточкой юбки 12 переходного обтекателя 5 и корпусом головной ступени 3 образуется застойная зона с высокой плотностью, препятствующая проникновению воздуха в зазор между кормой и обтекателем. По окончании работы двигателя 1 за счет разности давления набегающего потока воздуха на калиберный двигатель и подкалиберную головную ступень 3 разрушается связывающий их винт 16 и происходит разделение. При этом взаимодействие выступов 9 головной ступени 3 и пазов 10 переходного обтекателя, параллельных оси ракеты сохраняется практически до полного выхода кормы головной ступени 3 из переходного обтекателя 5, что исключает возможный проворот головной ступени 3 относительно двигателя и повреждение конструктивных элементов на поверхности ее кормовой части, например волноводов стартовых антенн. Тонкостенная юбка 12, образованная проточкой 11 за торцом переходного обтекателя 5 позволяет в конце процесса разделения за счет своей деформации компенсировать удар двигателя 1 в случае возникновения возмущений о корму головной ступени 3.

Таким образом, предлагаемое устройство позволяет обеспечить силовую разгрузку оперения головной ступени от действия крутящих моментов и продольной силы при разгоне, исключает проворот обтекателя относительно головной ступени при разделении. Все это повышает работоспособность ракеты в целом, а также упрощает изготовление устройства за счет снижения точности изготовления корневых частей крыльев.

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в управляемых и неуправляемых ракетах. Технический результат заключается в повышении надежности работы устройства на стартовом участке, в процессе разделения и на маршевом участке траектории. Двухступенчатая вращающаяся по крену ракета содержит корпус, разгонный двигатель с косопоставленными лопастями стабилизатора, подкалиберную головную ступень с крыльями, переходной обтекатель, соединенный с головной ступенью. Кормовая часть головной ступени, размещенная под переходным обтекателем, выполнена с обнижением относительно ее калибра. На наружной поверхности обниженного участка с противоположных сторон расположены радиальные выступы, установленные с возможностью контакта в продольные пазы, выполненные на внутренней поверхности переходного обтекателя параллельно оси ракеты. Торец переходного обтекателя поджат к уступу, образованному обнижением кормовой части головной ступени. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Двухступенчатая вращающаяся по крену ракета, содержащая корпус, разгонный двигатель с косопоставленными лопастями стабилизатора, подкалиберную головную ступень с крыльями, переходной обтекатель, соединенный с головной ступенью, отличающаяся тем, что кормовая часть головной ступени, размещенная под переходным обтекателем, выполнена с обнижением относительно ее калибра, при этом на наружной поверхности обниженного участка с противоположных сторон расположены радиальные выступы, установленные с возможностью контакта в продольные пазы, выполненные на внутренней поверхности переходного обтекателя параллельно оси ракеты, при этом торец переходного обтекателя поджат к уступу, образованному обнижением кормовой части головной ступени.

2. Двухступенчатая вращающаяся по крену ракета по п. 1, отличающаяся тем, что радиальные выступы выполнены регулируемыми по высоте.

3. Двухступенчатая вращающаяся по крену ракета по п. 1, отличающаяся тем, что продольные пазы на внутренней поверхности переходного обтекателя выполнены глухими.