Стартовый блок ракеты Российский патент 2021 года по МПК F42B10/66 F02K1/00 F02K9/80 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к системам запуска из пускового контейнера, и представляет собой отделяемый стартовый блок, предназначенный для выброса ракеты из контейнера, увода от стартовой площадки на безопасное расстояние и пространственного позиционирования ракеты, обеспечивающего его дальнейшее движение по необходимой траектории.

Известно устройство старта управляемой ракеты по патенту РФ 2240489, опубл. 20.11.2004, БИ №32, которое содержит разгонную двигательную установку ракеты и средства управления ориентацией в виде импульсных твердотопливных реактивных двигателей, смонтированных на отделяемом от ракеты корпусе. Разгонная двигательная установка выполнена в виде двух параллельно установленных ракетных двигателей большой и малой тяги. Корпус средств управления ориентацией установлен на носовой части ракеты и снабжен импульсными твердотопливными реактивными двигателями увода, ограниченное число которых снижает возможности по компенсации отклонений ракеты от требуемой траектории.

Также известна система старта и ориентации ракеты по патенту РФ 2082946, опубл. 27.06.1997 г., выбранная авторами в качестве прототипа, которая содержит кольцевой корпус, стартовый двигатель с реактивным соплом, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции, включающую газогенератор, газораспределительное устройство, газодинамический исполнительный орган и систему управления. Средства ориентации размещены в кольцевом корпусе, предназначенном для жесткой связи с хвостовой частью корпуса ракеты. Внутренняя поверхность кольцевого корпуса выполнена конусообразной и покрыта теплоизоляционным материалом с образованием газовода сопла.

Однако данная система труднореализуема для ракет диаметром до 400 мм. При этом, последовательные выброс из контейнера, пространственная ориентация и увод от места старта реализуются разными функционально независимыми устройствами (пороховой аккумулятор давления, система ориентации, маршевый двигатель), что при вертикальном старте снижает надежность и повышает вероятность нештатной работы такой системы старта и ориентации ракеты.

Общими признаками с предлагаемым авторами стартовым устройством ракеты является наличие кольцевого корпуса, стартового двигателя с реактивным соплом, устройства отклонения вектора тяги, узла крепления к ракете, системы коррекции, включающей газогенератор, газораспределительное устройство, газодинамический исполнительный орган и систему управления.

В отличие от прототипа в заявляемое стартовое устройство ракеты снабжено трубчатым несимметричным насадком, охватывающим реактивное сопло, выполненным с возможностью проворота вокруг продольной оси и последующей фиксации.

Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является упрощение конструкции, повышение надежности функционирования, безопасности и технико-экономических характеристик устройства.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в отличии от прототипа, содержащего кольцевой корпус, стартовый двигатель с реактивным соплом, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции, включающую газогенератор, газораспределительное устройство, газодинамический исполнительный орган и систему управления, особенность заключается в том, что заявляемое устройство снабжено трубчатым несимметричным насадком, охватывающим реактивное сопло, выполненным с возможностью проворота вокруг продольной оси и последующей фиксации.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет снабжения трубчатым несимметричным насадком с возможностью проворота вокруг продольной оси и последующей фиксацией - упростить конструкцию стартового блока ракеты, повысить надежность его функционирования, безопасность и технико-экономические характеристики устройства.

Признаки, характеризующие изобретение в конкретных формах исполнения, позволяют, в частности, за счет:

- отделения за счет включения двигателя ракеты - упростить конструкцию, повысить надежность функционирования, безопасность и технико-экономические характеристики;

- монтажа на наружной поверхности кольцевого обтюратора -исключить прорыв пороховых газов из задонного пространства пускового контейнера, что позволяет обеспечить требуемые характеристики выхода ракеты и безопасность в процессе запуска.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на Фиг. 1 представлен общий вид стартового блока ракеты.

Стартовый блок ракеты содержит кольцевой корпус 1, стартовый двигатель 2 с реактивным соплом 3, устройство отклонения вектора тяги 4, смонтированный на реактивном сопле 3 трубчатый несимметричный насадок 5, узел крепления 6 к ракете 7, систему коррекции 8, включающую газогенератор 9, газораспределительное устройство 10, газодинамический исполнительный орган 11 и систему управления 12.

В частных случаях исполнения:

- отделение стартового блока ракеты осуществляют за счет включения двигателя ракеты 13;

- на наружной поверхности кольцевого корпуса 1 смонтирован кольцевой обтюратор 14.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.

При предстартовой подготовке посредством устройства отклонения вектора тяги 4 устанавливают и фиксируют трубчатый несимметричный насадок 5 в положении, необходимом для обеспечения заданного направления стрельбы, в систему управления 12 вводят данные полетного задания. После запуска стартового двигателя 2 ракета 7 начинает движение и после выхода из транспортно-пускового контейнера трубчатый несимметричный насадок 5 обеспечивает заданное направление траектории. Система управления 12 подает команду на запуск газогенератора 9, газораспределительное устройство 10 направляет потоки газа на исполнительный орган 10 и обеспечивает коррекцию положения ракеты 7 на траектории. После запуска маршевого двигателя 13 системой управления 12 под действием давления продуктов сгорания срабатывает узел крепления 6 к ракете 7 и стартовый блок ракеты отделяется.

Изобретение позволяет упростить конструкцию, повысить надежность функционирования, безопасность и технико-экономические характеристики стартового блока ракеты.

В настоящее время разработана конструкторская и технологическая документация, изготовлены опытные образцы, проведены испытания, намечено производство устройств в соответствии с изобретением.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к стартовым устройствам ракет. Стартовый блок ракеты содержит кольцевой корпус, стартовый двигатель с реактивным соплом, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции. Система коррекции включает газогенератор, газораспределительное устройство, газодинамический исполнительный орган и систему управления. Запуск ракеты предусмотрен с использованием транспортно-пускового контейнера. Стартовый блок снабжен трубчатым несимметричным насадком, охватывающим реактивное сопло и выполненным с возможностью проворота вокруг продольной оси и последующей фиксации для обеспечения заданного направления полета ракеты. Система управления обеспечена возможностью приема полетного задания. С помощью газораспределительного устройства обеспечена возможность коррекции положения ракеты на траектории. Стартовый блок выполнен с возможностью отделения от ракеты за счет срабатывания узла крепления этого блока от давления продуктов сгорания маршевого двигателя ракеты после его запуска. На наружной поверхности кольцевого корпуса смонтирован кольцевой обтюратор. Изобретение позволяет упростить конструкцию, повысить надежность функционирования, безопасность и технико-экономические характеристики. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Стартовый блок ракеты, содержащий кольцевой корпус, стартовый двигатель с реактивным соплом, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции, включающую газогенератор, газораспределительное устройство, газодинамический исполнительный орган и систему управления, отличающийся тем, что запуск ракеты предусмотрен с использованием транспортно-пускового контейнера, стартовый блок снабжен трубчатым несимметричным насадком, охватывающим реактивное сопло и выполненным с возможностью проворота вокруг продольной оси и последующей фиксации для обеспечения заданного направления полета ракеты, система управления обеспечена возможностью приема полетного задания, с помощью газораспределительного устройства обеспечена возможность коррекции положения ракеты на траектории, стартовый блок выполнен с возможностью отделения от ракеты за счет срабатывания узла крепления этого блока от давления продуктов сгорания маршевого двигателя ракеты после его запуска.

2. Стартовый блок ракеты по п. 1, отличающийся тем, что на наружной поверхности кольцевого корпуса смонтирован кольцевой обтюратор.