Стартовый блок ракеты Российский патент 2023 года по МПК F42B10/66 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к системам запуска ракет 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., 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 блоком ракеты является наличие кольцевого корпуса, стартового двигателя с реактивным соплом, устройства отклонения вектора тяги, узла крепления к ракете, системы коррекции.

Известен стартовый блок ракеты по патенту РФ №2752300, МПК F42B 10/66, опубл. 26.07.2021 г., бюл. №21, принятый авторами за прототип. Стартовый блок ракеты содержит кольцевой корпус, стартовый двигатель, реактивное сопло и охватывающий его трубчатый несимметричный насадок, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции. Стартовый двигатель включает в себя заряд твердого топлива с центральным каналом.

Задачей данного технического решения (прототипа) являлось упрощение конструкции, повышение надежности функционирования, безопасности и улучшение технико-экономических характеристик стартового блока ракеты.

Дальнейшее совершенствование стартового блока ракеты в направлении повышения надежности функционирования приводит к необходимости поиска новых конструктивных решений, позволяющих повысить тяговые характеристики стартового двигателя в начальный момент времени, перекомпоновки составных частей стартового двигателя, например, расположение воспламенителя, позволяющего повысить надежность и быстродействие поджигания заряда твердого топлива, повысить безопасность функционирования стартового блока, упростить его конструкцию.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией стартового блока ракеты являются наличие в прототипе кольцевого корпуса, стартового двигателя с воспламенителем, включающего заряд твердого топлива с центральным каналом, реактивного сопла и охватывающего его трубчатого несимметричного насадка, устройства отклонения вектора тяги, узла крепления к ракете, системы коррекции.

В отличие от прототипа в предлагаемом стартовом блоке ракеты в передней части заряда твердого топлива с центральным каналом перпендикулярно его продольной оси выполнены 2 или 3 группы одинаковых по геометрическим параметрам и равных по количеству в каждой группе радиальных каналов, каждая из которых расположена в плоскости, проходящей через их продольные оси, с суммарной площадью S₁ боковых поверхностей радиальных каналов всех групп, равной (0,4…1,0) площади S₂ боковой поверхности центрального канала, при этом расстояние L₃ между осями радиальных каналов двух соседних групп выполнено в пределах (0,5…1,0) диаметра d₂ центрального канала заряда твердого топлива и количество радиальных каналов в каждой группе выбрано в пределах 4…8, а воспламенитель смонтирован в передней части стартового двигателя,

где S₁ =πd₁L₁n - суммарная площадь боковых поверхностей радиальных каналов всех групп;

d₁ - диаметр радиального канала;

L₁ - длина радиального канала;

n - общее количество радиальных каналов во всех группах;

S₁ = (0,4…1,0) S₂;

S₂ = πd₂L₂ - площадь боковой поверхности центрального канала;

d₂ - диаметр центрального канала;

L₂ - длина центрального канала;

L₃ = (0,5…1,0) d₂ - расстояние между осями радиальных каналов двух соседних групп.

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

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования стартового блока ракеты за счет увеличения тяговых характеристик стартового двигателя в начальный момент времени, перекомпоновки составных частей стартового двигателя, повышения безопасности функционирования двигателя и стартового блока в целом за счет исключения сбрасывания воспламенителя после окончания его работы, улучшение технико-экономических характеристик.

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

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в отличие от прототипа, содержащего кольцевой корпус, стартовый двигатель с воспламенителем, включающий заряд твердого топлива с центральным каналом, реактивное сопло и охватывающий его трубчатый несимметричный насадок, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции, согласно изобретению в передней части заряда твердого топлива с центральным каналом перпендикулярно его продольной оси выполнены 2 или 3 группы одинаковых по геометрическим параметрам и равных по количеству в каждой группе радиальных каналов, каждая из которых расположена в плоскости, проходящей через их продольные оси, с суммарной площадью S₁ боковых поверхностей радиальных каналов всех групп, равной (0,4…1,0) площади S₂ боковой поверхности центрального канала, при этом расстояние L₃ между осями радиальных каналов двух соседних групп выполнено в пределах (0,5…1,0) диаметра d₂ центрального канала заряда твердого топлива и количество радиальных каналов в каждой группе выбрано в пределах 4…8, а воспламенитель смонтирован в передней части стартового двигателя,

где S₁ = πd₁L₁n - суммарная площадь боковых поверхностей радиальных каналов всех групп;

d₁ - диаметр радиального канала;

L₁ - длина радиального канала;

n - общее количество радиальных каналов во всех группах;

S₁ = (0,4…1,0) S₂;

S₂ = πid₂L₂ - площадь боковой поверхности центрального канала;

d₂ - диаметр центрального канала;

L₂ - длина центрального канала;

L₃ = (0,51,0) d₂ - расстояние между осями радиальных каналов двух соседних групп.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет выполнения:

- в передней части заряда твердого топлива с центральным каналом перпендикулярно его продольной оси 2 или 3 группы одинаковых по геометрическим параметрам и равных по количеству в каждой группе радиальных каналов, каждая из которых расположена в плоскости, проходящей через их продольные оси, с суммарной площадью S₁ боковых поверхностей радиальных каналов всех групп, равной (0,4…1,0) площади S₂ боковой поверхности центрального канала, и расстояния L₃ между осями радиальных каналов двух соседних групп в пределах (0,5…1,0) диаметра d₂ центрального канала заряда твердого топлива и количество радиальных каналов в каждой группе выбрано в пределах 4…8 - увеличить тягу стартового двигателя в начальный момент времени и повысить тем самым надежность функционирования стартового блока ракеты. Выполнение суммарной площади S₁ < 0,4 S₂ не приводит к существенному изменению тяговых характеристик стартового двигателя и уменьшению времени отрыва стартового блока от пускового контейнера. Увеличение суммарной площади S₁ > S₂ нецелесообразно, так как это приведет к быстрому сгоранию заряда твердого топлива и для обеспечения дальнейшего функционирования стартового блока при выведении ракеты необходимо увеличивать габаритно-массовые характеристики двигателя и стартового блока в целом. Кроме того, при этом повышается давление продуктов сгорания заряда твердого топлива и необходимо увеличивать толщину стенок стартового двигателя для обеспечения прочности и надежности функционирования. При расстоянии L₃ между осями радиальных каналов двух соседних групп менее 0,5 диаметра d₂ происходит неравномерное распределение давления продуктов сгорания по длине заряда твердого топлива и стенок стартового двигателя, что может привести к его эрозии, снижению надежности функционирования стартового блока. Увеличение расстояния L₃ между осями радиальных каналов двух соседних групп свыше диаметра d₂ приводит к неравномерности изменения газодинамических параметров продуктов сгорания заряда твердого топлива по длине заряда из-за не обеспечения оптимального закона его горения, а также на выходе из реактивного сопла. Несимметричный насадок может в этом случае формировать нестационарный по времени управляющий газодинамический момент относительно центра масс ракеты со стартовым блоком;

- расположения воспламенителя в передней части стартового двигателя - повысить надежность поджигания заряда твердого топлива предлагаемой конфигурации, упростить конструкцию воспламенителя и стартового двигателя, повысить безопасность за счет исключения сбрасывания воспламенителя после окончания его работы, улучшить технико-экономические характеристики.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на Фиг. 1 представлен общий вид стартового блока ракеты, на Фиг. 2, Фиг. 3 - общий вид заряда твердого топлива стартового двигателя.

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.

Стартовый двигатель 2 включает в себя заряд твердого топлива 13 с центральным каналом 14, воспламенитель 15. В передней части заряда 13 твердого топлива перпендикулярно его продольной оси выполнены 2 или 3 группы одинаковых по геометрическим параметрам и равных по количеству в каждой группе радиальных каналов 16. Суммарная площадь S₁ боковых поверхностей радиальных каналов 16 всех групп равна (0,4…1,0) S₂.

Расстояние L₃ между осями радиальных каналов 16 двух соседних групп выполнено в пределах (0,5…1,0) d₂, количество радиальных каналов 16 в каждой группе выбрано в пределах 4…8, а воспламенитель 15 смонтирован в передней части стартового двигателя 2.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.

При предстартовой подготовке посредством устройства отклонения вектора тяги 4 устанавливают и фиксируют трубчатый несимметричный насадок 5, охватывающий сопло 3, в положении, необходимом для обеспечения заданного направления стрельбы, в систему управления 12 вводят данные полетного задания. После запуска стартового двигателя 2 посредством срабатывания воспламенителя 15 происходит горение заряда 13 в центральном канале 14 и во всех радиальных каналах 16.

Благодаря этому происходит увеличение тяги в начальный момент времени работы стартового блока, уменьшается время выхода из пускового контейнера, повышается надежность функционирования стартового блока ракеты, что особенно важно при вертикальном старте ракеты, повышается безопасность за счет исключения сбрасывания воспламенителя после окончания его работы.

Стартовый блок вместе с ракетой 7, соединенной с корпусом 1 посредство узла крепления 6, начинает движение, 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 системой управления 12 под действием давления продуктов сгорания срабатывает узел крепления 6 к ракете 7 и стартовый блок ракеты отделяется.

Предлагаемое изобретение позволяет повысить надежность функционирования стартового блока ракеты, повысить безопасность за счет исключения сбрасывания воспламенителя после окончания его работы, улучшить технико-экономические характеристики стартового блока ракеты.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стартовому блоку ракеты. Стартовый блок ракеты содержит кольцевой корпус, стартовый двигатель с воспламенителем, включающий заряд твердого топлива с центральным каналом, реактивное сопло и охватывающий его трубчатый несимметричный насадок, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции. В передней части заряда твердого топлива с центральным каналом перпендикулярно его продольной оси выполнены 2 или 3 группы одинаковых по геометрическим параметрам и равных по количеству в каждой группе радиальных каналов, каждая из которых расположена в плоскости, проходящей через их продольные оси, с суммарной площадью S₁ боковых поверхностей радиальных каналов всех групп, равной (0,4…1,0) площади S₂ боковой поверхности центрального канала. Расстояние L₃ между осями радиальных каналов двух соседних групп выполнено в пределах (0,5…1,0) диаметра d₂ центрального канала заряда твердого топлива. Количество радиальных каналов в каждой группе выбрано в пределах 4…8. Воспламенитель смонтирован в передней части стартового двигателя, где S₁=πd₁L₁n - суммарная площадь боковых поверхностей радиальных каналов всех групп, d₁ - диаметр радиального канала, L₁ - длина радиального канала, n - общее количество радиальных каналов во всех группах; S₁ = (0,4…1,0) S₂, S₂ = πd₂L₂ - площадь боковой поверхности центрального канала, d₂ - диаметр центрального канала, L₂ - длина центрального канала, L₃ = (0,5…1,0) d₂ - расстояние между осями радиальных каналов двух соседних групп. Технический результат заключается в повышении надежности запуска ракеты за счет увеличения тяги в начальный момент времени. 3 ил.

Стартовый блок ракеты, содержащий кольцевой корпус, стартовый двигатель с воспламенителем, включающий заряд твердого топлива с центральным каналом, реактивное сопло и охватывающий его трубчатый несимметричный насадок, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции, отличающийся тем, что в передней части заряда твердого топлива с центральным каналом перпендикулярно его продольной оси выполнены 2 или 3 группы одинаковых по геометрическим параметрам и равных по количеству в каждой группе радиальных каналов, каждая из которых расположена в плоскости, проходящей через их продольные оси, с суммарной площадью S₁ боковых поверхностей радиальных каналов всех групп, равной (0,4…1,0) площади S₂ боковой поверхности центрального канала, при этом расстояние L₃ между осями радиальных каналов двух соседних групп выполнено в пределах (0,5…1,0) диаметра d₂ центрального канала заряда твердого топлива, и количество радиальных каналов в каждой группе выбрано в пределах 4…8, а воспламенитель смонтирован в передней части стартового двигателя,

где S₁=πd₁L₁n - суммарная площадь боковых поверхностей радиальных каналов всех групп;

d₁ - диаметр радиального канала;

L₁ - длина радиального канала;

n - общее количество радиальных каналов во всех группах;

S₁ = (0,4…1,0) S₂;

S₂ = πd₂L₂ - площадь боковой поверхности центрального канала;

d₂ - диаметр центрального канала;

L₂ - длина центрального канала;

L₃ = (0,5…1,0) d₂ - расстояние между осями радиальных каналов двух соседних групп.