Двухступенчатая вращающаяся по крену ракета
TWO-STAGE BANKING MISSILE

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.