РАКЕТА С ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
MISSILE WITH AIR-JET ENGINE

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам с воздушно-реактивным двигателем.
Одним из направлений повышения эффективности образцов ракетного вооружения является разработка ракет с увеличенной дальностью полета. Увеличение дальности полета ракет можно добиться путем применения комбинированных двигательных установок, а именно сочетание разгонного твердотопливного (РДТТ) и маршевого воздушно-реактивного двигателя (ВРД).
Совершенствование указанных ракет идет в направлении поиска рациональных конструктивных решений, обеспечивающих повышение надежности функционирования, требуемые аэробаллистические характеристики, уменьшение разброса внутрибаллистических характеристик в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя.
Объект изобретения представляет собой ракету с воздушно-реактивным двигателем с увеличенной дальностью полета, повышенной надежностью функционирования, улучшенными характеристиками точности.
Известна ракета с воздушно-реактивной силовой установкой по патенту США №5853143, нац. кл. 244-3.21, МПК F42B, опубликован 29.12.1998 г., содержащая лобовое воздухозаборное устройство (ВЗУ), механизм подачи топлива, камеру сгорания с соплом, стабилизатор с плоскими лопастями. Воздухозаборное устройство представляет собой набор индивидуальных ВЗУ, включающих наружные обечайки и расположенных вокруг центрального тела.
Приведенная конструкция ВЗУ ограничивает поступление воздуха в камеру сгорания, применима для узкого класса ракет с определенной скоростью полета и с конкретным видом топлива (например, жидкостного).
При скорости полета указанной ракеты, отличной от расчетной, уменьшается тяга двигателя и дальность полета.
Кроме того, в приведенной конструкции ракеты с ВРД не обеспечивается однородность продуктов сгорания, появляется разброс внутрибаллистических характеристик и тяги двигателя, возможна аэродинамическая и газодинамическая асимметрия из-за неодновременной работы ВРД, что приводит к ухудшению точности стрельбы.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты с воздушно-реактивным двигателем являются наличие в составе аналога воздухозаборного устройства, включающего центральное тело, камеру сгорания, стабилизатор с лопастями.
Известна конструкция активно-реактивного снаряда с ВРД, расположенным в его передней части (Сорокин В.А., Яновский Л.С. и др. Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах. Наука, М., 2010 г., с. 31], содержащего лобовое воздухозаборное устройство, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор.
Наличие в конструкции ВРД лобового ВЗУ, обладающего профилированным центральным телом, позволяет решить задачу подвода необходимого количества воздуха с меньшими потерями энергии потока, что положительно сказывается на процессе перемешивания топливной смеси с воздухом в камере сгорания. Стабилизация в полете указанного снаряда обеспечивается гироскопическим эффектом за счет большой угловой скорости вращения. Приведенный артиллерийский снаряд характеризуется небольшой дальностью стрельбы, а следовательно, небольшой скоростью и продолжительностью полета.
При проектировании ракет и снарядов с ВРД увеличенной дальности большое значение имеет стабильность внутрибаллистических характеристик в камере сгорания в течение большого времени полета, жесткость конструкции в условиях воздействия на ее элементы высоких температур (до 2500K, см. книгу: В.Н. Александров, В.М. Быцкевич и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. Основы теории и расчета. - М.: ИКЦ «Академкнига», 2006 г., с. 39).
Общими признаками указанного известного аналога с техническим решением, предлагаемым авторами, является наличие лобового воздухозаборного устройства, включающего центральное тело и обечайку, камеры сгорания, газогенератора.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому эффекту является конструкция ракеты «Холод» (В. Коровин. Ракеты «Факела», Москва, 2003 г., 198 с.), принятая авторами за прототип. Ракета содержит лобовое воздухозаборное устройство, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, стартовый двигатель твердого топлива, стабилизатор с плоскими лопастями, жестко закрепленными на корпусе ракеты.
Комбинированная силовая установка ракеты, включающая стартовый двигатель твердого топлива, маршевый ВРД, обеспечивает увеличение дальности полета. Стартовые двигатели расположены на боковой поверхности корпуса ракеты и обеспечивают получение скорости полета, необходимой для запуска маршевого ВРД. Возможно варьирование временем запуска каждого стартового двигателя, временем полета на заданных режимах, что в совокупности с измерительной аппаратурой в головной части позволяет использовать ее в качестве исследовательской лаборатории.
Однако использовать приведенную конструкцию ракеты с воздушно-реактивным двигателем при стрельбе из трубчатой направляющей не представляется возможным.
Дальнейшее совершенствование ракет с ВРД приводит к необходимости поиска технических решений, позволяющих повысить надежность длительной работы элементов конструкции ВРД в условиях воздействия высоких температур в камере сгорания, повысить жесткость ВЗУ, получить оптимальные соотношения геометрических параметров ВЗУ и других параметров аэродинамической схемы, обеспечить получение минимального разброса внутрибаллистических характеристик ВРД и аэробаллистических характеристик ракеты.
Общими признаками с предлагаемой ракетой с воздушно-реактивным двигателем является наличие в прототипе лобового воздухозаборного устройства, включающего центральное тело и обечайку, камеры сгорания, газогенератора, стартового двигателя твердого топлива, стабилизатора с лопастями.
В отличие от прототипа в предлагаемой ракете с воздушно-реактивным двигателем обечайка закреплена на центральном теле посредством продольных пилонов, равномерно расположенных в окружном направлении и установленных под нулевым углом к продольной оси ракеты, при этом передние кромки пилонов выполнены с симметричным заострением с углом 10°…30° и удалены от минимального проходного сечения воздухозаборного устройства на расстояние 0,5…3,0 величины минимального зазора между обечайкой и центральным телом, раскрывающиеся лопасти выполнены дугообразными, ориентированными выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты, и установлены под углом к ее продольной оси, а размах лопастей стабилизатора составляет 0,5…2,0 длины обечайки, при этом отношение минимальной площади проходного сечения воздухозаборного устройства к площади миделевого сечения ракеты выполнено в пределах 0,3…0,5.
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 защиты, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения является увеличение дальности полета, улучшение характеристик точности за счет уменьшения разброса внутрибаллистических характеристик в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя и обеспечения заданных аэробаллистических характеристик, повышение надежности функционирования воздушно-реактивного двигателя и ракеты в целом за счет уменьшения влияния дестабилизирующего момента воздухозаборного устройства на устойчивость и стабилизирующий момент ракеты.
Указанный технический результат достигается тем, что в ракете с воздушно-реактивным двигателем, содержащей лобовое воздухозаборное устройство, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, боевую часть, стартовый двигатель твердого топлива, стабилизатор с раскрывающимися лопастями, согласно изобретению обечайка закреплена на центральном теле посредством продольных пилонов, равномерно расположенных в окружном направлении и установленных под нулевым углом к продольной оси ракеты, при этом передние кромки пилонов выполнены с симметричным заострением с углом 10°…30° и удалены от минимального проходного сечения воздухозаборного устройства на расстояние 0,5…3,0 величины минимального зазора между обечайкой и центральным телом, раскрывающиеся лопасти выполнены дугообразными, ориентированными выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты, и установлены под углом к ее продольной оси, а размах лопастей стабилизатора составляет 0,5…2,0 длины обечайки, при этом отношение минимальной площади проходного сечения воздухозаборного устройства к площади миделевого сечения ракеты выполнено в пределах 0,3…0,5.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами заявляемой ракеты с воздушно-реактивным двигателем позволили, в частности, за счет выполнения:
- крепления обечайки на центральном теле посредством продольных пилонов, равномерно расположенных в окружном направлении и установленных под нулевым углом к продольной оси ракеты, обеспечить повышение жесткости конструкции, надежности работы и длительность ее функционирования в условиях воздействия высокой температуры газовой смеси в камере сгорания;
- передних кромок продольных пилонов с симметричным заострением с углом 10°…30° и удаленных от минимального проходного сечения воздухозаборного устройства на расстояние 0,5…3,0 величины минимального зазора между обечайкой и центральным телом обеспечить равномерное перемешивание воздушного потока с топливной смесью, уменьшить энергетические потери и сопротивление тракта ВРД. Выполнение угла заострения передних кромок пилонов менее 10° приводит к снижению жесткости конструкции и надежности работы ВЗУ в условиях высоких температур газовой смеси. Увеличение угла заострения передних кромок свыше 30° проводит к увеличению сопротивления тракта силовой установки. При расстоянии от минимального проходного сечения ВЗУ до передних кромок пилонов менее 0,5 величины минимального зазора происходит увеличение сопротивления ВЗУ, а скачки уплотнения на передних кромках перекрывают часть проходного сечения и уменьшают расход воздуха. Увеличение указанного расстояния свыше 3,0 величины минимального зазора нецелесообразно из-за снижения жесткости крепления обечайки с центральным телом, уменьшения надежности функционирования и в первую очередь при полете ракеты со сверхзвуковыми скоростями;
- раскрывающихся лопастей стабилизатора дугообразными, ориентированными выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты под углом к ее продольной оси  обеспечить стрельбу ракеты с ВРД из трубчатой направляющей, обеспечить действие суммарного вращающего момента крена ракеты с учетом обтекания лобового ВЗУ и собственного индуцированного момента крена дугообразных лопастей при полете со сверхзвуковыми скоростями в сторону ее вращения, обеспечив тем самым минимальные значения угла установки лопастей и уменьшение их сопротивления, увеличение дальности полета;
- размаха лопастей стабилизатора, равным 0,5…2,0 длины обечайки обеспечить оптимальное изменение запаса статической устойчивости и стабилизирующего момента ракеты от времени полета. При размахе лопастей менее 0,5 длины обечайки происходит снижение запаса статической устойчивости и стабилизирующего момента ракеты за счет уменьшения подъемной силы лопастей и увеличения дестабилизирующего момента ВЗУ. Выполнение размаха лопастей свыше 2,0 длины обечайки приводит к излишнему увеличению стабилизирующего момента и запаса устойчивости, увеличивается ветровая чувствительность ракеты, ухудшаются характеристики точности;
- отношения минимальной площади проходного сечения воздухозаборного устройства к площади миделевого сечения ракеты в пределах 0,3…0,5 обеспечить надежный подвод воздуха в камеру сгорания и полноту сгорания топлива, что обеспечивает требуемые дроссельные характеристики ВРД, необходимую тягу двигателя и минимизацию ее разброса. Это позволяет увеличить дальность полета ракеты, улучшить характеристики точности. При отношении минимальной площади проходного сечения ВЗУ к площади миделевого сечения ракеты менее 0,3 уменьшается расход воздуха, что приводит к неполному сгоранию топлива в камере сгорания, уменьшению тяги ВРД, увеличению разброса тяги и ухудшению характеристик точности. Кроме того, происходит увеличение сопротивления ВЗУ и ракеты в целом. Выполнение указанного выше отношения более 0,5 приводит к уменьшению степени перемешивания воздуха и топлива, что приводит к уменьшению тяги ВРД и увеличению ее разброса.
Сущность изобретения поясняется, фиг. 1, где показан общий вид ракеты с воздушно-реактивным двигателем и раскрытым стабилизатором.
Ракета с воздушно-реактивным двигателем состоит из воздухозаборного устройства 1, включающего центральное тело 2 и обечайку 3, продольных пилонов 4, камеры сгорания 5, кольцевого сопла 6, газогенератора 7 с соплами подачи топлива в камеру сгорания 5, боевой части 8, стартового двигателя 9 твердого топлива, стабилизатора 10, лопастей 11. Обечайка 3 закреплена на центральном теле 2 посредством продольных пилонов 4, равномерно расположенных в окружном направлении. Пилоны 4 установлены под нулевым углом к продольной оси ракеты, а их передние кромки выполнены с симметричным заострением с углом α=10°…30°.
1
2
1
2
Минимальное проходное сечение воздухозаборного устройства 1 образовано внутренней поверхностью обечайки 3 диаметром d и наружной поверхностью В центрального тела 2 диаметром d, а его площадь определяется по формуле . Минимальный зазор между обечайкой 3 и центральным телом 2 равен t=(d-d)/2. Площадь миделевого сечения ракеты, используемая в аэродинамике при определении аэродинамических характеристик, рассчитывается по формуле .
пр
В предлагаемой ракете отношение минимальной площади S проходного сечения воздухозаборного устройства к площади миделевого сечения ракеты выполнено в пределах 0,3…0,5.
1
2
Продольные пилоны 4 удалены на расстояние L=(0,5…3,0)t от минимального проходного сечения воздухозаборного устройства 1. Раскрывающиеся лопасти 11 стабилизатора 10 выполнены дугообразными, ориентированными выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты и установлены под углом к ее продольной оси. Размах лопастей 11 составляет 0,5…2,0 длины L обечайки 3.
Предлагаемая ракета с воздушно-реактивным двигателем работает следующим образом.
При запуске ракеты сначала включают стартовый двигатель 9 твердого топлива, после вылета ее из трубчатых направляющих раскрываются дугообразные лопасти 11 стабилизатора 10 и она совершает устойчивый полет, вращаясь при этом вокруг продольной оси. При сверхзвуковых скоростях полета вращающий момент от угла установки и индуцированный момент крена дугообразных лопастей 11 направлены в одну сторону, то есть в направлении вращения ракеты. Начинает функционировать воздухозаборное устройство 1, и воздух через кольцевой зазор между центральным телом 2 и обечайкой 3 поступает в камеру сгорания 5. Предлагаемый выбор соотношений параметров обечайки и стабилизатора в указанных пределах обеспечивает оптимальный уровень изменения запаса статической устойчивости и стабилизирующего момента ракеты от времени полета. После достижения заданной скорости полета включают маршевый воздушно-реактивный двигатель и газовый поток топлива подают через отверстия из газогенератора 7 в камеру сгорания 5. Продольные пилоны 4 обеспечивают формирование воздушного потока и равномерное перемешивание с топливной смесью. Происходит сгорание топливно-воздушной смеси, и при ее вытекании через кольцевое сопло 6 образуется тяга двигателя с заданными максимальными характеристиками и минимальным ее разбросом.
За счет предлагаемой конструкции ракеты и выбора оптимальных соотношений геометрических параметров ее составных частей обеспечивается увеличение дальности полета, уменьшается разброс характеристик тяги воздушно-реактивного двигателя, повышается надежность функционирования составных частей и ракеты в целом, улучшаются характеристики точности.
В настоящее время в соответствии с предлагаемым техническим решением разработана конструкторская документация на ракету с воздушно-реактивным двигателем, изготовлен опытный образец и проведены испытания.