СПОСОБ ОТДЕЛЕНИЯ РАЗГОННОГО ДВИГАТЕЛЯ БИКАЛИБЕРНОЙ РАКЕТЫ И РАКЕТА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
METHOD FOR SEPARATION OF ACCELERATING ENGINE OF CONED-BORE ROCKET AND ROCKET FOR ITS REALISATION

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в зенитных и противотанковых ракетных комплексах.
7
Известен способ разделения бикалиберной управляемой ракеты [патент РФ №2114382, МПК F42B 15/00, от 27.06.1998], выбранный в качестве прототипа, включающий операции выталкивания кормы маршевой ступени из посадочного гнезда двигателя и демпфирование возмущающего момента от боковых сил при разделении путем удара передней части двигателя по заднему торцу маршевой ступени в направлении, противоположном возмущению.
Недостатком данного способа разделения является то, что величина усилия при ударе передней части гнезда двигателя о торец маршевой ступени зависит от конструкции ракеты и мало связана с величиной возмущающей силы, демпфирующее усилие, создаваемое за счет удара, очень кратковременно и при высоких скоростях разделения может быть недостаточным для компенсации возмущений, а кроме того, применение способа возможно только для ракет со ступенчатой кормовой частью, что ухудшает компоновку внутренних блоков маршевой ступени.
7
В качестве прототипа, реализующего предложенный способ, выбрана ракета, содержащая отделяемый двигатель, поршень с пороховым зарядом и юбкой, упор в передней части двигателя и переходной обтекатель [патент РФ №2279629, МПК F42B 15/00, от 10.07.2006]. Усилие выталкивания из посадочного гнезда двигателя, действующее на корму маршевой ступени, осуществляется срабатыванием порохового заряда через поршень с юбкой, охватывающий ее по наружному диаметру. При ударе юбки поршня об упор происходит расстыковка маршевой ступени и двигателя. За счет кольцевого упора и юбки поршня уменьшаются контактные поверхности взаимодействия при движении кормы маршевой ступени в посадочном гнезде двигателя, что снижает величину сил трения, сокращает время разделения и уменьшает импульс боковых сил в момент разделения. Демпфирование возмущающего момента после разделения обеспечивается переходным обтекателем при сходе с кормы маршевой ступени, однако оно кратковременно и недостаточно, а при высоких скоростях полета в момент разделения из-за усилий набегающего потока воздуха переходной обтекатель может не расстыковаться с двигателем, и демпфирующее воздействие на маршевую ступень производиться не будет.
Задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение надежности демпфирования возмущений маршевой ступени ракеты при разделении.
Поставленная задача решается тем, что в известном способе отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты, включающем демпфирование возмущающего момента, действующего на маршевую ступень посредством переходного обтекателя, установленного на кормовую часть маршевой ступени и состыкованного с передней частью разгонного двигателя, новым является то, что в момент отделения маршевой ступени от разгонного двигателя отстыковывают обтекатель от разгонного двигателя и перемещают его по кормовой части маршевой ступени сообщением ему продольного импульса силы в направлении полета, после чего аэродинамической силой набегающего потока воздуха перемещают обтекатель к заднему торцу маршевой ступени и сбрасывают, причем в случае наличия углов атаки маршевой ступени увеличивают силу трения обтекателя о кормовую часть маршевой ступени.
Такой способ разделения обеспечивает временное увеличение запаса устойчивости маршевой ступени посредством аэродинамического демпфирования возмущающего момента, действующего на кормовую часть маршевой ступени после разделения переходным обтекателем.
Предлагаемое изобретение реализуется бикалиберной ракетой, содержащей разгонный двигатель, телескопически установленный на кормовую часть маршевой ступени, поршень с пороховым зарядом и юбкой, охватывающей задний конец маршевой ступени, упор в передней части разгонного двигателя и переходной обтекатель. Новым является то, что переходной обтекатель установлен на кормовую часть маршевой ступени с образованием кольцевого зазора, задний его торец поджат к упору посредством резьбового соединения, а на внутренней поверхности обтекателя выполнены кольцевые проточки, в которые установлены упругодеформируемые элементы из фрикционного материала.
Устройство обеспечивает перемещение обтекателя по кормовой части маршевой ступени в направлении полета под действием силового импульса, сообщаемого ему при ударе поршня об упор после воспламенения порохового заряда и передаваемого обтекателю за счет упругой деформации упора. Зазор между кормой маршевой ступени и обтекателем позволяет создавать перекос обтекателя при появлении угла атаки, что приводит к деформации упругих элементов, установленных в кольцевые проточки обтекателя, которые тормозят его сброс и позволяют увеличить трение и соответственно время его схода с кормовой части маршевой ступени под действием аэродинамических сил, что увеличивает время демпфирования.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена бикалиберная ракета до отделения разгонного двигателя, на фиг.2 изображен процесс отделения разгонного двигателя от маршевой ступени и демпфирования возмущающего момента.
Бикалиберная ракета содержит маршевую ступень 1 (фиг.1), кормовая часть которой телескопически установлена в разгонный двигатель 2, поршень 3 с пороховым зарядом 4 и юбкой 5, охватывающей задний конец маршевой ступени, упор 6 и переходной обтекатель 7. Переходной обтекатель установлен на кормовую часть маршевой ступени с кольцевым зазором 8, задний торец обтекателя поджат к упору резьбовым соединением 9, в кольцевые проточки 10 установлены упругодеформируемые элементы 11.
Отделение разгонного двигателя от маршевой ступени бикалиберной ракеты происходит следующим образом (см. фиг.2). После выгорания топлива в разгонном двигателе подается команда на воспламенение порохового заряда за поршнем, и избыточное давление начинает выбрасывать поршень и кормовую часть маршевой ступени из посадочного гнезда двигателя. Торец маршевой ступени, где обычно размещены приемопередающие устройства управляемой ракеты, защищен при этом поршнем от горячих пороховых газов, это дает возможность применять активное разделение ракеты и сократить время разделения с увеличением импульса силы, что уменьшает угол заброса маршевой ступени в момент разделения. Количество пороха экспериментально подбирается таким образом, чтобы удар движущегося поршня гарантированно разрушал резьбовое соединение переходного обтекателя. Упор при ударе о него юбки поршня упруго деформируется, резьбовое соединение переходного обтекателя, которое обеспечивало его поджатие к упору, разрушается, и обтекатель под действием кинетической энергии поршня (F) перемещается по кормовой части маршевой ступени в направлении полета. При этом за счет поджатия резьбовым соединением заднего торца переходного обтекателя к упору обмен энергии между поршнем и обтекателем происходит с большим коэффициентом передачи, и обтекатель забрасывается на кормовую часть дальше, что увеличивает его последующее время схода с кормы и соответственно увеличивает время демпфирующего момента. В момент отделения от разгонного двигателя маршевая ступень еще не успевает повернуться на угол относительно направленного воздушного потока (Fп), поэтому упругие элементы в проточках обтекателя при его движении по корме в направлении полета не деформируются и сила трения их о корму минимальна, что также позволяет увеличить дальность заброса обтекателя на корму. После разделения ракеты обтекатель тормозится воздушным напором, маршевая ступень под действием управляющего момента (M1) на рулях из-за задержки команд поворачивается относительно центра масс (Цм) на угол (а) по направлению к встречному потоку воздуха. При этом обтекатель за счет кольцевого зазора с маршевой ступенью перекашивается и на корме создается демпфирующий момент (М2), препятствующий повороту ракеты относительно центра масс. Упругие элементы в проточках при этом деформируются, сила трения их о корму возрастает, и время сброса обтекателя с кормы увеличивается, что увеличивает и продолжительность действия демпфирующего момента.
Таким образом, предложенный способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты и ракета для его реализации позволяют уменьшить возмущения маршевой ступени при разделении ракеты, что повышает ее надежность.