СВЕРХЗВУКОВАЯ РАКЕТА С ДВИГАТЕЛЕМ НА ПОРОШКООБРАЗНОМ МЕТАЛЛИЧЕСКОМ ГОРЮЧЕМ
SUPERSONIC MISSILE WITH POWDERED METALLIC FUEL ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам, оснащенным прямоточными воздушно-реактивными двигателями.
Известна крылатая ракета (патент РФ №2117907 от 20.08.1998, МПК F42B 15/00, F02K 7/18). Крылатая ракета содержит сверхзвуковой двигатель, в камере которого размещена с возможностью выброса через сопло стартово-разгонная ступень с реактивным двигателем, и воздухозаборник с центральным телом.
Недостатком аналога является недостаточно большая дальность полета.
Известна ракета Х-31 («Оружие России 2006-2007», Москва, Военный Парад, 2006, стр.689), наиболее близкая к рассматриваемому изобретению и выбранная в качестве прототипа. Ракета Х-31 выполнена по нормальной аэродинамической схеме с
Х-образным расположением консолей крыла и рулей, оснащена стартовым твердотопливным двигателем и прямоточным воздушно-реактивным двигателем, в котором в качестве топлива используется керосин.
Недостатком прототипа является недостаточно большая дальность полета.
Задачей предлагаемого изобретения является увеличение дальности полета путем оснащения ракеты прямоточным воздушно-реактивным двигателем на порошкообразном металлическом горючем.
Задача решается за счет того, что сверхзвуковая ракета содержит корпус, размещенные в нем аппаратуру системы наведения, аппаратуру системы управления, боевую часть, стартовую двигательную установку, воздухозаборные устройства, аэродинамические поверхности, маршевую двигательную установку, выполненную в виде прямоточного воздушно-реактивного двигателя на порошкообразном металлическом горючем, содержащую систему подачи горючего, бак с горючим, поршень, камеру предварительного горения и камеру окончательного сжигания.
В частном случае исполнения технического решения задача решается за счет того, что стартовая двигательная установка выполнена в виде твердотопливного ракетного двигателя и установлена в маршевой двигательной установке с возможностью сброса.
Предлагаемое изобретение позволяет увеличить дальность полета при сохранении массово-габаритных параметров ракеты, а также позволяет использовать ракету в более высоких слоях атмосферы за счет оснащения прямоточным воздушно-реактивным двигателем на порошкообразном металлическом горючем.
На чертеже изображена сверхзвуковая ракета в разрезе, вид сбоку.
Сверхзвуковая ракета с двигателем на порошкообразном металлическом горючем (далее ракета), выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержит корпус 1 с размещенной в нем аппаратурой, в том числе аппаратурой системы наведения 2 и аппаратурой системы управления 3, боевую часть 4, двигательную установку. На корпусе размещены боковые воздухозаборники 5 и аэродинамические поверхности, такие как крылья 6 и рулевые поверхности 7.
Двигательная установка содержит газогенератор 8, систему подачи горючего, камеру предварительного горения 9, камеру окончательного сжигания 10. Система подачи горючего содержит поршень 11, установленный с возможностью перемещения под действием газа, поступающего из газогенератора, и бак с горючим 12. В качестве горючего используют порошкообразное металлическое горючее, например, из алюминия. Содержание металла в горючем 100%. Камера предварительного горения 9 и камера окончательного сжигания 10 соединены с боковыми воздухозаборниками 5.
В состав ракеты входит стартовый твердотопливный ракетный двигатель 13. Стартовый твердотопливный ракетный двигатель 13 размещен в камере окончательного сжигания 10 маршевой двигательной установки.
В качестве носителя для ракеты используют самолет (например, как и для прототипа, Су-24М, МиГ-29 и т.д.). Ракета подвешена к носителю с помощью катапультного устройства и связана с системами носителя.
Ракета работает следующим образом.
Достигают определенной величины скорости носителя - минимальной скорости пуска. Для работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя необходимо, чтобы после запуска, выработки и сброса стартового твердотопливного ракетного двигателя 13 в момент запуска маршевой двигательной установки скорость полета ракеты достигала скорости запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя, например 1,8 М.
Отделяют ракету от носителя с помощью катапультного устройства. Запускают стартовый твердотопливный ракетный двигатель 13. Разгоняют ракету до скорости запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя, например 1,8 М. После выработки топлива стартового твердотопливного ракетного двигателя 13 сбрасывают его. Запускают маршевую двигательную установку ракеты.
Перемещают поршень 11 под действием газа из газогенератора 8, подают порошкообразное металлическое горючее в камеру предварительного горения 9. В камере предварительного горения 9 происходит смешение порошкообразного металлического горючего с воздухом, поступающим из боковых воздухозаборников 5, и воспламенение. Продукты первичного горения поступают из камеры предварительного горения 9 в камеру окончательного сжигания 10, где смешиваются с воздухом, поступающим из боковых воздухозаборников 5, и происходит основное горение. На маршевом участке полета скорость ракеты может изменяться в диапазоне 1,8-4 М.
С помощью системы наведения и системы управления выполняют заданную летную программу ракеты.
Техническое решение относится к ракетной технике, в частности к ракетам, оснащенным прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Использование технического решения позволяет значительно увеличить дальность полета, а также расширить диапазон высот, в которых возможно использование ракеты.