СПОСОБ СТАРТА РАКЕТЫ ИЗ ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОГО КОНТЕЙНЕРА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD OF MISSILE TAKEOFF FROM TRANSPORTER-LAUNCHER CONTAINER AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках преимущественно подводных лодок.
Известен транспортно-пусковой контейнер (модуль), приведенный в описании изобретения к патенту РФ №2245503, F41F 3/04, 2005, являющийся наиболее близким по совокупности существенных признаков с предложенным техническим решением и который выбран в качестве ближайшего аналога.
Известный ТПК содержит герметичный корпус в виде стакана с передней и задней крышками с уплотнением, внутри корпуса установлена ракета с отделяемым в полете головным обтекателем, одновременно являющимся передней крышкой контейнера. ТПК снабжен отрывными элементами фиксации и удержания ракеты и размещенным в донной части ракеты обтюратором, разделяющим внутреннюю полость контейнера на две части - донный объем и подкрышечный. На задней крышке ТПК с помощью кронштейнов разъемно установлены средства для создания заракетного (донного) объема заданной величины, включающие заполненный не поддерживающим горение газом баллон наддува с пироклапаном и пороховой аккумулятор давления (ПАД).
В известном ТПК реализован способ старта ракеты, включающий следующие действия.
По сигналу «пуск» срабатывает пироклапан баллона наддува и не поддерживающий горение газ создает давление в донном объеме контейнера. Далее по сигналам срабатывают пиросредства устройств, сопрягающих верхнюю крышку контейнера (головной обтекатель ракеты) с корпусом контейнера (стаканом), и одновременно задействуют ПАД, в результате чего в донном объеме контейнера благодаря наличию обтюратора выделяющиеся при горении ПАД газы создают повышенное давление, и ракета, как поршень в цилиндре, начинает движение по цилиндрической поверхности стакана контейнера. При перемещении ракеты на некоторое расстояние включают двигатель ракеты, которая выходит из-под воды и осуществляет полет к цели.
Основным недостатком ТПК, в котором реализован описанный выше способ старта ракеты, является поступление забортной воды в подкрышечный объем контейнера, связанное с его разгерметизацией в момент страгивания ракеты. Поступление воды обусловлено тем, что давление забортной воды выше давления газовой среды в подкрышечном объеме вследствие того, что наддув не поддерживающим горение газом из баллона осуществляется в донный объем контейнера, отделенный от подкрышечного объема обтюратором. Поступающая вода создает гидравлические, колебательные и вибрационные нагрузки на корпус ракеты, что отрицательно влияет на устойчивость движения ракеты, а в результате гидравлического удара может произойти разрушение ракеты.
Целью предложенного изобретения является создание условий для надежного подводного старта ракеты из ТПК путем исключения гидравлических, колебательных и вибрационных воздействий на корпус ракеты при начале движения ракеты, вызванных поступлением воды в подкрышечный объем контейнера.
Поставленная цель достигнута за счет того, что при старте ракеты из ТПК наддув подкрышечного объема контейнера осуществляют не поддерживающим горение газом с одновременным поступлением газа через обтюратор в донный объем, после чего отключают наддув при достижении необходимого давления в подкрышечном объеме контейнера с последующим наддувом донного объема контейнера газами от порохового аккумулятора давления.
Осуществление начальных операций при старте ракеты из ТПК по предложенному способу, а именно - первоначальный наддув подкрышечного объема контейнера (представляющего собой фактически кольцевой зазор между ракетой и ТПК) до необходимого давления позволяет предотвратить поступление забортной воды в него при разгерметизации ТПК, обусловленного началом движения ракеты. При этом реализуется «сухой» старт ракеты на всем участке ее выхода из ТПК.
Давление наддува подкрышечного объема контейнера определяется заранее с учетом максимально возможного погружения носителя для осуществления старта ракеты из ТПК и его величина больше давления воды, действующего на верхнюю крышку контейнера.
Для реализации нового способа старта ракеты из ТПК предложено устройство, включающее установленный в донной части ракеты обтюратор и установленные в донном объеме контейнера пороховой аккумулятор давления, баллон высокого давления с пироклапаном. Новым в предложенном устройстве является то, что баллон с пироклапаном, выполненным пускоотсечным, соединен с подкрышечным объемом контейнера трубопроводом, проходящим через обтюратор, который выполнен профилированным из эластичного материала с возможностью перепуска газа наддува из подкрышечного в донный объем контейнера, при этом система наддува контейнера снабжена установленным в донном объеме контейнера сигнализатором давления с подстыкованным к нему трубопроводом, противоположный конец которого расположен в подкрышечном объеме контейнера, причем сигнализатор давления электрически сопряжен с пускоотсечным клапаном.
Предложенное техническое решение поясняется чертежами. На фиг.1 схематично показан ТПК, общий вид, продольный разрез:
1 - стакан ТПК;
2 - передняя крышка ТПК (головной обтекатель ракеты);
3 - задняя крышка ТПК;
4 - ракета;
5 - обтюратор;
6 - баллон высокого давления с не поддерживающим горение газом;
7 - пускоотсечной клапан;
8 - трубопровод, соединяющий пускоотсечной клапан с подкрышечным объемом ТПК;
9 - сигнализатор давления;
10 - трубопровод, соединяющий сигнализатор давления с подкрышечным объемом ТПК;
11 - пороховой аккумулятор давления;
"а" - подкрышечный объем ТПК (в виде кольцевого зазора) - между передней крышкой 2 ТПК и обтюратором;
"б" - донный объем ТПК - между обтюратором и задней крышкой 3 ТПК.
На фиг.2 показан обтюратор и сечение ТПК в месте установки обтюратора.
Агрегаты системы наддува не поддерживающим горение газом - баллон высокого давления 6, пускоотсечной клапан 7, трубопроводы 8, сигнализатор давления 9 с трубопроводом 10 размещены на кронштейне (который может быть выполнен в виде крестообразной рамы), установленном в донном объеме контейнера.
Пневматическая связь пускоотсечного клапана 7 с подкрышечным объемом ТПК "а" осуществлена трубопроводом 8.
Обтюратор 5 расположен в донной части ракеты 4 и выполнен из эластичного (резиноподобного) материала, спрофилированного таким образом, чтобы с повышением давления газа в подкрышечном объеме ТПК при его наддуве обтюратор отжимался от цилиндрической поверхности стакана, обеспечивая возможность перепуска газа наддува из подкрышечного объема "а" в донный объем "б" контейнера. Форма обтюратора 5 в сечении может быть выполнена, например, «Г»-образной с тупым углом между сторонами.
Перепуск из подкрышечного объема "а" в донный объем "б" контейнера не поддерживающего горение газа наддува исключает возможность догорания ракетного топлива внутри ТПК, что снижает термоэррозионное воздействие на конструкцию ТПК.
ПАД 11 установлен на задней крышке 3 ТПК с помощью кронштейнов.
Установка сигнализатора давления 9 именно в донном объеме "б" контейнера обусловлена небольшим зазором между ракетой 4 и стаканом 1. В указанном зазоре возможно размещение только трубопровода 10 малого диаметра, пневматически соединяющего сигнализатор давления 9 с подкрышечным объемом "а" ТПК. Для подачи сигнала на прекращение наддува объема "а" сигнализатор 9 электрически сопряжен с пускоотсечным клапаном через, например, пусковую аппаратуру.
Предложенное устройство для реализации нового способа старта ракеты из ТПК работает следующим образом.
В соответствии с циклограммой при пуске ракеты подается сигнал на срабатывание пускоотсечного клапана 7, в результате чего находящийся под давлением в баллоне 6 не поддерживающий горение газ (например, азот) поступает через трубопровод 8 в подкрышечный объем "а" ТПК, где локализуется благодаря наличию обтюратора 5. С ростом давления в подкрышечном объеме "а" газ отжимает манжету обтюратора от стенки стакана 1 и начинает поступать в донный объем контейнера "б".
При достижении необходимого давления газа в подкрышечном объеме контейнера, которое контролируется сигнализатором давления 9 через трубопровод 10, отключают наддув путем подачи сигнала на закрытие пускоотсечного клапана 7.
Далее в соответствии с циклограммой подают сигнал на задействование пиросредств устройств (на чертеже не показано), сопрягающих переднюю крышку 2 контейнера со стаканом 1, и одновременно задействуют ПАД 11, в результате горения которого образуются газы, создающие высокое давление в донном объеме контейнера "б". Под действием этого давления ракета 4 совместно с головным обтекателем 2, являющимся одновременно и передней крышкой контейнера, отрывается от стакана 1 и начинает движение по его цилиндрической поверхности.
Через определенный промежуток времени включают двигатель ракеты (на чертеже не показано), которая выходит из ТПК носителя, осуществляет движение в воде, выходит из-под воды и осуществляет полет к цели.
Таким образом, предложенный способ старта ракеты из ТПК и устройство для его осуществления реализуют начальные операции при старте ракеты из ТПК, заключающиеся в определенной последовательности наддува частей объема ТПК (подкрышечного "а" и донного "б"), и тем самым исключают гидравлический удар, а также колебательные и вибрационные воздействия на корпус ракеты при начале ее движения, что повышает надежность интегрированной конструкции ракеты и ТПК.