ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С УСТРОЙСТВОМ БЕЗОПАСНОГО ЗАПУСКА РАКЕТ
AN AIRCRAFT WITH A SAFE MISSILE LAUNCHING DEVICE

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам, применяющим в процессе выполнения боевой задачи ракеты с активным стартом.
В настоящее время ракеты с активным стартом применяются с рельсовых пусковых устройств. Двигатель таких ракет запускается непосредственно на подвеске и выходит на рабочий режим еще до схода с направляющих, при этом размер зоны, которая охватывается факелом двигателя ракеты, достигает 2/3 длины носителя (летательного аппарата) и перемещается в процессе движения ракеты. Таким образом оказывает значительное термодинамическое и эрозионное воздействие на большую часть элементов конструкции носителя. При этом необходимо учитывать, что указанное воздействие является кратковременным при штатной работе пусковой установки и сходе ракеты с направляющих, и долговременным при аварийной ситуации (отказ пусковой установки, влекущий за собой несход ракеты).
При запуске ракетного двигателя наиболее агрессивное воздействие на агрегаты летательного аппарата оказывает центральная часть струи газов факела двигателя, расположенная по оси двигателя (ядро факела).
Существуют технические решения, имеющие своей целью защиту элементов конструкции или окружающей среды от факела двигателя ракет, например:
- в патенте US 4480522 А, 06.11.1984 описывается метод защиты рельсовых направляющих пусковой установки ракеты от термического воздействия ракетного двигателя при помощи выдува охлаждающего воздуха через отверстия в пусковой установке;
- в патенте JPH 04260797 А, 16.09.1992 описывается конструкция дефлектора, изменяющего поток газов двигателя стартующей ракеты и тем самым снижающего силовое воздействие на пусковую установку.
Однако, известные технические решения не обеспечивают достаточной защиты элементов конструкции летательного аппарата от термодинамических, виброакустических и эрозионных воздействий факела ракетного двигателя.
Наиболее близким к заявленному изобретению является летательный аппарат, известный из патента US 4545284 А, 08.10.1985. В наиболее близком аналоге защита рельсовых направляющих пусковой установки от термического воздействия ракетного двигателя осуществляется при помощи защитных створок, закрывающихся в момент начала работы двигателя под воздействием газовой струи, вылетающей из сопла двигателя.
Недостатком наиболее близкого аналога является то, что реализация направлена на защиту только направляющих рельс пусковой установки, и не учитывает негативного воздействия факела стартующей ракеты на остальные элементы конструкции летательного аппарата, а также является недостаточным для защиты при аварийной ситуации (несходе).
Таким образом, задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.
Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является обеспечение максимальной защиты от термодинамических, виброакустических и эрозионных воздействий факела ракетного двигателя элементов конструкции летательного аппарата.
Заявленный технический результат полностью достигается совокупностью признаков независимого пункта формулы.
Летательный аппарат с устройством безопасного запуска ракет содержит корпус летательного аппарата с грузовым отсеком, в котором установлена по меньшей мере одна пусковая установка ракет. На пусковой установке установлено устройство отклонения струи газов факела ракетного двигателя, которое представляет собой ковшеобразную конструкцию и состоит из металлического каркаса и трех вставок из углерод-углеродного композиционного материала, пропитанного кремнием, которые установлены наклонно по отношению к оси пусковой установки с образованием канала отклонения струи газов факела ракетного двигателя в сторону от грузового отсека летательного аппарата. Вставки закреплены на металлическом каркасе устройства отклонения струи газов факела ракетного двигателя при помощи болтов из углерод-углеродного композитного материала, пропитанного кремнием, болтов из нержавеющей стали, и эпоксидного клея. В грузовом отсеке дополнительно установлены дюралевые зашивки, которые снижают объем грузового отсека и обеспечивает аэродинамическую профилировку, снижающую уровень виброакустических нагрузок на конструкцию самого летательного аппарата.
Металлический каркас устройства отклонения струи газов факела ракетного двигателя представляет собой сварную конструкцию из нержавеющей стали, состоящую из двух косынок и ложемента, на который установлены вставки.
В местах, подверженных воздействию струи газов факела ракетного двигателя на внешней поверхности летательного аппарата и зашивок, нанесено теплозащитное покрытие.
Устройство отклонения струи газов факела ракетного двигателя выполнено съемным.
Металлический каркас имеет поперечные ребра жесткости.
Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:
Фиг. 1 - вид грузового отсека летательного аппарата.
Фиг. 2 - принцип работы устройства отклонения струи газов факела ракетного двигателя.
Фиг. 3 - устройство отклонения струи газов факела ракетного двигателя, установленное на пусковой установке.
Фиг. 4 - устройство отклонения струи газов факела ракетного двигателя.
Заявленный летательный аппарат с устройством безопасного запуска ракет содержит корпус летательного аппарата с грузовым отсеком (1), в котором установлена пусковая установка (2), на которой, в свою очередь установлено устройство (3) отклонения струи газов факела ракетного двигателя (далее - струя). При этом, в грузовом отсеке (1) по всей его поверхности установлены дюралевые зашивки (4), которые уменьшают объем грузового отсека (1) и изолируют от реактивной струи конструкцию самого отсека и оборудования, установленного в отсеке, а также обеспечивает аэродинамическую профилировку, снижающую уровень виброакустических нагрузок на конструкцию самого летательного аппарата. Кроме того, зашивки (4) снижают объем грузового отсека (1), продуваемым скоростным потоком, и обеспечивают плавный сход потока в задней и передней части грузового отсека (1). За счет снижения объема грузового отсека (1) обеспечивается снижение объема воздуха, протекающего через отсек и, как следствие, снижается интенсивность виброакустических явлений. Плавный сход в задней части грузового отсека (1) обеспечивает равномерное вытекание воздуха из отсека без образования вихрей и застойных зон, что также обеспечивает снижение уровня воздействия виброакустических явлений на конструкцию, агрегаты в отсеке и ракету до момента старта.
Устройство (3) отклонения струи представляет собой ковшеобразную конструкцию и состоит из металлического каркаса (5) и трех вставок (6, 7, 8) из углерод-углеродного композиционного материала, пропитанного кремнием. Металлический каркас (5) представляет собой сварную конструкцию из нержавеющей стали, состоящую из двух косынок (9) и ложемента (10), на который укладываются углерод-углеродные вставки (6-8). Для придания жесткости конструкции металлический каркас (5) имеет поперечные ребра (11) жесткости, приваренные к ложементу (10) и косынкам (9). На косынках (9) имеются фланцы с отверстиями (12) для крепления устройства (3) к пусковой установке (2).
Так как температура в ядре факела ракетного двигателя очень высокая, а среди продуктов горения топлива имеются раскаленные частицы, а также пары кислот, и при этом продукты сгорания вылетают из сопла двигателя со сверхзвуковой скоростью, особое значение имеет материал вставок (6-8), непосредственно контактирующих с факелом. Вставки (6-8) представляют собой плиты из углерод-углеродного композиционного материала, пропитанного кремнием. Такая композиция позволяет выдержать полный цикл работы ракетного двигателя без сквозного проплавления, прогорания или эрозионного уноса. Вставки (6-8) выполнены прямоугольной формы для упрощения технологического цикла их изготовления. Центральная вставка (7) прикреплена к металлическому каркасу (5) на 6 болтов - четыре болта (13) из такого же углерод-углеродного материала, как и вставки (6-8), и два болта (14) из нержавеющей стали.
Болты (13) установлены в зоне ядра факела ракетного двигателя. Установка обычных металлических болтов в этой зоне недопустима, поскольку эрозионное воздействие мельчайших раскаленных частиц оксида алюминия срежет металлические головки болтов, что приведет к уносу вставки и прекращению работоспособности конструкции.
Два болта (14) из нержавеющей стали установлены в зоне, располагающейся ниже зоны воздействия ядра факела ракетного двигателя.
Они предназначены для более надежного удержания вставки (7) в ложементе (10), поскольку болты из углерод-углеродного материала имеют низкую прочность на срез и на разрыв.
Боковые вставки (6, 8) удерживаются в ложементе (10) каждая пятью болтами - тремя (15) углерод-углеродными и двумя металлическими (16). Распределение болтов (15, 16) аналогично распределению болтов (13, 14) центральной вставки (7).
Дополнительно вставки (6-8) в ложементе (10) устанавливаются на эпоксидный клей, для более надежного удержания их и обеспечения невозможности отрыва и попадания в элементы конструкции летательного аппарата.
В местах, подверженных воздействию струи на внешней поверхности летательного аппарата и зашивок, нанесено теплозащитное покрытие по определенной схеме нанесения покрытия, которая выполнена с учетом теплоемкости защищаемых от температурного воздействия агрегатов, их толщины, времени воздействия струи при движении ракеты и, как следствие, температурного прогрева элементов и их эксплуатационных температур. Теплозащитное покрытие выполняется любым известным материалом, которое обладает пониженной теплопроводностью, а также повышенной максимальной рабочей температурой по сравнению с рабочей температурой конструкционных материалов летательного аппарата и его агрегатов. За счет своей низкой теплопроводности теплозащитное покрытие снижает уровень нагрева конструкции летательного аппарата до уровня рабочих температур, а за счет высокой максимальной рабочей температуры обеспечивается надежное крепление покрытий к агрегатам летательного аппарата и высокий ресурс всей конструкции целиком.
Заявленная конструкция была практически реализована и испытана на огневом стенде с положительным результатом. На нем устанавливалась пусковая установка, устройство отклонения струи и штатный ракетный двигатель, а также монтировалась обстановка, имитирующая фюзеляж, крыло и горизонтальное оперение летательного аппарата. При этом имитировались как штатные пуски, так и несход ракеты (двигатель после начала работы удерживался на месте замковым устройством). По материалам фото- и видеорегистрации установлено, что факел ракетного двигателя надежно отклоняется в сторону и при запуске, и на начальном этапе траектории, а также в течение всего времени работы двигателя при несходе. Результаты замера температур по датчикам, установленным на имитаторах фюзеляжа, крыла и горизонтального оперения, подтверждают, что температура в данных зонах не превысила рабочую температуру для материалов, из которых изготовлены элементы конструкции. Также после проведения испытаний не было выявлено визуальных изменений или деформаций конструкции.
Таким образом, в конструкции заявленного летательного аппарата осуществляется максимальная защита элементов конструкции летательного аппарата от термодинамических, виброакустических и эрозионных воздействий факела ракетного двигателя.