Транспортно-пусковой контейнер
TRANSPORT-LAUNCHING CONTAINER

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках подводных лодок (преимущественно), надводных кораблей и наземных носителей.
Известен ТПК (здесь и ниже под ТПК понимается ТПК в сборе с ракетой), приведенный в описании изобретения к патенту «Транспортно-пусковой модуль», RU 2245503, F41F 3/04, заявка от 03.11.2003 г., опубликовано 27.01.2005 г. Он содержит стакан, герметично закрытый верхней и нижней крышками. Внутри стакана установлена ракета с головным обтекателем, который одновременно является верхней крышкой стакана. Верхняя крышка стакана скреплена со стаканом с помощью отрывных элементов. На ракете в ее нижней части установлен обтюратор, который делит внутренний свободный объем ТПК на две части: подкрышечный объем ТПК (это объем кольцевого зазора между ракетой и стаканом на участке от обтюратора до верхней крышки стакана) и донный объем ТПК (это объем, заключенный между нижней крышкой стакана, донным срезом ракеты и обтюратором). В донном объеме размещены баллон наддува с пироклапаном и пороховой аккумулятор давления.
Старт ракеты из рассматриваемого ТПК происходит следующим образом. В начале срабатывает пироклапан баллона наддува, газ из которого создает некоторое давление в донном объеме ТПК. Далее включается пороховой аккумулятор давления, в результате чего давление в донном объеме ТПК повышается, при некоторой величине этого давления отрывные элементы разрываются, и ракета совместно с верхней крышкой стакана начинает ускоренно перемещаться в стакане и покидает его.
Основной недостаток рассматриваемого ТПК заключается в следующем. При перемещении ракеты в стакане в процессе ее старта верхняя крышка стакана выходит из него, в результате чего подкрышечный объем ТПК теряет герметичность. В этот момент давление в указанном объеме ≈1 атм. Так как при старте ракеты с большой глубины давление забортной воды значительно превышает 1 атм, то в этом случае забортная вода начинает интенсивно поступать в подкрышечный объем ТПК. Поступающая вода вызывает появление вибрационных нагрузок, отрицательно влияющих на устойчивость движения ракеты, и гидравлического удара, который может привести к разрушению ракеты.
Известен другой ТПК, приведенный в описании изобретения к патенту «Способ старта ракеты из транспортно-пускового контейнера и устройство для его осуществления», RU 2544253, F41F 3/04, заявка от 24.10.2013 г., опубликовано 20.03.2015 г., в котором забортная вода не попадает в подкрышечный объем ТПК. Этот ТПК является наиболее близким по совокупности существенных признаков к предложенному ТПК и выбран в качестве ближайшего аналога-прототипа. Известный ТПК содержит стакан, герметично закрытый верхней и нижней крышками. Верхняя крышка стакана скреплена со стаканом с помощью отрывных элементов. Внутри стакана установлена ракета с головным обтекателем, который одновременно является верхней крышкой стакана. На ракете в ее нижней части установлен обтюратор, который делит внутренний свободный объем ТПК на две части: подкрышечный объем ТПК и донный объем ТПК. Обтюратор выполнен с возможностью перепуска газа из подкрышечного в донный объем ТПК. В донном объеме ТПК установлен пороховой аккумулятор давления, баллон высокого давления с пускоотсечным клапаном и сигнализатор давления. Пускоотсечной клапан и сигнализатор давления соединены с подкрышечным объемом ТПК трубопроводами через обтюратор, при этом сигнализатор давления электрически сопряжен с пускоотсечным клапаном.
Первым недостатком прототипа является достаточно сложная система наддува подкрышечного объема ТПК (под этой системой понимаются все элементы и связи между ними, которыми обеспечивается наддув подкрышечного объема ТПК). Эта система снижает надежность работы ТПК, а также уменьшает объем ракеты, которую можно разместить в этом ТПК и имеет значительную стоимость.
Вторым недостатком прототипа является то, что наддув подкрышечного объема ТПК производится до старта ракеты, что увеличивает время предстартовой подготовки ракеты.
Целью предложенного изобретения является повышение надежности работы ТПК, увеличение объема ракеты, которую можно разместить в этом ТПК, сокращение стоимости ТПК и уменьшение времени предстартовой подготовки ракеты.
Поставленная цель достигается тем, что в ТПК, который содержит стакан, герметично закрытый верхней и нижней крышками, верхняя крышка стакана скреплена со стаканом с помощью отрывных элементов, внутри стакана установлена ракета с головным обтекателем, который одновременно является верхней крышкой стакана, на нижней части ракеты установлен обтюратор, а в донном объеме ТПК размещен пороховой аккумулятор давления, введены следующие новые элементы: донный объем ТПК соединен с подкрышечным объемом ТПК с помощью газовода, площадь минимального проходного сечения которого выбрана из условия выполнения следующих неравенств:
ст
пр
д
Р<Р<Р,
ст
пр
д
где Р - величина статического давления воды на максимальной глубине старта; Р - величина давления в подкрышечном объеме ТПК в момент его разгерметизации при старте с максимальной глубины; Р - величина допустимого давления на боковую поверхность ракеты.
Предложенное техническое решение поясняется чертежом. На фиг. 1 схематично показан ТПК, общий вид, продольный разрез:
1 - стакан;
2 - верхняя крышка стакана;
3 - нижняя крышка стакана;
4 - отрывной элемент;
5 - ракета;
6 - обтюратор;
7 - пороховой аккумулятор давления;
8 - газовод;
«А» - подкрышечный объем ТПК (это объем кольцевого зазора между ракетой 5 и стаканом 1 на участке от обтюратора 6 до верхней крышки стакана 2);
«Б» - донный объем ТПК (это объем, заключенный между нижней крышкой стакана 3, донным срезом ракеты 5 и обтюратором 6).
ТПК содержит стакан 1, который герметично закрыт верхней крышкой стакана 2 и нижней крышкой стакана 3. Верхняя крышка стакана 2 скреплена со стаканом 1 с помощью отрывных элементов 4, которые могут быть выполнены в различных видах, например, в виде пироболтов, в виде разрывных винтов, как это показано на фиг. 1. Внутри стакана 1 установлена ракета 5 с головным обтекателем, который одновременно является верхней крышкой стакана 2. На ракете 5 в ее нижней части установлен обтюратор 6, выполненный, например, в виде резинового кольца. В донном объеме ТПК «Б» установлен пороховой аккумулятор давления 7. Донный объем ТПК «Б» соединен с подкрышечным объемом ТПК «А» с помощью газовода 8. Газовод 8 может быть выполнен различным путем, например, в виде трубопровода, как это показано на фиг. 1, или в виде отверстия в каком-либо элементе ракеты 5. Площадь минимального проходного сечения газовода выбрана из условия выполнения следующих неравенств:
ст
пр
д
Р<Р<Р,
ст
пр
д
где Р - величина статического давления воды на максимальной глубине старта; Р - величина давления в подкрышечном объеме ТПК «А» в момент его разгерметизации при старте с максимальной глубины; Р - величина допустимого давления на боковую поверхность ракеты 5.
Выбрать минимальную площадь проходного сечения газовода 8, удовлетворяющую приведенным неравенствам, можно экспериментальным путем или расчетным путем, например, следующим образом.
При известных подкрышечном объеме ТПК «А», термодинамических параметрах газа порохового аккумулятора давления 7 и параметрах газа в донном объеме ТПК «Б» связь между минимальной площадью проходного сечения газовода 8 и давлением в подкрышечном объеме ТПК «А» выражает следующая система уравнений:
п
где Р - давление газа в подкрышечном объеме ТПК «А»;
S - минимальная площадь проходного сечения газовода 8;
дон
Р - давление газа в донном объеме ТПК «Б»;
дон
ρ - плотность газа в донном объеме ТПК «Б»;
V - величина подкрышечного объема ТПК «А»;
Q - секундный массовый расход газа через площадь 5;
k - показатель адиабаты газа;
t - время;
max - функция, возвращающая значение, равное наибольшему из своих аргументов.
Вышеприведенная система уравнений решается от момента запуска порохового аккумулятора давления 7 до момента разгерметизации подкрышечного объема ТПК «А» и таким образом:
p
где t - время от момента запуска порохового аккумулятора давления 7 до момента разгерметизации подкрышечного объема ТПК «А».
р
Время t определяется по формуле:
p
o
в
t=t+t,
o
в
где t - время от момента запуска порохового аккумулятора давления 7 до момента отрыва ракеты 5 от стакана 1; t время от момента отрыва ракеты 5 от стакана 1 до момента разгерметизации подкрышечного объема ТПК «А».
в
Время t определяется из уравнения:
где h - расстояние, которое необходимо пройти ракете 5 от момента ее отрыва от стакана 1 до разгерметизации подкрышечного объема ТПК «А», это расстояние равно глубине входа верхней крышки стакана 2 в стакан 1;
F - площадь донного среза ракеты 5;
ст
Р - величина статического давления воды на максимальной глубине старта;
m - масса ракеты 5;
g - ускорение свободного падения.
Дополнительно следует отметить, что для большей наглядности на фиг. 1 газовод 8 и зазор между ракетой 5 и стаканом 1 сильно увеличены.
Предложенный ТПК работает следующим образом. По команде пуск подается сигнал на запуск порохового аккумулятора давления 7, в результате чего пороховые газы начинают поступать непосредственно в донный объем ТПК «Б» и через газовод 8 в подкрышечный объем ТПК «А». По мере поступления пороховых газов давление в обоих объемах возрастает, при этом давление в донном объеме ТПК «Б» увеличивается более интенсивно, чем в подкрышечном объеме ТПК «А». Под действием давления в донном объеме ТПК «Б» отрывные элементы 4 разрываются, и ракета 5 совместно с верхней крышкой стакана 2 отрывается от стакана 1. При перемещении ракеты 5 относительно стакана 1 на величину входа верхней крышки стакана 2 в стакан 1 происходит разгерметизация подкрышечного объема ТПК «А». К этому моменту, при выбранной величине площади минимального проходного сечения газовода 8, давление в подкрышечном объеме ТПК всегда будет превышать величину статического давления воды на глубине старта, поэтому забортная вода не может интенсивно поступать в подкрышечный объем ТПК «А», что исключает появление вибрационных нагрузок и гидравлического удара. Под действием давления в донном объеме ТПК «Б» ракета 5 продолжает выход из стакана 1 и выходит из него, при этом возможен вариант, когда еще в процессе выхода ракеты 5 из стакана 1 производится запуск ее стартового двигателя (на чертеже этот двигатель не показан).
При изменении глубины старта в предложенном ТПК изменяется величина давления в подкрышечном объеме ТПК в момент разгерметизации этого объема. Максимальная величина этого давления достигается при старте с максимальной глубины, а минимальная - при старте с поверхности воды или при наземном старте.
Хотя в подкрышечный объем ТПК «А» поступает очень горячий газ, но существенно нагреть обшивку ракеты он не может, так как при принятой площади минимального проходного сечения газовода 8 количество газа, поступающего в подкрышечный объем ТПК небольшое. Проведенные авторами этого изобретения расчеты показали, что даже при старте с максимальной глубины, когда в подкрышечный объем ТПК поступает максимальное количество газа, дополнительный нагрев обшивки ракеты не будет превышать 50°С.
В предлагаемом ТПК задачу наддува подкрышечного объема ТПК выполняет газовод. Это простой, надежный, компактный и дешевый элемент. В прототипе эту задачу выполняет достаточно сложная система, которая имеет относительно большой объем, относительно низкую надежность и относительно высокую стоимость. В предлагаемом ТПК наддув подкрышечного объема ТПК производится в процессе старта ракеты, а в прототипе - перед стартом ракеты. Из изложенного можно сделать ниже следующее заключение.
Использование предложенного технического решения позволяет повысить надежность работы ТПК, увеличить объем ракеты, которую можно разместить в этом ТПК, сократить стоимость ТПК и уменьшить время предстартовой подготовки ракеты по сравнению с прототипом.