Ракета с воздушно-реактивным двигателем
MISSILE WITH AIR-JET ENGINE

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам с воздушно-реактивным двигателем.
Одним из направлений повышения эффективности ракетного вооружения является разработка ракет с увеличенной дальностью полета.
Увеличение дальности полета возможно обеспечить применением комбинированных двигательных установок, а именно сочетанием стартового твердотопливного (РДТТ) и маршевого воздушно-реактивного двигателя (ВРД). Совершенствование указанных ракет идет в направлении поиска рациональных конструктивных решений, обеспечивающих повышение надежности функционирования ВРД, получение требуемых аэробаллистических характеристик, уменьшение разброса внутрибаллистических характеристик (ВБХ) в камере сгорания ВРД.
Объект изобретения представляет собой ракету с ВРД с увеличенным временем его работы и, как следствие, увеличенной дальностью полета ракеты, повышенной надежностью функционирования, улучшенными характеристиками точности.
Известна ракета с воздушно-реактивной силовой установкой по патенту США №5853143, нац. кл. 244-3.21, МПК F42B, опубликован 29.12.1998 г., содержащая лобовое воздухозаборное устройство (ВЗУ), механизм подачи топлива, камеру сгорания с соплом, стабилизатор с плоскими лопастями. Воздухозаборное устройство представляет собой набор индивидуальных ВЗУ, включающих наружные обечайки и расположенных вокруг центрального тела.
Приведенная конструкция ВЗУ ограничивает поступление воздуха в камеру сгорания, применима для узкого класса ракет с определенной скоростью полета и с конкретным видом топлива (например, жидкостного).
При скорости полета указанной ракеты, отличной от расчетной, уменьшается тяга двигателя и дальность полета.
Кроме того, в приведенной конструкции ракеты с ВРД не обеспечивается однородность продуктов сгорания, появляется разброс ВБХ и тяги двигателя, возможна аэродинамическая и газодинамическая асимметрия из-за неодновременной и различной работы ВРД, что при залповой стрельбе приводит к ухудшению кучности и точности.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты с воздушно-реактивным двигателем являются наличие в составе аналога воздухозаборного устройства, включающего центральное тело, камеры сгорания, стабилизатора с лопастями.
Известна конструкция активно-реактивного снаряда с ВРД, расположенным в его передней части (Сорокин В.А., Яновский Л.С., и др. «Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах», Наука, М., 2010 г., с. 31.) содержащего лобовое ВЗУ, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор.
Наличие в конструкции ВРД лобового ВЗУ, обладающего профилированным центральным телом, позволяет решить задачу подвода необходимого количества воздуха с меньшими потерями энергии потока, что положительно сказывается на процессе перемешивания топливной смеси с воздухом в камере сгорания. Стабилизация в полете указанного снаряда обеспечивается гироскопическим эффектом за счет большой угловой скорости вращения. Приведенный артиллерийский снаряд характеризуется небольшой дальностью стрельбы, а, следовательно, небольшой скоростью и продолжительностью полета.
При проектировании ракет и снарядов с ВРД увеличенной дальности большое значение имеет стабильность ВБХ в камере сгорания в течение большого времени полета, жесткость и стойкость элементов конструкции в условиях воздействия на ее элементы высоких температур (до 2500°K, см. книгу: В.Н. Александров, В.М. Быцкевич и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. Основы теории и расчета - М.: ИКЦ «Академкнига», 2006 г., с. 39) и кинетической энергии твердых частиц топливной смеси.
Общими признаками указанного известного аналога с техническим решением, предлагаемым авторами, является наличие лобового воздухозаборного устройства, включающего центральное тело и обечайку, камеры сгорания, газогенератора.
Известна также конструкция ракеты «Холод» (В. Коровин. Ракеты «Факела», Москва, 2003 г., 198 с.). Ракета содержит лобовое ВЗУ, включающее центральное тело и обечайку, газогенератор, камеру сгорания, стартовый РДТТ, головную часть, стабилизатор с плоскими лопастями, жестко закрепленными на корпусе ракеты.
Комбинированная силовая установка ракеты, включающая стартовый РДТТ, маршевый ВРД, обеспечивает увеличение дальности полета. Стартовые двигатели расположены на боковой поверхности корпуса ракеты и обеспечивают получение скорости полета, необходимой для запуска маршевого ВРД. Возможно варьирование временем запуска каждого стартового двигателя, временем полета на заданных режимах что в совокупности с измерительной аппаратурой в головной части позволяет использовать ее в качестве исследовательской лаборатории.
Однако, использовать приведенную конструкцию ракеты с ВРД при стрельбе из трубчатой направляющей, что характерно для реактивных систем залпового огня, не представляется возможным.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому эффекту является ракета с воздушно-реактивным двигателем по патенту №2585211 РФ, МПК F42B 12/46, принятая авторами за прототип. Ракета содержит лобовое воздухозаборное устройство, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, стартовый двигатель твердого топлива, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями. Обечайка в передней части камеры сгорания закреплена на центральном теле посредством продольных пилонов, передние кромки которых выполнены с симметричным заострением с углом 10°…30° и удалены от минимального проходного сечения ВЗУ на определенное оптимальное расстояние, указанное в описании к патенту. Определено оптимальное соотношение площади проходного сечения ВЗУ и площади миделевого сечения ракеты. За счет разработанной конструкции обеспечивается равномерное перемешивание воздушного потока с топливной смесью, уменьшаются энергетические потери и сопротивление тракта ВРД.
Применение стабилизатора с раскрывающимися дугообразными лопастями, геометрические параметры которого находятся во взаимосвязи с параметрами ВЗУ, обеспечивает оптимальное изменение запаса статической устойчивости и стабилизирующего момента ракеты от времени полета, требуемое вращение ракеты при минимальных углах установки лопастей к продольной оси. Все это приводит к увеличению дальности полета, повышению надежности функционирования.
Дальнейшее совершенствование ракет с ВРД в части увеличения времени работы маршевого двигателя и дальности полета приводит к необходимости поиска технических решений, позволяющих повысить надежность длительной работы элементов конструкции ВРД в условиях воздействия не только высоких температур в камере сгорания, повысить жесткость и стойкость элементов ВЗУ, но и при воздействии на них кинетической энергии твердых частиц топливной смеси, обеспечить получение минимального разброса ВБХ ВРД и аэробаллистических характеристик ракеты.
Общими признаками с предлагаемой ракетой с ВРД является наличие в прототипе лобового ВЗУ, включающего центральное тело и обечайку, камеры сгорания, газогенератора, стартового двигателя твердого топлива, стабилизатора с раскрывающимися дугообразными лопастями.
В отличие от прототипа в предлагаемой ракете с воздушно-реактивным двигателем задняя часть обечайки соединена с газогенератором посредством продольных пилонов в количестве 3…6, снабженных теплозащитным покрытием, передние кромки которых выполнены с затуплением в виде полусферы радиусом, равным 0,5 толщины передней части пилона, и толщина пилонов составляет 1,0…1,5 толщины обечайки, наружная поверхность газогенератора в месте соединения с пилонами выполнена конической с углом полураствора 15°…25°, а длина обечайки воздухозаборного устройства равна 3…6 калибрам ракеты.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения является увеличение дальности полета ракеты за счет увеличения времени работы ВРД, улучшение характеристик точности за счет уменьшения разброса ВБХ в камере сгорания ВРД и обеспечения заданных аэробаллистических характеристик, повышение надежности функционирования ВРД за счет повышения жесткости крепления обечайки с газогенератором, исключения разрушения камеры сгорания кинетической энергией твердых частиц топливной смеси.
Указанный технический результат достигается тем, что в ракете с воздушно реактивным двигателем, содержащей лобовое ВЗУ, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, стартовый двигатель, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями, согласно изобретению задняя часть обечайки соединена с газогенератором посредством продольных пилонов в количестве 3…6, снабженных теплозащитным покрытием, передние кромки которых выполнены с затуплением в виде полусферы радиусом, равным 0,5 толщины передней части пилона, и толщина пилонов составляет 1,0…1,5 толщины обечайки, наружная поверхность газогенератора в месте соединения с пилонами выполнена конической с углом полураствора 15°…25°, а длина обечайки воздухозаборного устройства равна 3…6 калибрам ракеты.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами заявляемой ракеты с воздушно-реактивным двигателем позволили, в частности, за счет:
- соединения задней части обечайки с газогенератором посредством продольных пилонов в количестве 3…6, снабженных теплозащитным покрытием, передние кромки которых выполнены с затуплением в виде полусферы радиусом, равным 0,5 толщины передней части пилона, и толщиной пилонов равной 1,0…1,5 толщины обечайки - обеспечить повышение жесткости конструкции, надежности работы и увеличить время работы ВРД в условиях воздействия высокой температуры газовой смеси в камере сгорания и кинетической энергии твердых частиц. Выполнение толщины пилонов менее 1,0 толщины обечайки приводит к снижению жесткости конструкции, оплавлению и искривлению передних кромок, снижению надежности работы ВЗУ в условиях высоких температур газовой смеси. Увеличение толщины пилонов свыше 1,5 толщины обечайки проводит к увеличению сопротивления тракта ВРД и ракеты в целом. Выполнение продольных пилонов менее 3 также не обеспечивает жесткости конструкции, более 6 увеличивает сопротивление ВРД. Увеличение радиуса притупления более 0,5 толщины передней части пилона приводит к росту сопротивления ВЗУ и ракеты в целом после окончания работы ВРД;
- выполнения наружной поверхности газогенератора в месте соединения с пилонами конической с углом полураствора 15°…25° - обеспечить требуемые характеристики тяги ВРД при минимальном сопротивлении ракеты. Увеличение угла полураствора конуса свыше 25° приводит к уменьшению тяги ВРД, увеличению сопротивления ракеты и уменьшению дальности полета. Выполнение угла полураствора конуса менее 15° приводит к увеличению габаритов ракеты и при заданной ее длине к необходимости сокращения составных частей ракеты, от которых зависит дальность и ее боевая эффективность;
- выполнения длины обечайки в пределах 3…6 калибров ракеты - обеспечить стабильность ВБХ в камере сгорания ВРД, повысить точность и кучность стрельбы. При длине обечайки менее 3 калибра ракеты не обеспечивается полнота сгорания топливно-воздушной смеси, уменьшаются энергетические характеристики ВРД. Выполнение длины обечайки свыше 6 калибров ракеты хотя и приводит к увеличению длины камеры сгорания и некоторому увеличению полноты сгорания топливной смеси, но при этом увеличивается длина ракеты, что также приводит к необходимости сокращения составных ее частей при заданной общей длине. При уменьшении стартового двигателя уменьшается дальность полета, уменьшение длины головной части приводит к снижению боевой эффективности.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 показан общий вид ракеты с воздушно-реактивным двигателем.
Ракета с воздушно-реактивным двигателем состоит из ВЗУ 1, включающего центральное тело 2 и обечайку 3, камеры сгорания 4, продольных пилонов 5 с теплозащитным покрытием 6, расположенных в задней части камеры сгорания 4, газогенератора 7, стартового двигателя 8, стабилизатора 9 с раскрывающимися дугообразными лопастями 10.
2
Задняя часть обечайки 3 соединена с газогенератором 7 посредством продольных пилонов 5 в количестве 3…6, передние кромки которых выполнены с затуплением в виде полусферы радиусом R, равным 0,5 толщины t передней части пилона 5.
2
1
Толщина t пилонов 5 составляет 1,0…1,5 толщины t обечайки, а наружная поверхность газогенератора в месте соединения с продольными пилонами выполнена конической с углом α полураствора 15°…25°.
Длина обечайки 3 составляет 3…6 калибра d ракеты.
Лопасти 10 стабилизатора 9 выполнены дугообразными и установлены под определенным углом к продольной оси ракеты.
Предлагаемая ракета с воздушно-реактивным двигателем работает следующим образом.
При запуске ракеты сначала включают стартовый РДТТ 8, после вылета ее из трубчатой направляющей раскрываются дугообразные лопасти 10 стабилизатора 9 и она совершает устойчивый полет, вращаясь при этом вокруг продольной оси. Начинает функционировать ВЗУ 1 и воздух через кольцевой зазор между центральным телом 2 и обечайкой 3 поступает в камеру сгорания 4. После достижения заданной скорости полета включают маршевый ВРД и газовый поток топлива подают через отверстия из газогенератора 7 в камеру сгорания 4. Продольные пилоны 5 обеспечивают повышение жесткости конструкции ВЗУ 1 и надежность работы ВРД в условиях воздействия высокой температуры газовой смеси в камере сгорания 4 и кинетической энергии твердых частиц, увеличивается время работы ВРД и дальность полета ракеты.
Происходит сгорание топливно-воздушной смеси, образуется тяга двигателя с заданными максимальными характеристиками и минимальным разбросом ВБХ.
Выполнение наружной поверхности газогенератора 7 в месте соединения с продольными пилонами 5 конической с углом полураствора 15°…25° обеспечивает требуемые тяговые характеристики ВРД при минимальном сопротивлении ракеты. Выполнение длины обечайки 3 равной 3…6 калибра d ракеты позволяет обеспечить стабильность внутрибаллистических характеристик ВРД, повышение точности стрельбы.
За счет предлагаемой конструкции ракеты и выбора оптимальных соотношений геометрических параметров ее составных частей обеспечивается увеличение времени работы ВРД за счет повышения стойкости конструкции в условиях воздействия высоких температур продуктов сгорания и кинетической энергии твердых частиц, увеличение дальности полета ракеты, уменьшается разброс характеристик тяги ВРД, повышается надежность функционирования составных частей и ракеты в целом, улучшаются характеристики точности.
В настоящее время в соответствии с предлагаемым техническим решением разработана конструкторская документация на ракету с воздушно-реактивным двигателем, изготовлен опытный образец и проведены испытания.