Стартовый блок ракеты
ROCKET LAUNCH UNIT

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к системам запуска из пускового контейнера, и представляет собой отделяемый стартовый блок, предназначенный для выброса ракеты из контейнера, увода от стартовой площадки на безопасное расстояние и пространственного позиционирования ракеты, обеспечивающего его дальнейшее движение по необходимой траектории.
Известно устройство старта управляемой ракеты по патенту РФ 2240489, опубл. 20.11.2004, БИ №32, которое содержит разгонную двигательную установку ракеты и средства управления ориентацией в виде импульсных твердотопливных реактивных двигателей, смонтированных на отделяемом от ракеты корпусе. Разгонная двигательная установка выполнена в виде двух параллельно установленных ракетных двигателей большой и малой тяги. Корпус средств управления ориентацией установлен на носовой части ракеты и снабжен импульсными твердотопливными реактивными двигателями увода, ограниченное число которых снижает возможности по компенсации отклонений ракеты от требуемой траектории.
Также известна система старта и ориентации ракеты по патенту РФ 2082946, опубл. 27.06.1997 г., выбранная авторами в качестве прототипа, которая содержит кольцевой корпус, стартовый двигатель с реактивным соплом, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции, включающую газогенератор, газораспределительное устройство, газодинамический исполнительный орган и систему управления. Средства ориентации размещены в кольцевом корпусе, предназначенном для жесткой связи с хвостовой частью корпуса ракеты. Внутренняя поверхность кольцевого корпуса выполнена конусообразной и покрыта теплоизоляционным материалом с образованием газовода сопла.
Однако данная система труднореализуема для ракет диаметром до 400 мм. При этом, последовательные выброс из контейнера, пространственная ориентация и увод от места старта реализуются разными функционально независимыми устройствами (пороховой аккумулятор давления, система ориентации, маршевый двигатель), что при вертикальном старте снижает надежность и повышает вероятность нештатной работы такой системы старта и ориентации ракеты.
Общими признаками с предлагаемым авторами стартовым устройством ракеты является наличие кольцевого корпуса, стартового двигателя с реактивным соплом, устройства отклонения вектора тяги, узла крепления к ракете, системы коррекции, включающей газогенератор, газораспределительное устройство, газодинамический исполнительный орган и систему управления.
В отличие от прототипа в заявляемое стартовое устройство ракеты снабжено трубчатым несимметричным насадком, охватывающим реактивное сопло, выполненным с возможностью проворота вокруг продольной оси и последующей фиксации.
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 охраны во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения является упрощение конструкции, повышение надежности функционирования, безопасности и технико-экономических характеристик устройства.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в отличии от прототипа, содержащего кольцевой корпус, стартовый двигатель с реактивным соплом, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции, включающую газогенератор, газораспределительное устройство, газодинамический исполнительный орган и систему управления, особенность заключается в том, что заявляемое устройство снабжено трубчатым несимметричным насадком, охватывающим реактивное сопло, выполненным с возможностью проворота вокруг продольной оси и последующей фиксации.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет снабжения трубчатым несимметричным насадком с возможностью проворота вокруг продольной оси и последующей фиксацией - упростить конструкцию стартового блока ракеты, повысить надежность его функционирования, безопасность и технико-экономические характеристики устройства.
Признаки, характеризующие изобретение в конкретных формах исполнения, позволяют, в частности, за счет:
- отделения за счет включения двигателя ракеты - упростить конструкцию, повысить надежность функционирования, безопасность и технико-экономические характеристики;
- монтажа на наружной поверхности кольцевого обтюратора -исключить прорыв пороховых газов из задонного пространства пускового контейнера, что позволяет обеспечить требуемые характеристики выхода ракеты и безопасность в процессе запуска.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на Фиг. 1 представлен общий вид стартового блока ракеты.
Стартовый блок ракеты содержит кольцевой корпус 1, стартовый двигатель 2 с реактивным соплом 3, устройство отклонения вектора тяги 4, смонтированный на реактивном сопле 3 трубчатый несимметричный насадок 5, узел крепления 6 к ракете 7, систему коррекции 8, включающую газогенератор 9, газораспределительное устройство 10, газодинамический исполнительный орган 11 и систему управления 12.
В частных случаях исполнения:
- отделение стартового блока ракеты осуществляют за счет включения двигателя ракеты 13;
- на наружной поверхности кольцевого корпуса 1 смонтирован кольцевой обтюратор 14.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
При предстартовой подготовке посредством устройства отклонения вектора тяги 4 устанавливают и фиксируют трубчатый несимметричный насадок 5 в положении, необходимом для обеспечения заданного направления стрельбы, в систему управления 12 вводят данные полетного задания. После запуска стартового двигателя 2 ракета 7 начинает движение и после выхода из транспортно-пускового контейнера трубчатый несимметричный насадок 5 обеспечивает заданное направление траектории. Система управления 12 подает команду на запуск газогенератора 9, газораспределительное устройство 10 направляет потоки газа на исполнительный орган 10 и обеспечивает коррекцию положения ракеты 7 на траектории. После запуска маршевого двигателя 13 системой управления 12 под действием давления продуктов сгорания срабатывает узел крепления 6 к ракете 7 и стартовый блок ракеты отделяется.
Изобретение позволяет упростить конструкцию, повысить надежность функционирования, безопасность и технико-экономические характеристики стартового блока ракеты.
В настоящее время разработана конструкторская и технологическая документация, изготовлены опытные образцы, проведены испытания, намечено производство устройств в соответствии с изобретением.