РАКЕТА

Полезная модель относится к военной технике, а именно баллистическим ракетам, и может быть использована при разработке жидкостных ракет, как наземного, так и морского базирования.
к
к
М
Известна ракета, содержащая цилиндрический корпус с передней конической частью, ракетный двигатель, хвостовое оперение и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами, сопла в ней выполнены на цилиндрическом корпусе с удалением от передней конической части, равным (0,1-0,15)L, где L - длина конической части ракеты, причем площадь поперечного сечения сопла газодинамической системы угловой стабилизации составляет (0,008-0,017) S - площадь Миделя ракеты, а длина конической части составляет 2,3-2,5 диаметра цилиндрической части корпуса ракеты (RU №2125701, МПК F42B 10/00, опубл. 27.01.1999).
Недостатком является ограниченное использование данной ракеты, т.к. она имеет небольшую ограниченную (до 70 км) дальность полета.
Наиболее близким по технической сущности решением является ракета, содержащая хвостовой отсек первой ступени, топливной отсек первой ступени, передний отсек первой ступени, хвостовой отсек второй ступени, топливной отсек второй ступени, двигательную установку, передний отсек второй ступени, боевую ступень, неуправляемый боевой блок, гаргрот (Ракеты стратегического назначения. Учебник для ВВУЗов РВСН. Под ред. В.А. Ильина. МО РФ, 2004. - 26 с).
Недостатком данной ракеты является большие габариты и стартовая масса.
Задачей полезной модели - уменьшение массовых и габаритных размеров ракеты с последующим облегчением условий эксплуатации.
Технический результат достигается тем, что в ракете, содержащей хвостовой отсек первой ступени, топливный отсек первой ступени, передний отсек первой ступени, хвостовой отсек второй ступени, топливный отсек второй ступени, двигательную установку, передний отсек второй ступени, боевую ступень, неуправляемый боевой блок, гаргрот, к нижней части топливного отсека второй ступени внутри ее хвостового отсека прикреплена двигательная установка, состоящая из маршевого неподвижного двигателя, имеющего на сопловом блоке выдвижной насадок, и рулевого четырехкамерного двигателя, к верхней части топливного отсека второй ступени прикреплен передний отсек второй ступени, к которому при помощи разрывных болтов закреплена боевая ступень, состоящая из агрегатного отсека с двигательной установкой, приборного отсека, внутри которого закреплен неуправляемый боевой блок конусом в сторону второй ступени, топливный отсек первой ступени в нижней части через хвостовой отсек первой ступени прикреплен к верхней части приборного отсека.
Существенные отличия и новизна заключаются в том, что к нижней части топливного отсека второй ступени внутри ее хвостового отсека прикреплена двигательная установка, состоящая из маршевого неподвижного двигателя, имеющего на сопловом блоке выдвижной насадок, и рулевого четырехкамерного двигателя, к верхней части топливного отсека второй ступени прикреплен передний отсек второй ступени, к которому при помощи разрывных болтов закреплена боевая ступень, состоящая из агрегатного отсека с двигательной установкой, приборного отсека, внутри которого закреплен неуправляемый боевой блок конусом в сторону второй ступени, топливный отсек первой ступени в нижней части через хвостовой отсек первой ступени прикреплен к верхней части приборного отсека.
Анализ известных технических решений (аналогов) в исследуемой области и смежных областях позволяет сделать вывод об отсутствии в них признаков, сходных с существенными отличительными признаками в заявленной ракете.
На рисунке фиг. 1 изображена ракета (общий вид).
К нижней части топливного отсека 1 второй ступени внутри ее хвостового отсека 2 прикреплена двигательная установка 3, состоящая из маршевого неподвижного двигателя 4, имеющего на сопловом блоке выдвижной насадок 5, и рулевого четырехкамерного двигателя 6. К верхней части топливного отсека 1 второй ступени прикреплен передний отсек 7 второй ступени, к которому при помощи разрывных болтов закреплена боевая ступень 8, состоящая из агрегатного отсека 9 с двигательной установкой 10, приборного отсека 11, внутри которого закреплен при помощи разрывных болтов неуправляемый боевой блок 12 конусом в сторону второй ступени. Топливный отсек 13 первой ступени в нижней части через хвостовой отсек 14 первой ступени прикреплен к верхней части приборного отсека 11. К верхней части топливного отсека 13 первой ступени прикреплен передний отсек 15 первой ступени, из переднего днища которого выдвигается ”аэроигла” - специальный шип 16. Внутри гаргрота 17 проходят магистрали, соединяющие маршевый двигатель 4 с топливным отсеком 13 первой ступени. Топливный отсек каждой из ступеней состоит из бака горючего и бака окислителя, образующих единый неразъемный блок. Полости баков отделены одна от другой двойным днищем. Каждый бак состоит из обечайки и двух днищ. В цилиндрическую обечайку баков горючего и окислителя вварены фланцы расходных магистралей горючего и окислителя. Все элементы баков и баки между собой сварены, что обеспечивает герметичность и высокую надежность топливной системы. В состав системы разделения ступеней входят: четыре поперечных удлиненных кумулятивных заряда, опоясывающих баки окислителя и горючего возле верхнего и нижнего днища первой ступени; восемь продольных удлиненных кумулятивных заряда, по четыре на каждый бак первой ступени; система отделения боковых трубопроводов; отсечные клапаны для трубопроводов окислителя и горючего; кабельная сеть.
1
2
Устройство работает следующим образом. Ракета находится в транспортно-пусковом контейнере в вертикальном положении. Запускаются рулевой четырехкамерный двигатель 6 и маршевый неподвижный двигатель 4, за счет тяги которого ракета начинает движение, компоненты поступают из топливного отсека 13 первой ступени, одновременно выдвигается ”аэроигла” - специальный шип 16. При достижении определенной высоты полета ракеты, чтобы улучшить высотные характеристики двигателя 4 используется выдвижной насадок сопла 5. Ракета осуществляет программный полет с ускорением. При завершении работы первой ступени по мере выработке топлива не происходит остановка рулевого четырехкамерного двигателя 6 и маршевого двигателя 4. Далее перекрываются отсечные клапана боковых магистралей окислителя и горючего в баках первой ступени. Питание двигателей переходит на компоненты из топливного отсека 1 второй ступени. Подается сигнал на подрыв кумулятивных зарядов, отрезающих трубопроводы от ракеты. Трубопроводы уводятся в стороны посредством давления наддува в них. Перекрываются клапана во всех магистралях, происходит герметизация ступеней. Трубопроводы наддува, как и бортовая кабельная сеть от первой ступени перерезаются в плоскости разделения ступеней. В момент разделения подается сигнал на подрыв продольных и поперечных кумулятивных зарядов, вследствие чего первая ступень ракеты разрушается на сегменты, которые уводятся в стороны (рис. фиг. 2). Продольные кумулятивные заряды предназначены для разрушения баков первой ступени на четыре цилиндрических сегмента. Поперечные кумулятивные заряды отделяют днища баков. Верхнее днище первого бака остается соединенным с одним из сегментов, аналогично верхнее днище второго. Под давлением наддува баков сегменты уводятся в сторону и не мешают дальнейшему полету второй ступени. Схема разрушения первой ступени представлена на фиг. 2. Ракета продолжает набирать скорость до достижения заданной точки K для заданной цели. Отключаются двигатели 4 и 6 ракеты. Далее подается сигнал на подрыв разрывных болтов, которыми боевая ступень 8 закреплена на переднем отсеке 7 второй ступени, и одновременно запускается ее двигательная установка 10. За счет тяги этой двигательной установки 10 боевая ступень 8 точно доводится до точки бросания K, в которой срабатывают разрывные болты крепления неуправляемого боевого блока 12, оставляя его на траектории, а боевая ступень уходит дальше за счет тяги двигательной установки 10 боевой ступени.
Таким образом, применение предлагаемой ракеты с одной двигательной установкой на первую и вторую ступень имеет ряд достоинств данной компоновки: меньшая длина ракеты, наиболее оптимальная для транспортировки и хранения ракеты, меньшая стоимость ракеты из-за экономии средств на разработку второй двигательной установки и ее изготовление, большая надежность ракеты, приводит к уменьшению массовых и габаритных размеров не только ракеты, но и пусковой установки, с последующим облегчением условий эксплуатации.