СИСТЕМА СТАРТА РАКЕТЫ ИЗ ПУСКОВОГО КОНТЕЙНЕРА
SYSTEM OF ROCKET LAUNCHING FROM LAUNCH CONTAINER

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракеты, стартующей из пускового контейнера.
Известны системы старта ракеты из пускового контейнера на собственном маршевом двигателе, когда преимущественно наклонный [Широкорад А.Б. Энциклопедия отечественного ракетного оружия 1817-2002 / Под общей редакцией А.Е. Тараса. - М.: ACT, Мн.: Харвест, 2003. - 544 с., с.65] пусковой контейнер представляет собой открытую с двух сторон трубу, через которую истекают продукты сгорания маршевого двигателя ракеты. В случае вертикального старта продукты сгорания могут разворачиваться и истекать вверх в зазоре между пусковым контейнером и стенками шахты, например в шахтном варианте ракеты Р-12У [А.В.Карпенко, А.Ф.Уткин, А.Д.Попов. Отечественные стратегические ракетные комплексы. - СПб, Невский бастион - Гангут, 1999. Рисунок на с.58]. Стартовое сооружение при этом получается громоздким и сложным, а на ракету при старте воздействуют повышенные динамические и тепловые нагрузки. Более перспективен старт ракеты из пускового контейнера с помощью специального пиротехнического устройства старта (например, порохового аккумулятора давления (ПАДа), находящегося между ракетой и глухим нижним днищем пускового контейнера). Однако нижнее днище ракеты (маршевого ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ)) необходимо защищать от действия давления продуктов сгорания ПАДа, т.к. оно, как правило, рассчитано на работу только от внутрикамерного давления еще не работающего в этот момент маршевого РДТТ.
Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является система минометного старта ракеты РТ-23УТТХ из пускового контейнера [А.В.Карпенко, А.Ф.Уткин, А.Д.Попов. Отечественные стратегические ракетные комплексы. - СПб, Невский бастион - Гангут, 1999, с.233], содержащая пиротехническое устройство старта (ПАД), установленное на глухом нижнем днище пускового контейнера, и сбрасываемый поддон (обойма), установленный на хвостовой отсек ракеты, выполненный в виде стакана. Сопло и днище маршевого РДТТ размещены внутри хвостового отсека ракеты. При срабатывании ПАДа давление продуктов сгорания воздействует на поддон и создает силу, выталкивающую ракету из контейнера. Эта сила передается на ракету через ее хвостовой отсек, конструкция которого рассчитана на значительные сжимающие и изгибающие нагрузки. Воздействие продуктов сгорания на нижнее днище ракеты исключено благодаря поддону. После выхода ракеты из пускового контейнера поддон сбрасывается и запускается маршевый РДТТ ракеты. Недостатком указанной системы старта является проблематичность использования в качестве пиротехнического устройства старта стартового РДТТ (имеющего пониженную тягу). Необходимость использования стартового РДТТ возникает, например, при подводном старте, когда после выхода ракеты из пускового контейнера необходим двигатель подводного хода, тяга которого должна быть существенно меньше тяги маршевого РДТТ. Стартовый РДТТ может быть размещен в раструбе качающегося сопла маршевого РДТТ. Управляющие усилия от стартового РДТТ на подводном участке рационально обеспечивать именно качанием сопла неработающего маршевого РДТТ. Установка стартового РДТТ на выбранный в качестве прототипа неподвижный поддон нерациональна потому, что возникает необходимость дополнительного рулевого привода, создающего управляющие усилия на подводном участке движения ракеты.
Технической задачей настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей системы старта при минимальной полетной массе ракеты, уменьшение диаметра системы старта.
Сущность изобретения заключается в том, что в известной системе старта ракеты из пускового контейнера, содержащей пиротехническое устройство старта (пороховой аккумулятор давления или (и) стартовый ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ)), а также маршевый РДТТ, днище и сопло которого расположены внутри хвостового отсека ракеты, выполненного в виде стакана, имеющего центральное отверстие, причем между соплом маршевого РДТТ и хвостовым отсеком установлена обойма, герметично закрывающая (в исходном положении) внутреннюю полость хвостового отсека, обойма установлена с возможностью осевого перемещения на размещенном на срезе сопла маршевого РДТТ переходнике и зафиксирована на переходнике кососрезанными кулачками (или шариками) с расположенным вокруг них кольцевым затвором. Обойма контактирует с кулачками (шариками) по наклонным поверхностям, расположенным вблизи торца кольцевого затвора, при этом обойма со стороны среза сопла маршевого РДТТ переходит в цилиндр с меньшим диаметром, образуя уступ на своих наружной и внутренней поверхностях. По обеим цилиндрическим поверхностям наружного уступа обоймы с ней контактирует кольцевой затвор, имеющий Г-образное сечение, и образующий вместе с обоймой затворную полость, которая сообщена с пиропатронами, установленными на кольцевой затвор. Наружная поверхность переходника выполнена с аналогичным уступом. Цилиндрические участки наружной поверхности переходника контактируют с обоймой и образуют вместе с ней обойменную полость, а обойменная полость газосвязана с затворной полостью. Вблизи контактирующего с хвостовым отсеком торца обоймы выполнены упорные элементы, контактирующие с торцом хвостового отсека. Обойма со стороны переходника может быть снабжена ограничителем хода кольцевого затвора. Радиальный размер кулачков (или диаметр шариков) может превышать суммарное значение толщины обоймы и толщины переходника, а кулачки (или шарики) могут фиксировать переходник на сопле маршевого РДТТ одновременно с обоймой. Переходник может контактировать с торцом сопла маршевого РДТТ. Внутри переходника может быть зафиксирован стартовый РДТТ.
Технический результат достигается совмещением функций качающегося (после выхода ракеты из пускового контейнера) стартового РДТТ (двигателя подводного хода) (при использовании рулевого привода сопла маршевого РДТТ для качания двигателя подводного хода) с функциями пиротехническго устройства старта, наддувающего пусковой контейнер и неподвижно зафиксированного относительно хвостового отсека во время движения ракеты в пусковом контейнере. При движении ракеты в пусковом контейнере давление продуктов сгорания пиротехнического устройства старта (создающее движущую ракету силу) не должно проникать в объем хвостового отсека ракеты, т.к. оно «раздавит» нижнее днище ракеты (рассчитанное на работу только от внутрикамерного давления не работающего в этот момент маршевого РДТТ). Любая перемычка, «не пускающая» давление в объем хвостового отсека ракеты и одновременно передающая приложенную к стартовому РДТТ силу на хвостовой отсек, жестко фиксирует сопло маршевого РДТТ относительно хвостового отсека (т.е. не дает соплу качаться). Декларируемое совмещение функций стартового РДТТ возможно благодаря тому, что при расфиксации (сбросе) защищающей внутренний объем хвостового отсека обоймы снимается жесткая связь с сопла маршевого РДТТ, которое получает возможность качаться. Достаточно большая (обусловленная действием давления в контейнере на площадь поперечного сечения ракеты) выталкивающая сила (вместе с тягой стартового РДТТ) при движении ракеты в пусковом контейнере передается на ракету исключительно через хвостовой отсек. После выхода ракеты из пускового контейнера сравнительно небольшая сила тяги стартового РДТТ передается на ракету через сопло еще неработающего маршевого РДТТ. Минимальная полетная масса ракеты достигается тем, что при исключении действия силы (от наддува задонного объема) на днище маршевого РДТТ, это днище выполняется с минимальной толщиной и тем, что система старта ракеты выполнена сбрасываемой. Диаметр предлагаемой системы старта лишь незначительно превышает диаметр центрального отверстия в хвостовом отсеке ракеты, т.е. существенно меньше диаметра поддона, представленного в прототипе, т.к. диаметр поддона неизбежно должен равняться диаметру пускового контейнера. Уменьшение диаметра системы старта необходимо для размещения в задонном объеме ракеты специальных систем и агрегатов.
Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.
Изобретение поясняется следующим графическим материалом:
на фиг.1 показан разрез пускового контейнера и системы старта ракеты из него в исходном состоянии;
на фиг.2 показана выноска А фиг.1;
на фиг.3 показан момент расфиксации кулачков при сдвигании кольцевого затвора;
на фиг.4 показано движение обоймы по переходнику под действием продуктов сгорания пиропатронов;
на фиг.5 показана ракета после сброса обоймы.
Система старта ракеты 1 из пускового контейнера 2 содержит пиротехническое устройство старта (ПАД 3 или (и) стартовый РДТТ 4). Хвостовой отсек 5 ракеты 1 выполнен в виде стакана, герметично закрывающего днище 6 и сопло 7 маршевого РДТТ 8. Прочность (устойчивость) хвостового отсека 5 существенно выше устойчивости днища 6 маршевого РДТТ 8 на наружное давление. Хвостовой отсек 5 рассчитан на возникающие в полете и на Земле значительные сжимающие и изгибные нагрузки, обусловленные установленными на нем различными системами и агрегатами, органами аэродинамического управления. Ракета при наземной эксплуатации опирается на хвостовой отсек 5. Сопло 7 маршевого РДТТ 8 выполнено качающимся. Рулевой привод сопла 7 маршевого РДТТ 8 условно не показан. Хвостовой отсек 5 имеет центральное отверстие 9, диаметр которого превышает диаметр сопла 7 маршевого РДТТ 8 с учетом возможности качания сопла 7 при управлении вектором тяги. Стартовый РДТТ 4 размещен внутри сопла 7 маршевого РДТТ 8. Между соплом 7 маршевого РДТТ 8 и хвостовым отсеком 5 установлена обойма 10, герметично закрывающая (в исходном положении) внутреннюю полость хвостового отсека 5. На срезе сопла 7 маршевого РДТТ 8 установлен переходник 11 (см. фиг.2). Обойма 10 установлена на переходнике 11 с возможностью осевого перемещения и зафиксирована на нем кососрезанными кулачками 12 (или шариками). Обойма 10 контактирует с кулачками 12 (или шариками) по наклонным поверхностям 13. Кулачки 12 (или шарики) охватывает кольцевой затвор 14, фиксируя их в обойме 10. Обойма 10 со стороны среза сопла 7 маршевого РДТТ 8 переходит в цилиндр с меньшим диаметром, образуя уступ на своих наружной и внутренней поверхностях. Кольцевой затвор 14 имеет Г-образное сечение и контактирует с обоймой 10 по обеим цилиндрическим поверхностям ее наружного уступа. Кольцевой затвор 14 образует вместе с обоймой 10 затворную полость 15. На кольцевом затворе 14 установлены обращенные в затворную полость 15 пиропатроны 16. Наружная поверхность переходника 11 выполнена с уступом, аналогичным уступу на обойме 10. Цилиндрические участки наружной поверхности переходника 11 контактируют с обоймой 10 и образуют вместе с ней обойменную полость 17. Обойменная полость 17 газосвязана с затворной полостью 15. Вблизи контактирующего с хвостовым отсеком 5 торца обоймы 10 выполнены упорные элементы 18, контактирующие с торцом хвостового отсека 5. Обойма 10 со стороны переходника 11 снабжена ограничителем 19 хода кольцевого затвора 14. Радиальный размер кулачков 12 (или диаметр шариков, если используются шарики, а не кулачки 12) превышает суммарное значение толщины обоймы 10 и толщины переходника 11, а кулачки 12 (или шарики) фиксируют переходник 11 на сопле 7 маршевого РДТТ 8 одновременно с обоймой 10. Переходник 11 контактирует с торцом сопла 7 маршевого РДТТ 8. Внутри переходника 11 зафиксирован стартовый РДТТ 4 (если он присутствует в конструкции). Если в качестве пиротехнического устройства старта используется только ПАДЗ, то внутри переходника 11 отсутствуют какие-либо элементы. Система старта ракеты (со стартовым РДТТ 4 или без него) жестко фиксирует сопло 7 маршевого РДТТ 8 на прочном хвостовом отсеке 5. Задонный объем 20 ракеты 1 в пусковом контейнере 2 герметизируется поясом обтюрации 21.
Устройство работает следующим образом. Старт ракеты 1 производится подачей команды на запуск пиротехнического устройства старта - ПАДа 3 (если стартовый РДТТ в конструкции отсутствует) или стартового РДТТ 4 (если в конструкции отсутствует ПАД). При наличии обоих пиротехнических устройств старта команда на запуск может подаваться с некоторой задержкой - сначала на ПАД 3, потом на стартовый РДТТ 4. Результатом срабатывания пиротехнического устройства старта является повышение давления в заданном объеме 20. Это давление, умноженное на площадь поперечного сечения ракеты 1, является движущей силой, выталкивающей ракету 1 из пускового контейнера 2. Отметим, что если в данный момент работает стартовый РДТТ 4, то основной движущей ракету 1 силой является воздействие на ракету 1 давления в заданном объеме 20 от продуктов сгорания стартового РДТТ 4, а сила тяги стартового РДТТ 4 вносит меньшую составляющую. Давление в заданном объеме 20, воздействуя на стартовый РДТТ 4 (или на сопло 7 маршевого РДТТ 8, если стартовый РДТТ 4 отсутствует), прижимает его упорными элементами 18 через обойму 10 к хвостовому отсеку 5. При этом на днище 6 маршевого РДТТ 8 сила практически не передается, т.е. днище 6 разгружено. Вся движущая ракету 1 сила передается на ракету 1 через прочный хвостовой отсек 5. После выхода ракеты 1 из пускового контейнера 2 давление в заданном объеме 20 снижается. Если продолжает работать (с малой тягой) стартовый РДТТ 4 (в качестве, например, двигателя подводного хода), то появляется необходимость управления его вектором тяги. Необходима расфиксация сопла 7 маршевого РДТТ 8. Ввиду того, что сила тяги стартового РДТТ 4 существенно меньше той движущей силы, которая выталкивала ракету 1 из контейнера 2, тягу стартового РДТТ 4 допустимо передавать на ракету 1 через днище 6 маршевого РДТТ 8. Для расфиксации сопла 7 маршевого РДТТ 8 подается команда на срабатывание пиропатронов 16. При повышении давления в затворной полости 15 кольцевой затвор 14 отжимается в сторону ограничителя 19 (см. фиг.3). В результате кулачки 12 освобождаются и могут быть выдавлены в радиальном направлении из своих гнезд. Оставшееся давление в обойменной полости 17 (газосвязанной с затворной полостью 15) сдвигает обойму 10, расфиксируя при этом сопло 7 маршевого РДТТ 8 (см. фиг.4). Обойма 10 сбрасывается (см. фиг.5). Начинает работать рулевой привод сопла 7 маршевого РДТТ 8. Вместе с соплом 7 качается стартовый РДТТ 4 (т.е. производится управление вектором тяги стартового РДТТ 4). После окончания работы стартового РДТТ 4 он сбрасывается. Производится запуск маршевого РДТТ 8.
Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбрана система минометного старта ракеты РТ-23УТТХ из пускового контейнера [А.В.Карпенко, А.Ф.Уткин, А.Д.Попов. Отечественные стратегические ракетные комплексы. - СПб, Невский бастион - Гангут, 1999, с.233], заключается в расширении функциональных возможностей системы старта при минимальной полетной массе ракеты, уменьшении диаметра системы старта.