РАКЕТА С ПОДВОДНЫМ СТАРТОМ
UNDERWATER MISSILE

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к ракетам с подводным стартом, преимущественно сверхзвуковым противокорабельным крылатым ракетам (КР) большой дальности (к противокорабельным КР большой дальности принято относить ракеты с дальностью стрельбы более 100 км, предназначенные для борьбы с высокозащищенными корабельными соединениями (Родионов Б.И., Новичков Н.Н. «Крылатые ракеты в морском бою», Воениздат, 1987, стр.14)), размещаемым и стартующим из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК).
Известна размещаемая в ТПК и стартующая из-под воды сверхзвуковая крылатая ракета («КР в ТПК», патент РФ №2215981, МПК F42B 15/00), которая содержит стартово-разгонную и маршевую ступени, а также носовой обтекатель.
Маршевая ступень известной КР выполнена в виде осесимметричного фюзеляжа, снабженного крылом и аэродинамическими рулями, и оснащена прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) с лобовым воздухозаборником. Носовой обтекатель (НО) ракеты обеспечивает герметизацию внутренних полостей ТПК и продольное раскрепление КР в контейнере до старта ракеты, а также герметизацию воздухозаборника КР в процессе ее движения под водой. НО выполнен в виде корпуса цилиндроконической формы, в полости которого размещены двигатели, предназначенные для отделения и увода обтекателя после выхода КР из-под воды. Стартово-разгонная ступень (СРС) предназначена для осуществления старта и разгона КР до скорости запуска маршевого ПВРД. Однако описание данного изобретения не содержит сведений об устройстве СРС, позволяющих судить о способе обеспечения движения ракеты в различных средах (под водой и в воздухе).
Известна ракета, реализующая как подводный, так и надводный старт («Способ старта ракеты из ТПК и устройство для его осуществления», патент РФ №2240489, МПК F42B 15/00, В64С 15/00).
Стартово-разгонная ступень данной ракеты выполнена на основе двигательной установки, состоящей из двух параллельно установленных ракетных двигателей большой и малой тяги. Двигатель большой тяги предназначен для осуществления надводного старта ракеты и разгона ее в воздухе, а двигатель малой тяги в основном предназначен для обеспечения движения ракеты под водой. Параллельная установка указанных двигателей обеспечивает возможность как совместной, так и последовательной их работы. Так, при работе двигателя малой тяги на подводном участке движения обеспечивается рациональное использование энергетического потенциала СРС и ограничение нагружения ракеты при движении в «плотной» среде, а при работе двигателя большой тяги (или обоих двигателей совместно) - высокая «тяговооруженность» СРС, необходимая для осуществления надводного старта и разгона ракеты в воздухе. Другой особенностью устройства известной ракеты является применение носового обтекателя, снабженного системой импульсных твердотопливных двигателей управления ориентацией ракеты, предназначенной для выполнения быстрых разворотов в направлении цели. Устройство данной ракеты по совокупности признаков наиболее близко к заявленному изобретению и рассматривается авторами в качестве ближайшего аналога.
2
В примере осуществления технического решения по патенту №2240489 рассмотрена СРС, выполненная на основе твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ), при этом РДТТ малой тяги, имеющий камеру сгорания тороцилиндрической формы, размещен вокруг сопла основного РДТТ большой тяги. Однако две цилиндрические оболочки и днища кольцевой формы РДТТ малой тяги, «работающие» в условиях высоких температур (до 3000÷3500 К) и давления (до 100 кгс/см), имеют достаточно большую массу. Последнее при неразъемном креплении указанных двигателей увеличивает на соответствующую величину «пассивную» массу корпуса разгонной двигательной установки СРС, что приводит к снижению летно-технических характеристик ракеты. Например, применительно к сверхзвуковым КР с маршевыми ПВРД из-за вынужденной необходимости разгона указанной «пассивной» массы до скорости запуска ПВРД (не менее 1,5÷2 М) теряется до 5÷6% потенциально возможной скорости, для компенсации чего необходимо соответствующее увеличение массы топлива РДТТ большой тяги.
Задачей, решаемой изобретением, является снижение массы двигательной установки СРС на этапе разгона ракеты в воздухе.
Эта задача решается благодаря тому, что в известной ракете с подводным стартом, содержащей маршевую ступень, снабженную аэродинамическими рулями, стартово-разгонную ступень, двигательная установка которой состоит из двух параллельно установленных РДТТ большой и малой тяги, и носовой обтекатель, выполненный с возможностью отделения в полете, согласно заявленному изобретению двигатель малой тяги, выполненный в виде однокамерного твердотопливного двигателя с несколькими идентичными реактивными соплами или нескольких параллельно установленных твердотопливных двигателей одного типоразмера, размещен в носовом обтекателе ракеты, при этом оси раструбов сопл двигателя малой тяги направлены под острым углом к продольной оси ракеты, а плоскости установки сопл расположены под углом относительно плоскостей установки аэродинамических рулей маршевой ступени.
Технический результат изобретения состоит в том, что оно за счет снижения массы СРС на этапе разгона в воздухе позволяет улучшить летно-технические характеристики ракеты. Предусмотренная предложенным решением возможность отделения пассивной массы корпуса РДТТ малой тяги на начальном воздушном участке траектории (до начала интенсивного разгона) позволяет увеличить скорость разгона маршевой ступени посредством РДТТ большой тяги или при сохранении фиксированной скорости разгона увеличить на соответствующую величину массу целевого оборудования или маршевого топлива ракеты.
Вместе с тем, предусмотренная данным решением работа РДТТ малой тяги по «тянущей» схеме позволяет ему выполнять функции двигателей увода носового обтекателя. Как показали проведенные расчеты, потребная для движения ракеты под водой тяга достаточна для отделения НО (после снятия механической связи с ракетой) и его увода по безопасной для ракеты траектории. При этом необходимое для реализации указанной функции, а также для компенсации потерь «на отклонение вектора тяги двигателя от продольной оси ракеты» увеличение суммарного импульса РДТТ малой тяги не связано с ростом массы, «разгоняемой» посредством основного РДТТ большой тяги.
Выбор варианта исполнения двигателя малой тяги в виде однокамерного РДТТ с несколькими (двумя-четырьмя) периферийными соплами или нескольких РДТТ одного типоразмера в основном обусловлен условиями компоновки и должен производиться с учетом формы носовой части ракеты и ограничений на габариты последней. Как показали проведенные проработки, применительно к различным вариантам ракеты, совокупности требований могут отвечать:
- РДТТ с камерой сгорания, образованной двумя шаровыми днищами и относительно небольшой по высоте цилиндрической обечайкой;
- РДТТ с камерой сгорания тороцилиндрической или тороконической формы, подобной двигателю малой тяги, описанному в патенте №2240489;
- 4÷6 РДТТ одного типоразмера, которые во избежание значительной «разнотяговости» могут иметь газовую связь.
Что касается размещаемых в носовом обтекателе импульсных РДТТ управления ориентацией ракеты, например, как это предусмотрено в патенте №2240489, применение данного решения актуально лишь для зенитных управляемых и тактических противокорабельных ракет, для которых характерно выполнение быстрых послестартовых разворотов, например, в направлении цели, обнаруженной в непосредственной близости от носителя. Курсовые и тангажные развороты, характерные для противокорабельных КР большой дальности, могут выполняться менее интенсивно, например, посредством газодинамических органов управления РДТТ большой тяги и (или) аэродинамических рулей маршевой ступени.
Устройство ракеты с подводным стартом, на примере сверхзвуковой КР с маршевым ПВРД и разгонным РДТТ малой тяги тороконической формы, который «наиболее органично» компонуется совместно с лобовым воздухозаборником ПВРД, проиллюстрировано на фигурах 1-4. На фиг.1 представлен общий вид ракеты с носовым обтекателем, на фиг.2 показано размещение ракеты в ТПК. На фиг.3 более детально показана передняя часть ракеты в ТПК, включая обтекатель и носовую часть ракеты в частичном разрезе, а на фиг.4 представлено поперечное сечение ракеты в ТПК.
Ракета (1) содержит маршевую ступень (2), стартово-разгонную ступень и носовой обтекатель (3).
Маршевая ступень (2) ракеты (1) выполнена в виде осесимметричного фюзеляжа с лобовым воздухозаборником (4) ПВРД и складывающимся плюсообразным крылом (5) и оперением (аэродинамическими рулями (6)).
Стартово-разгонная ступень выполнена в виде двух РДТТ большой и малой тяги - (7) и (8) соответственно.
РДТТ большой тяги (7) размещен в воздушном тракте ПВРД маршевой ступени (2) с частичным выступанием задней части двигателя за срез фюзеляжа ракеты (1). РДТТ (7) снабжен газодинамическими органами управления, например газовыми рулями (не показаны).
РДТТ малой тяги (8) размещен в носовом обтекателе (3). РДТТ (8) характеризуется камерой сгорания тороконической формы, образованной наружной цилиндрической и внутренней конической оболочками, и четырьмя соплами (9), оси раструбов которых направлены под острым (в пределах 15÷20°) углом к продольной оси обтекателя (3) и, соответственно, ракеты (1).
Носовой обтекатель (3) закреплен на передней части маршевой ступени (2) ракеты (1) посредством пироболтов (10). При этом НО (3) установлен таким образом, что центральное тело и обечайка лобового воздухозаборника (4) маршевого ПВРД ракеты (1) занимает внутреннюю полость РДТТ малой тяги (8), в свою очередь сопла (9) указанного двигателя расположены под углом 45° относительно плоскостей установки крыла и оперения маршевой ступени (2).
Ракета (1) размещена и эксплуатируется в ТПК (11), выполненном в виде цилиндра с глухим задним днищем. В задонном объеме ТПК (11), ограниченном днищем контейнера и хвостовой частью ракеты, размещен пороховой аккумулятор давления (12). При этом на задней части корпуса РДТТ (7), выступающей за срез фюзеляжа ракеты (1), установлен обтюратор (13), контактирующий с внутренней поверхностью ТПК (11). ТПК (11) связан с корпусом НО (3) посредством срезных элементов (14), при этом корпус обтекателя снабжен поясами герметизирующих колец (15), контактирующими с внутренней поверхностью корпуса контейнера.
Ракета (1) оснащена датчиками выхода из ТПК (11) и из воды, концевыми выключателями отделяемых и раскрывающихся элементов и пр.
При осуществлении подводного старта ракета (1) функционирует следующим образом.
В результате срабатывания порохового аккумулятора давления (12) создается избыточное давление в задонном объеме ТПК (11) и ракета (1) под действием «поршневого эффекта» разрушает срезные элементы (14) и движется в контейнере. В момент прохождения обтюратором (13) среза ТПК (11) формируется команда на запуск РДТТ малой тяги (8), а также команды на раскрытие и «начало управления» аэродинамическими рулями (6).
Под действием тяги РДТТ (8) ракета (1) движется к поверхности воды. При этом ориентация вектора тяги РДТТ (8), в силу соответствующего угла установки сопел (9), исключает термоэрозионное воздействие продуктов сгорания РДТТ на фюзеляж, крыло и оперение маршевой ступени (2), а возможная небольшая «несимметрия» тяги двигателя компенсируется за счет управления движением ракеты (1) под водой посредством аэродинамических рулей (6) маршевой ступени (2).
По выходу ракеты (1) из воды формируется команда на отделение НО (3) и раскрытие крыла (5). В результате срабатывания пироболтов (10) «снимается» механическая связь корпуса обтекателя (3) с ракетой (1) и НО (3) под действием тяги РДТТ (8) отделяется и уводится вперед и вниз по отношению к траектории дальнейшего полета ракеты (1).
Непосредственно вслед за фактом отделения НО (3) формируется команда на запуск РДТТ большой тяги (7), под действием тяги которого ракета (1) резко ускоряется и посредством управляющих моментов, создаваемых газовыми рулями РДТТ (7) и аэродинамическими рулями (6), выводится на заданную траекторию.
По достижении ракетой (1) заданной сверхзвуковой скорости РДТТ (7) отделятся, запускается ПВРД и маршевая ступень (2) совершает дальнейший полет к цели.
В результате за счет заблаговременного отделения «пассивной» массы корпуса двигательной установки малой тяги при сохранении фиксированной скорости разгона может быть увеличена, например, масса топлива ПВРД маршевой ступени, а значит и дальность полета ракеты в целом.