МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ КРЫЛАТАЯ РАКЕТА
MULTISTAGED CRUISE MISSILE

Изобретение (группа изобретений) относится к ракетной технике, конкретно к крылатым ракетам с жидкостными ракетными двигателями.
В качестве маршевых двигателей для ракет часто применяют жидкостные ракетные двигатели, они легче регулируются по сравнению с твердотопливными.
Известная крылатая ракета по патенту РФ на изобретение №2225975, прототип, размещена в полости маршевой ступени, содержит собственные носовой обтекатель, систему управления полетом и наведения на цель, боевую часть и дополнительный твердотопливный двигатель. Маршевая ступень может быть состыкована с турбореактивным двигателем посредством устройства стыковки и отделения. Согласно способу применения ракеты до разделения маршевой и боевой ступеней включают систему управления полетом и наведения на цель маршевой ступени. После разделения ступеней запускают твердотопливный двигатель маршевой ступени.
Недостатки: небольшая дальность полета, низкая скорость полета и невозможность применения ракеты в ночное время. Кроме того, управление ракетой и ее наведение на цель весьма затруднено, т.к. боевая часть содержит только твердотопливный двигатель, регулирование которого затруднено. Систему управления включают до разделения маршевой и боевой ступеней. Маневрирование на сверхзвуковых скоростях технически трудноосуществимо.
Задача создания изобретения: улучшение технических характеристик ракеты, уменьшение ее веса и увеличение дальности полета.
Решение указанных задач достигнуто в многоступенчатой крылатой ракете, содержащей не менее двух ракетных ступеней с двигателями и баки горючего и окислителя, соединенные трубопроводами низкого давления с ними, отличающейся тем, что на каждой ступени установлены аэродинамические рули, а на верхней ступени - крылья, каждый двигатель содержит камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, и турбонасосный агрегат, в свою очередь, содержит насосы окислителя и горючего и основную и пусковую турбины, газогенератор, установленный соосно с турбонасосным агрегатом, при этом выход из насоса горючего соединен с входом в систему регенеративного охлаждения и с входом в газогенератор, выход из насоса окислителя соединен со вторым входом в газогенератор, выходы из газогенератора и системы регенеративного охлаждения соединены с цилиндрической частью камеры сгорания.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…2, где:
на фиг.1 приведена схема многоступенчатой крылатой ракеты,
на фиг.2 приведена схема двигателя.
Многоступенчатая ракета-носитель (фиг.1) может содержать не менее двух ракетных ступеней. В дальнейшем описание выполнено на примере двухступенчатой ракеты-носителя. Многоступенчатая ракета-носитель содержит две ракетные ступени 1 и 2, соединенные соединительной фермой 3, и головную часть ракеты 4, в которой установлено взрывное устройство 5 с взрывателем 6. На ракетном блоке первой ступени 1 установлены поворотные аэродинамические рули 7 с приводами 8, на второй ракетной ступени 2 установлены поворотные аэродинамические рули 9 с приводами 10, а на верхней ракетной ступени, в нашем примере на второй ракетной ступени 2, установлены два или четыре крыла 11. Внутри ракетной ступени 1 установлен, по меньшей мере, один двигатель первой ступени 12, содержащий камеру сгорания 13 и турбонасосный агрегат 14. Внутри второй ракетной ступени 2 установлен двигатель второй ступени 15, содержащий камеру сгорания 16 и турбонасосный агрегат 17.
Внутри корпусов первой ракетной ступени 1 размещен бак горючего 18 и бак окислителя 19. Бак горючего 19 соединен трубопроводом горючего 20, содержащим клапан горючего 21 с двигателем первой ступени 13. Бак окислителя 19 соединен трубопроводом окислителя низкого давления 22, содержащим клапан окислителя 23 с двигателем первой ступени 12. На второй ракетной ступени 2 установлен бак горючего 24 и бак окислителя 25. Бак горючего 24 соединен трубопроводами горючего низкого давления 26, содержащими клапан 27 с двигателем второй ступени 15. На верхней ступени ракеты 2 установлена система управления 28, соединенная электрическими связями 29 с клапанами и регуляторами двигателей 12 и 15.
Двигатели первой и второй ступеней могут иметь одинаковую конструкцию. В дальнейшем конструкция двигателя представлена на примере двигателя первой ступени 12 (фиг.2). Этот двигатель содержат камеру сгорания 13 и турбонасосный агрегат ТНА - 14.
Камера сгорания 13 содержит головку 30 камеры сгорания 13, цилиндрическую часть 31 и сверхзвуковое сопло 32. Турбонасосный агрегат ТНА-14 (фиг.2), в свою очередь, содержит насос окислителя 33, насос горючего 34, пусковую турбину 35, установленные в корпусе 36, основную турбину 37, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 14.
Газогенератор 38 установлен над основной турбиной 37 соосно с турбонасосным агрегатом 14 и имеет в верхней части полости «А» и «Б». Корпус 36 может быть общим для турбонасосного агрегата 14 и газогенератора 38 и может иметь необходимые разъемы для обеспечения сборки. Сверхзвуковое сопло 32 выполнено из двух оболочек 39 и 40 с зазором «В», который образует систему регенеративного охлаждения. На наружной поверхности камеры сгорания 13 в ее нижней части установлен коллектор горючего 41. К коллектору горючего 41 подключен основной трубопровод горючего 42, в котором установлен отсечной клапан горючего 43. Также к выходу из насоса горючего 34 подключен дополнительный трубопровод горючего 44, в котором установлен регулятор расхода 45 с приводом 46, клапан горючего 47 и который соединен с полостью «Б» газогенератора 38. Выход из насоса окислителя 33 трубопроводом окислителя 48 через отсечной клапан окислителя 49 тоже соединен с газогенератором 38, точнее с полостью «А». В верхней части газогенератора 38 установлены форсунки окислителя 50 и форсунки горючего 51 и запальные устройства 52. Аналогичные запальные устройства 52 установлены на камере сгорания 13. Выход из газогенератора 38 соединен с головкой 30 камеры сгорания 13 газоводом 53. К пусковой турбине 35 подстыкован трубопровод 54 с пусковым клапаном 55, предназначенным для запуска пусковой турбины 35, например воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования. К выходу из пусковой турбины 35 подсоединена выхлопная труба 56. Блок управления 28 электрическими связями 29 подсоединен к отсечному клапану горючего 43, отсечному клапану окислителя 49, дополнительному отсечному клапану горючего 47, приводу 46 регулятора расхода 45 и пусковому клапану 55. К коллектору горючего 41 подключен продувочный трубопровод 57 с клапаном продувки 58. Продувка осуществляется инертным газом, например азотом.
При запуске двигательной установки с блока управления 28 подаются сигналы на пусковой клапан 55. Воздух высокого давления (или инертный газ, или продукты газификации однокомпонентного топлива) с наземной системы по трубопроводу 54 подается на пусковую турбину 35 и раскручивает ТНА 14 (точнее его ротор). Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 33 и насоса горючего 34 возрастает. Подается сигнал на открытие отсечных клапанов горючего 43, окислителя 49 и дополнительного отсечного клапана горючего 47. Окислитель и горючее поступает в газогенератор 38. Подается сигнал на запальные устройства 52, топливная смесь в камере сгорания 13 и в газогенераторе 38 воспламеняется.
После выработки окислителя и горючего из баков 18 и 19 первой ракетной ступени 1 закрываются клапаны 43, 47 и 49. Открывается продувочный клапан 58. Первая ракетная ступень 1 отбрасывается посредством пироболтов, установленных в соединительной ферме 3 (не показано). Запускается двигатель второй ступени 15. Регулирование тяги осуществляется с блока управления 28 подачей сигналов на приводы 46 соответствующих двигателей. Управление при полете на начальном участке траектории осуществляется аэродинамическими рулями 7, а на конечном - аэродинамическими рулями 9.
Применение изобретения позволило:
1. Значительно увеличить дальность полета крылатой ракеты при ее одинаковом стартовом весе за счет применения жидкостных ракетных двигателей для всех ступеней многоступенчатой крылатой ракеты.
2. Оптимизировать стартовый вес ракеты за счет применения системы управления, установленной только на верхней ракетной ступени.
3. Обеспечить хорошую управляемость ракеты как на начальном участке траектории, так и на конечном за счет установки поворотных аэродинамических рулей на первой и последующих ступенях ракеты.