КРЫЛАТАЯ РАКЕТА
CRUISE MISSILE

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции ракеты, находящейся в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) при эксплуатации и хранении на носителях.
Известны сверхзвуковые крылатые ракеты (КР), содержащие маршевую ступень, разгонную двигательную установку и размещаемые в транспортно-пусковых контейнерах (патент РФ 2352894, F42B 15/20, 2006 г.; патент РФ 2215981, F42B 15/00, 2001 г.).
Однако описания данных изобретений не содержат сведений об устройстве систем и отсеков маршевой ступени, позволяющих судить о способах и средствах обеспечения теплового режима приборного отсека.
Известна также ракета, находящаяся в пусковой установке носителя и содержащая маршевую ступень с приборным отсеком, двигательной установкой и стартово-разгонной ступенью (СРС). При этом система наддува приборного отсека (СН ПО) ракеты, включающая источник давления газа, зарядное устройство, сигнализатор давления, пусковой пневмоклапан, соединительные трубопроводы и соединяющий систему наддува с приборным отсеком отсечной пневмоклапан, установлена на носителе ракет («Схема пневмогидравлическая принципиальная» 949А-027-004, л.1, ОАО «ЦКБ МТ «Рубин», 1992 г., 191119, РФ, г. С.-Петербург, ул.Марата, 90).
Данное решение по технической сущности наиболее близко к предлагаемому изобретению и поэтому взято авторами за ближайший аналог.
Система наддува приборного отсека предназначена для повышения эффективности работы системы обеспечения теплового режима. В результате ее работы повышается давление газовой среды гермоотсека, вследствие чего увеличивается масса (и плотность) газового теплоносителя и, соответственно, интенсифицируется теплообмен внутри приборного отсека и обеспечиваются необходимые условия для надежного функционирования приборного оборудования.
Необходимо отметить, что известное конструктивно-компоновочное решение может быть признано рациональным только применительно к ракетам, эксплуатирующимся в пусковых устройствах носителя без ТПК. При этом СН ПО осуществляет предстартовый наддув приборного отсека КР и остается на носителе, обеспечивая минимальную стартовую массу ракеты.
Для варианта эксплуатации ракеты в ТПК и при размещении в пусковой установке носителя возникает проблема стыковки трубопроводом агрегатов системы наддува носителя с герметичным ПО ракеты: прокладка трубопровода даже небольшого сечения через стенку транспортно-пускового контейнера (также герметичного) сопряжена с конструктивными и технологическими трудностями и снижает надежность функционирования КР в ТПК на всех этапах эксплуатации. При этом необходимо использовать разделяющийся бортразъем, обеспечивающий как герметичность разделяемых частей системы наддува, так и безопасный выход ракеты из ТПК.
С целью исключения указанных недостатков, улучшения технологичности изготовления и повышения надежности функционирования КР в ТПК, система наддува приборного отсека ракеты, содержащая источник давления газа, зарядное устройство, сигнализатор давления, пусковой пневмоклапан, соединительные трубопроводы и отсечной пневмоклапан, размещена на узле стыковки стартово-разгонной ступени с приборным отсеком ракеты, при этом пусковой пневмоклапан выполнен в виде пироклапана, а отсечной пневмоклапан размещен в электропневморазъеме узла стыковки.
Предложенное техническое решение поясняется чертежами:
- на фиг.1 показан фрагмент принципиальной пневмогидравлической схемы ближайшего аналога, включающий:
1 - маршевую ступень с разгонной двигательной установкой,
2 - приборный отсек,
3 - пусковая установка носителя (контейнер),
4 - сигнализатор давления,
5 - источник давления газа,
6 - зарядное устройство,
7 - пусковой пневмоклапан,
8 - соединительные трубопроводы,
9 - разделяющийся бортразъем с обратными (отсечными) клапанами;
- на фиг.2 показана компоновка системы наддува приборного отсека предложенной крылатой ракеты, находящейся в ТПК:
10 - пусковая установка ракет носителя,
11 - транспортно-пусковой контейнер,
12 - маршевая ступень с основным двигателем,
13 - приборный отсек ракеты,
14 - узел стыковки,
15 - стартово-разгонная ступень,
16 - источник давления газа (баллон высокого давления, для данного примера тороидальной формы),
17 - сигнализатор давления,
18 - зарядное устройство (заправочная горловина),
19 - пусковой пироклапан,
20 - соединительные трубопроводы,
21 - отсечной пневмоклапан,
22 - электропневморазъем узла стыковки.
Компоновка предложенной крылатой ракеты с системой наддува приборного отсека показана для варианта размещения стартово-разгонной ступени во внутреннем объеме основного двигателя маршевой ступени.
Основной положительный эффект предлагаемого изобретения, а именно улучшение технологичности изготовления и эксплуатации, повышение надежности интегрированной конструкции КР и ТПК обеспечивается путем размещения агрегатов и устройств СН ПО на узле стыковки приборного отсека со стартово-разгонной ступенью ракеты.
Реализация предложенного технического решения позволяет исключить пневмогидравлическую связь между системами обеспечения старта пусковой установки носителя КР и ПО ракеты. При этом возникает дополнительный (немаловажный) положительный эффект, заключающийся в повышении плотности компоновки КР в ТПК.
Увеличение стартовой массы КР за счет предложенной схемы размещения СП ПО составляет незначительную величину (менее 1% от массы СРС) и практически не влияет на летно-технические характеристики ракеты.
Разрабатываемые КР являются изделиями одноразового применения, поэтому для повышения надежности работы и уменьшения габаритно-массовых характеристик СН ПО пусковой пневмоклапан выполнен в виде пироклапана.
С этой же целью для рационального использования полезного объема отсечной пневмоклапан системы наддува размещен (выполнен в составе конструкции) в электропневморазъеме узла стыковки.
При осуществлении старта предложенная крылатая ракета функционирует следующим образом.
В результате запуска СРС 15 создается избыточное давление в задонном объеме ТПК 11 и маршевая ступень ракеты 12 под действием «поршневого эффекта» начинает движение в ТПК. В момент начала движения КР срабатывает на открытие пусковой пироклапан 19 и газ из баллона высокого давления 16 по трубопроводам 20 поступает в приборный отсек 13 ракеты. Через определенное рассчитанное ранее время (в пределах времени до отделения СРС с узлом стыковки) абсолютное давление в ПО достигает заданного значения.
По достижении ракетой заданной скорости СРС 15 отделятся, при этом агрегаты СН ПО, установленные на узле стыковки 14, отделяются вместе с СРС, а отсечной пневмоклапан 21, размещенный в электропневморазъеме 22 узла стыковки, автоматически перекрывает отверстие в ПО.
Далее запускается основной двигатель маршевой ступени и КР совершает полет к цели.
Во время нахождения ракеты в транспортно-пусковом контейнере, размещенном в пусковой установке 10 носителя, сигнал от сигнализатора давления 17 на баллоне 16 поступает в контрольно-проверочную аппаратуру и автоматизированную систему управления носителя для контроля давления при регламентных проверках и предстартовой подготовки КР.
Резюмируя изложенное, можно заключить, что размещение агрегатов и устройств системы наддува приборного отсека ракеты на узле стыковки приборного отсека со стартово-разгонной ступенью ракеты позволяет исключить пневмогидравлическую связь между пусковой установкой носителя КР и ПО ракеты и тем самым улучшить технологичность изготовления и эксплуатации, а также повысить надежности интегрированной конструкции КР и ТПК.