МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ ЗЕНИТНАЯ РАКЕТА
MULTISTAGED AIR-DEFENSE MISSILE

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно зенитным ракетам с жидкостными ракетными и твердотопливными двигателями.
В качестве маршевых двигателей для ракет часто применяют жидкостные ракетные двигатели, они легче регулируются по сравнению с твердотопливными. Но твердотопливные ракетные двигатели имеют ряд преимуществ: для их запуска требуется меньше времени, они проще по конструкции и дешевле.
Известна крылатая ракета по патенту РФ на изобретение №2225975, прототип, размещена в полости маршевой ступени, которая 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 зенитной ракете, содержащей не менее двух ракетных ступеней с по меньшей мере одним жидкостным ракетным двигателем на нижней ступени и баками горючего и окислителя, соединенными трубопроводами низкого давления с жидкостными ракетными двигателями, отличающаяся тем, что на верхней ступени установлены управляемые аэродинамические рули и крылья и, по меньшей мере один ракетный двигатель твердого топлива, к нижней ракетной ступени параллельно ее оси подсоединены твердотопливные ускорители с ракетными двигателями твердого топлива, каждый жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, и турбонасосный агрегат, в свою очередь содержащий 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 части камеры сгорания.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где
на фиг.1 приведена схема зенитной ракеты,
на фиг.2 приведена схема жидкостного ракетного двигателя.
Многоступенчатая зенитная ракета (фиг.1) может содержать не менее двух ракетных ступеней. В дальнейшем описание выполнено на примере двухступенчатой ракеты. Многоступенчатая зенитная ракета содержит две ракетные ступени нижнюю (первую) 1 и верхнюю (вторую) 2 соединенные соединительной фермой 3, головную часть ракеты 4, в которой установлено взрывное устройство 5 с взрывателем 6. К нижнее ракетной ступени 1 параллельно ее оси прикреплены твердотопливные ускорители 7 с ракетными двигателями твердого топлива 8, на верхней ракетной ступени 2 установлены поворотные аэродинамические рули 9 с приводами 10 и два или четыре крыла 11. Внутри нижней ракетной ступени 1 установлен, по меньшей мере, один жидкостный ракетный двигатель 12, содержащий камеру сгорания 13 и турбонасосный агрега 14. Внутри верхней ракетной ступени 2 установлен ракетный двигатель твердого топлива 15, содержащий камеру сгорания 16 и реактивное сопло 17.
Внутри корпусов нижней ракетной ступени 1 размещен бак горючего 18 и бак окислителя 19. Бак горючего 19 соединен трубопроводом горючего 20, содержащими клапан горючего 21 с двигателем нижней ступени 12. Бак окислителя 19 соединен трубопроводом окислителя низкого давления 22, содержащим клапан окислителя 23 с двигателем первой ступени 12.
На верхней ракетной ступени 2 установлена система управления 24, соединенная электрическими связями 25 с клапанами и регуляторами двигателей 12, с двигателем 15 и приводами 10.
Жидкостный ракетный двигатель 12 и нижней ступеней 1 может иметь любую конструкцию. В дальнейшем конструкция приведена наиболее оптимальная конструкция жидкостного ракетного двигателя 12 (фиг.2). Этот жидкостный ракетный двигатель 12 содержат камеру сгорания 13 и турбонасосный агрегат ТНА - 14.
Камера сгорания 13 содержит головку 26 камеры сгорания 13, цилиндрическую часть 27 и сверхзвуковое сопло 28. Турбонасосный агрегат ТНА - 14 (фиг.2), в свою очередь, содержит насос окислителя 29, насос горючего 30, пусковую турбину 31, установленные в корпусе 32, основную турбину 33, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 14.
Газогенератор 34 установлен над основной турбиной 33 соосно с турбонасосным агрегатом 14 и имеет в верхней части полости «А» и «Б». Корпус 32 может быть общим для турбонасосного агрегата 14 и газогенератора 34 и может иметь необходимые разъемы для обеспечения сборки. Сверхзвуковое сопло 28 выполнено из двух оболочек 35 и 36 с зазором «В», который образует систему регенеративного охлаждения. На наружной поверхности камеры сгорания 13 в ее нижней части установлен коллектор горючего 37. К коллектору горючего 37 подключен основной трубопровод горючего 38, в котором установлен отсечной клапан горючего 39. Также к выходу из насоса горючего 30 подключен дополнительный трубопровод горючего 40, в котором установлен регулятор расхода 41 с приводом 42, клапан горючего 43 и который соединен с полостью «Б» газогенератора 34. Выход из насоса окислителя 29 трубопроводом окислителя 44 через отсечной клапан окислителя 45 тоже соединен с газогенератором 34, точнее с полостью «А». В верхней части газогенератора 34 установлены форсунки окислителя 46 и форсунки горючего 47 и запальные устройства 48. Аналогичные запальные устройства 48 установлены на камере сгорания 13. Выход из газогенератора 33 соединен с головкой 26 камеры сгорания 13 газоводом 49. К пусковой турбине 31 подстыкован трубопровод 50 с пусковым клапаном 51, предназначенным для запуска пусковой турбины 31, например, воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования. К выходу из пусковой турбины 31 подсоединена выхлопная труба 52. Блок управления 24 электрическими связям 25 подсоединен к отсечному клапану горючего 39, отсечной клапану окислителя 45, дополнительному отсечной клапану горючего 43, приводу 42 регулятора расхода 41 и пусковому клапану 51. К коллектору горючего 47 подключен продувочный трубопровод 53 с клапаном продувки 54. Продувка осуществляется инертным газом, например, азотом. Твердотопливные ускорители 7 соединены с ракетным блоком нижней ступени 1 при помощи пироболтов 55.
При запуске двигательной установки с блока управления 24 подаются сигналы на одновременно на ракетные двигатели твердого топлива и на пусковой клапан 51. Твердое топливо в ракетных двигателях твердого топлива 8 воспламеняется и зенитная ракета практически мгновенно стартует. Жидкостный ракетный двигатель нижней ступени 12 запускается в полете через 0,1…0,2 сек. Воздух высокого давления (или инертный газ или продукты газификации однокомпонентного топлива) с ботовой системы (не показано) по трубопроводу 50 подается на пусковую турбину 31 и раскручивает ТНА 14 (точнее его ротор). Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 9 и насоса горючего 30 возрастает. Подается сигнал на открытие отсечных клапанов горючего 39, окислителя 45 и дополнительного отсечного клапана горючего 43. Окислитель и горючее поступает газогенератор 34. Подается сигнал на запальные устройства 48, топливная смесь в камере сгорания 13 и в газогенераторе 34 воспламеняется.
Посте выработки твердого топлива подается сигнал на пироболты 55 и твердотопливные ускорители 7 отбрасываются.
После выработки окислителя и горючего из баков 18 и 19 первой ракетной ступени 1 закрываются клапаны 39, 43 и 45. Открывается продувочный клапан 53. Первая ракетная ступень 1 отбрасывается посредством пироболтов, установленных в соединительной ферме 3 (не показано). Запускается ракетный двигатель твердого топлива (двигатели) 15 второй ступени 2. Регулирования тяги осуществляется и блока управления 24 подачей сигналов на привод 42 соответствующего двигателя. Управление при полете на начальном участке траектории и на конечном - осуществляется аэродинамическими рулями 9. Крылья 11 обеспечивают стабилизацию полета зенитной ракете в атмосфере на высоте до 10000 м.
Применение изобретения позволило:
1. Значительно увеличить дальность полета зенитной ракеты при ее одинаковом стартовом весе за счет применения жидкостных ракетных двигателей для нижней ступени многоступенчатой зенитной ракеты и ракетных двигателей твердого топлива для верхних ракетных ступеней и для твердотопливных ускорителей.
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 верхней ступени зенитной ракеты.