Способ обеспечения безопасности пусковой установки при стрельбе ракетой и ракета для его реализации

Способ обеспечения безопасности пусковой установки при стрельбе ракетой и ракета для его реализации

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предложенное изобретение относится к области вооружений, а именно к ракетам и способам стрельбы ими, и может найти применение в ракетных комплексах ближнего радиуса действия.

Известен способ стрельбы зенитной управляемой ракетой, обеспечивающий безопасность пусковой установки при стрельбе [1], включающий разгон ракеты первичным стартовым двигателем малой тяги, отделяемым на траектории после окончания его работы, и последующий разгон до расчетной конечной скорости основным стартовым двигателем. Запуск ракет из транспортно-пусковых контейнеров без создания значительных сил, действующих на пусковую установку, первичным стартовым двигателем малой тяги позволяет вести стрельбу в движении одновременно несколькими ракетами. Включение основного стартового двигателя с задержкой после отделения первичного стартового двигателя малой тяги на траектории, на удалении от пусковой установки, обеспечивает отсутствие большой силы отдачи и исключает силовое воздействие реактивной струи основного стартового двигателя на пусковую установку и ее приборное оборудование.

Конструкция [1] ракеты в транспортно-пусковом контейнере (ТПК), реализующей известный способ, состоит из маршевой ступени, основного стартового двигателя, первичного стартового двигателя малой тяги, установленного в выходной части сопла основного стартового двигателя и скрепленного с ним разрывными элементами, и камеры отделения с пороховым зарядом и лучевым воспламенителем замедленного действия. Конструкция прототипа позволяет вести стрельбу ракетами со стартовым двигателем, имеющим относительно большую тягу.

Благодаря применению первичного стартового двигателя малой тяги снижается силовое воздействие на элементы конструкции пусковой установки, приборы системы управления и соседние ТПК, что обеспечивает безопасность пусковой установки и позволяет использовать в основном стартовом двигателе высокоэнергетические топлива и обеспечивать ракете высокие скорости полета. При этом при применении первичного стартового двигателя малой тяги уменьшаются пыледымовые помехи, что позволяет повысить надежность работы оптических линий связи и значительно снизить демаскирующие факторы при запуске ракеты.

Однако при реализации известного способа, при использовании для отделения первичного стартового двигателя малой тяги от основного стартового двигателя камеры отделения с пороховым зарядом и лучевым воспламенителем замедленного действия возможно преждевременное несанкционированное срабатывание камеры отделения во время движения ракеты с работающим первичным стартовым двигателем по ТПК. Причинами преждевременного несанкционированного срабатывания могут являться:

а) проток газов из камеры сгорания работающего первичного стартового двигателя по зазорам посадочного места воспламенителя лучевого замедленного действия;

б) преждевременное срабатывание воспламенителя лучевого замедленного действия в случае установки воспламенителя лучевого замедленного действия (ВЛЗД) с меньшим временем работы (существующие ВЛЗД имеют одинаковые габариты и отличаются только составом, определяющим время работы);

в) пробитие замедлительного состава ВЛЗД давлением продуктов сгорания заряда камеры сгорания первичного стартового двигателя малой тяги.

При преждевременном несанкционированном срабатывании камеры отделения давление в объеме, образованном стенками сопла основного стартового двигателя и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги, может превысить давление разрушения сопловой мембраны основного стартового двигателя, при этом продукты сгорания заряда камеры отделения воспламенят заряд основного стартового двигателя. В случае срабатывания основного стартового двигателя во время движения ракеты с работающим первичным стартовым двигателем малой тяги по ТПК продукты сгорания заряда основного стартового двигателя будут истекать в замкнутый объем между стенками сопла основного стартового двигателя и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги. При отсутствии расхода из указанного замкнутого объема давление в камере сгорания основного стартового двигателя превысит давление разрушения конструкции. При этом произойдет разрыв основного стартового двигателя в ТПК и разрушение ракеты, что приведет не только к невыполнению боевой задачи, но и к повреждению соседних ТПК и ракет в них и выходу пусковой установки из строя.

Снижение давления в объеме, образованном стенками сопла основного стартового двигателя и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги, может быть обеспечено за счет его увеличения после разрушения разрывных элементов. Однако при выполнении разрывных элементов с малым усилием разрыва давление в указанном объеме при нормальной работе камеры отделения будет низким, что не позволит получить высокую скорость отделения, в результате чего первичный стартовый двигатель малой тяги может попасть в струю работающего основного стартового двигателя и попасть в пусковую установку, повредив при этом приборы системы управления, расположенные на пусковой установке. Кроме того, разрывные элементы с малым усилием разрушения не обеспечивают надежного удержания в состыкованном состоянии ракеты с первичным стартовым двигателем малой тяги исходя из условия обеспечения прочности при эксплуатационных нагрузках (например, транспортировании, сборке).

Увеличение прочности разрывных элементов приводит к увеличению траекторных возмущений в момент отделения первичного стартового двигателя малой тяги, что может привести к выходу ракеты из поля зрения системы управления.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение безопасности пусковой установки в случае несанкционированного преждевременного срабатывания камеры отделения первичного стартового двигателя малой тяги при движении ракеты по транспортно-пусковому контейнеру.

Поставленная задача достигается тем, что в предлагаемом способе обеспечения безопасности пусковой установки при стрельбе ракетой, включающем разгон ракеты первичным стартовым двигателем малой тяги, отделяемым на траектории после окончания его работы, новым является то, что при несанкционированном преждевременном срабатывании системы отделения первичного стартового двигателя малой тяги его отделение начинают в транспортно-пусковом контейнере, заполняют полость, образованную наружной поверхностью первичного стартового двигателя и внутренней поверхностью раструба сопла и мембраной основного стартового двигателя, продуктами сгорания заряда камеры отделения, обеспечивают срез предохранительного пояска на закрепленном стыке первичного стартового двигателя малой тяги и основного стартового двигателя, отделяют основной стартовый двигатель с маршевой ступенью и перемещают их относительно первичного стартового двигателя малой тяги. Продукты сгорания заряда камеры отделения сбрасывают в полость, образованную внутренней поверхностью транспортно-пускового контейнера и наружной поверхностью основного стартового двигателя, с последующим их вытеснением наседающим первичным стартовым двигателем малой тяги в пустоты между внутренней поверхностью транспортно-пускового контейнера и наружной поверхностью основного стартового двигателя и маршевой ступени в направлении движения ракеты, обеспечивая безопасный выход основного стартового двигателя с маршевой ступенью и первичного стартового двигателя малой тяги из транспортно-пускового контейнера.

Способ реализуется ракетой, размещенной в транспортно-пусковом контейнере, содержащей маршевую ступень, основной стартовый двигатель, первичный стартовый двигатель малой тяги, установленный в выходной части сопла основного стартового двигателя и скрепленный с ним разрывными элементами, и камеру отделения с пороховым зарядом и лучевым воспламенителем замедленного действия, в которую в отличие от прототипа дополнительно введено устройство фиксации, скрепляющее основной стартовый двигатель и первичный стартовый двигатель малой тяги, автоматически раскрывающееся после выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера и представляющее собой кольцевую проточку с ослабленным сечением, образованную на наружной поверхности выходной части сопла основного стартового двигателя, при этом первичный стартовый двигатель малой тяги скреплен с основным стартовым двигателем разрезными резьбовыми полукольцами, наружный диаметр которых совпадает с внутренним диаметром транспортно-пускового контейнера и на торце которых со стороны стартового двигателя выполнен трапециевидный зацеп, входящий в кольцевую проточку на наружной поверхности выходной части сопла основного стартового двигателя. Полукольца зафиксированы с помощью цилиндрического бандажа, установленного на их наружную поверхность, при этом бандаж зафиксирован на полукольцах радиально расположенными срезными элементами и размещен в диаметральном уширении транспортно-пускового контейнера. Выходная часть сопла основного стартового двигателя может быть выполнена из металла. Радиально расположенные срезные элементы могут быть выполнены из полимерного эластичного материала.

Совокупность конструктивных элементов, их исполнение и взаимное расположение позволяют:

- обеспечить надежную стыковку первичного стартового двигателя малой тяги с основным стартовым двигателем при хранении, транспортировании, погрузочно-разгрузочных работах и при движении ракеты по транспортно-пусковому контейнеру во время стрельбы за счет конструктивного исполнения разрезных резьбовых полуколец. Трапециевидный зацеп, входящий в кольцевую проточку на наружной поверхности выходной части сопла стартового двигателя, обеспечивает при сборке первичного стартового двигателя и основного стартового двигателя отсутствие люфта по месту их стыковки по торцу, что обеспечивает жесткость ракеты. Бандаж, установленный на наружную поверхность полуколец, исключает возможность их отделения от стыковочного узла в процессе сборки, хранения, транспортирования и при проведении погрузочно-разгрузочных работ. После начала движения ракеты благодаря опорному выступу диаметрального уширения на транспортно-пусковом контейнере бандаж остается на месте, расфиксируя резьбовые полукольца после срезания радиально расположенных срезных элементов, выполненных из полимерного эластичного материала. При движении по контейнеру полукольца удерживаются его стенками, а после выхода стыковочного узла за дульный срез ТПК отделяются. На траектории первичный стартовый двигатель малой тяги удерживается на выходной части сопла основного стартового двигателя за счет своей тяги и разрывных элементов.

- обеспечить безопасность пусковой установки в случае несанкционированного преждевременного срабатывания камеры отделения первичного стартового двигателя малой тяги при движении ракеты по транспортно-пусковому контейнеру за счет кольцевой проточки с ослабленным сечением, выполненной на наружной поверхности выходной части сопла стартового двигателя. Геометрические размеры проточки выбираются так, чтобы усилие разрушения выходной части сопла по проточке было меньше усилия разрушения герметизирующей мембраны основного стартового двигателя. В этом случае при несанкционированном преждевременном срабатывании камеры отделения и увеличении давления в объеме между стенками сопла основного стартового двигателя, стенками ТПК и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги произойдет разрушение кольцевой проточки по ослабленному сечению. Первичный стартовый двигатель малой тяги начнет тормозиться. Под действием давления продуктов сгорания заряда камеры отделения ракета будет перемещаться вперед относительно первичного стартового двигателя малой тяги. Давление в постоянно увеличивающемся объеме между стенками сопла основного стартового двигателя, стенками ТПК и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги в этом случае будет уменьшаться. При снижении давления первичный стартовый двигатель малой тяги начнет догонять ракету, вытесняя продукты сгорания в полость, образованную внутренней поверхностью транспортно-пускового контейнера и наружной поверхностью основного стартового двигателя, с последующим их вытеснением в пустоты между внутренней поверхностью ТПК и наружной поверхностью основного стартового двигателя и маршевой ступени в направлении движения ракеты. Ракета вылетит из ТПК с уже отстыкованным первичным стартовым двигателем малой тяги, который после прекращения работы отделится от ракеты под действием силы тяжести и аэродинамического сопротивления с относительно малой скоростью. В этом случае с целью обеспечения безопасности пусковой установки основной стартовый двигатель не включают и ракета падает перед пусковой установкой на безопасном расстоянии, после чего комплекс может продолжать вести стрельбу.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами:

- схемой движения ракеты по ТПК в случае несанкционированного преждевременного срабатывания системы отделения и срабатывания устройства фиксации, представленной на фиг.1;

- схемами, поясняющими предлагаемый способ и представляющими последовательность совершаемых действий, представленными на фиг.2, 3, 4;

- схемой движения ракеты после выхода из ТПК в случае несанкционированного преждевременного срабатывания системы отделения и срабатывания устройства фиксации, представленной на фиг.5;

- схемой ракеты в транспортно-пусковом контейнере, представленной на фиг.6, и

- схемой узла стыковки первичного стартового двигателя малой тяги с основным стартовым двигателем, представленной на фиг.7.

Предлагаемая ракета состоит из маршевой ступени 1, стартового двигателя 3, первичного стартового двигателя малой тяги 4 с камерой отделения 5, установленного на разрывных элементах в выходной части 6 сопла стартового двигателя 3, и размещена в транспортно-пусковом контейнере 2. На наружной поверхности выходной части 6 сопла стартового двигателя 3, выполненной из металла, образована кольцевая проточка 7 с ослабленным сечением. Первичный стартовый двигатель малой тяги 4 скреплен со стартовым двигателем разрезными резьбовыми полукольцами 10, на торце которых со стороны основного стартового двигателя выполнен трапециевидный зацеп 8, входящий в кольцевую проточку 7 на наружной поверхности выходной части 6 сопла стартового двигателя 3. Полукольца зафиксированы с помощью бандажа 9, установленного на наружную поверхность разрезных полуколец 10, при этом бандаж размещен в диаметральном уширении 11 транспортно-пускового контейнера 2. Бандаж 9 зафиксирован на полукольцах 10 радиально расположенными срезными элементами 12, выполненными преимущественно из полимерного эластичного материала.

Работа предлагаемой конструкции осуществляется следующим образом.

После включения первичного стартового двигателя малой тяги 4 ракета начинает движение по контейнеру 2. Разрезные полукольца 10 выходят из-под фиксирующего бандажа 9 и при движении ракеты по ТПК удерживаются в сжатом состоянии его стенками. После выхода ракеты из контейнера 2 полукольца 10 отделяются от нее. На траектории первичный стартовый двигатель малой тяги 4 удерживается на выходной части 6 сопла основного стартового двигателя 3 за счет своей тяги и разрывных элементов. После прекращения работы первичный стартовый двигатель малой тяги 4 отделяется от ракеты с помощью камеры отделения 5, ракета продолжает полет к цели. Таким образом, при нормальной работе при движении ракеты по транспортно-пусковому контейнеру дополнительно фиксируют стык между основным стартовым двигателем и первичным стартовым двигателем малой тяги, а после выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера обеспечивают его автоматическую расфиксацию.

В случае аварийного срабатывания камеры отделения 5 во время движения ракеты по транспортно-пусковому контейнеру 2 происходит разрушение кольцевой проточки 7 по ослабленному сечению, объем между стенками сопла основного стартового двигателя 3, стенками ТПК 2 и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги 4 увеличивается за счет относительного перемещения ракеты, давление в нем в этом случае не превышает давления разрушения герметизирующей мембраны основного стартового двигателя 3, что исключит возможность его срабатывания в транспортно-пусковом контейнере 2. Ракета вылетает из ТПК с уже отстыкованным первичным стартовым двигателем малой тяги 4, который после прекращения работы отделяется от ракеты с маленькой скоростью. В этом случае с целью обеспечения безопасности пусковой установки основной стартовый двигатель 3 не включают и ракета падает перед пусковой установкой на безопасном расстоянии, после чего комплекс может продолжать вести стрельбу.

Размеры элементов предлагаемой конструкции выбираются в каждом конкретном случае расчетным путем и уточняются в процессе отработки.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволит обеспечить безопасность пусковой установки в случае несанкционированного преждевременного срабатывания камеры отделения первичного стартового двигателя малой тяги при движении ракеты по транспортно-пусковому контейнеру.

Источники информации

1. Патент RU № 2191985 от 09.01.2001 г., опубликован 27.10.2002 г., бюл. № 30 - прототип.

1. Способ обеспечения безопасности пусковой установки при стрельбе ракетой, включающий разгон ракеты первичным стартовым двигателем малой тяги, отделяемым на траектории после окончания его работы, отличающийся тем, что при несанкционированном преждевременном срабатывании системы отделения первичного стартового двигателя малой тяги его отделение начинают в транспортно-пусковом контейнере, заполняют полость, образованную наружной поверхностью первичного стартового двигателя и внутренней поверхностью раструба сопла и мембраной основного стартового двигателя, продуктами сгорания заряда камеры отделения, обеспечивают срез предохранительного пояска на закрепленном стыке первичного стартового двигателя малой тяги и основного стартового двигателя, отделяют основной стартовый двигатель с маршевой ступенью и перемещают их относительно первичного стартового двигателя малой тяги, продукты сгорания заряда камеры отделения сбрасывают в полость, образованную внутренней поверхностью транспортно-пускового контейнера и наружной поверхностью основного стартового двигателя, с последующим их вытеснением наседающим первичным стартовым двигателем малой тяги в пустоты между внутренней поверхностью транспортно-пускового контейнера и наружной поверхностью основного стартового двигателя и маршевой ступени в направлении движения ракеты, обеспечивая безопасный выход основного стартового двигателя с маршевой ступенью и первичного стартового двигателя малой тяги из транспортно-пускового контейнера.

2. Ракета в транспортно-пусковом контейнере, содержащая маршевую ступень, основной стартовый двигатель, первичный стартовый двигатель малой тяги, установленный в выходной части сопла основного стартового двигателя и скрепленный с ним разрывными элементами, и камеру отделения с пороховым зарядом и лучевым воспламенителем замедленного действия, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введено устройство фиксации, скрепляющее основной стартовый двигатель и первичный стартовый двигатель малой тяги, автоматически раскрывающееся после выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера и представляющее собой кольцевую проточку с ослабленным сечением, образованную на наружной поверхности выходной части сопла основного стартового двигателя, при этом первичный стартовый двигатель малой тяги скреплен с основным стартовым двигателем разрезными резьбовыми полукольцами, наружный диаметр которых совпадает с внутренним диаметром транспортно-пускового контейнера и на торце которых со стороны стартового двигателя выполнен трапециевидный зацеп, входящий в кольцевую проточку на наружной поверхности выходной части сопла основного стартового двигателя, сами полукольца зафиксированы с помощью цилиндрического бандажа, установленного на их наружную поверхность, при этом бандаж зафиксирован на полукольцах радиально расположенными срезными элементами и размещен в диаметральном уширении транспортно-пускового контейнера.

3. Ракета по п.2, отличающаяся тем, что выходная часть сопла основного стартового двигателя выполнена из металла.

4. Ракета по п.2, отличающаяся тем, что радиально расположенные срезные элементы выполнены из полимерного эластичного материала.