Ракета

Ракета

Реферат

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракет различного назначения, например, боевых, осветительных, противоградовых, метеорологических и других, для которых предъявляются высокие требования к параметрам старта.

Ракета (патент на изобретение №2134860, класс A 01 G 15/00, F 42 B 12/00, 15/00) является наиболее близкой по технической сущности и выполняемой задаче к предлагаемому изобретению.

Прототип содержит маршевый двигатель с соплом, механизмы фиксации в трубе, газогенератор, который с помощью тарированных элементов закреплен на сопле с образованием запальной полости, ограниченной внутренней поверхностью сверхзвуковой части сопла, корпусом газогенератора и цилиндрической обечайкой, выполненной на нем, причем в корпусе выполнены отверстия, связывающие запальную полость с камерой сгорания газогенератора, а внутри него расположен газоход, соединяющий запальную полость с пироинициатором.

Недостатком прототипа является то, что на начальной стадии движения ракеты (сразу же после срабатывания тарированных элементов) скорость ее еще весьма мала и истечение продуктов сгорания газогенератора происходит в практически замкнутый объем, что приводит к пиковому росту давления в пусковой трубе. Высокие нагрузки на пусковую установку предопределяют ее массивность и соответственно неудобство в эксплуатации.

Технической задачей настоящего изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик ракеты за счет снижения нагрузок, действующих при старте на пусковую установку.

Технический результат достигается тем, что в ракете, стартующей из пусковой трубы, заглушенной с донной части, содержащей маршевый двигатель с соплом, газосвязанный через расходные отверстия с внутренней полостью пусковой трубы газогенератор, который с помощью тарированных элементов закреплен на сопле с образованием запальной полости, ограниченной внутренней поверхностью сверхзвуковой части сопла, корпусом газогенератора и цилиндрической обечайкой, выполненной на нем, причем в корпусе выполнены отверстия, связывающие запальную полость с камерой сгорания газогенератора, а внутри него расположен газоход, соединяющий запальную полость с пироинициатором, газоход выдвинут в запальную полость на 50-75% ее общей длины, площадь проходного сечения газохода в 1,25-1,66 раза превышает площадь критического сечения сопла маршевого двигателя, а пироинициатор соединен с газоходом через пороховой аккумулятор давления.

На чертеже изображена заявляемая ракета, установленная в пусковую трубу.

Ракета содержит маршевый двигатель твердого топлива 1, сопло 2, газогенератор, содержащий камеру сгорания 4, с размещенной там топливной массой, корпус 3 с обечайкой 6. Газогенератор закреплен на сопле с помощью тарированных элементов 13. Между соплом двигателя расположена запальная полость 5, связанная с помощью отверстий 14 с камерой сгорания газогенератора. Через последнюю проходит газоход, который вдвинут в запальную полость. Газоход связан с пороховым аккумулятором давления 12, который соединен с пироинициатором 7. На корпусе газогенератора расположены расходные отверстия 8, связывающие камеру сгорания с полостью 10 пусковой трубы 9.

Ракета функционирует следующим образом.

После подачи команды на запуск ракеты срабатывает пироинициатор 7, задействуя пороховой аккумулятор давления 12, продукты сгорания которого поступают в запальную полость 5 по газоходу 11, формирующему направленную на маршевый двигатель 1 струю. Часть газов через сопло 2 истекает в маршевый двигатель, а оставшиеся создают повышенное давление в запальной полости, под действием которого происходит расстыковка тарированных элементов 13 и ракета получает начальный импульс движения. В ходе нарастания давления в запальной полости часть продуктов сгорания порохового аккумулятора давления через отверстия 14 поступает в камеру сгорания газогенератора.

После попадания горячих газов в маршевый двигатель и камеру сгорания газогенератора в течение некоторого времени происходит прогрев поверхности, а затем воспламенение зарядов. В течение времени задержки воспламенения ракета совершает движение со скоростью, полученной от действия продуктов сгорания порохового аккумулятора давления, тем самым увеличивая свободный объем внутренней полости 10, который к моменту начала интенсивного истечения газов из газогенератора и маршевого двигателя становится достаточно велик для уменьшения начального пика давления. Как показали экспериментальные исследования, для максимального снижения нагрузок без уменьшения стартовой скорости ракеты газоход должен быть выдвинут в запальную полость на 50-75% ее общей длины, а площадь его проходного сечения газохода в 1,25-1,66 раза должна превышать площадь критического сечения сопла маршевого двигателя.

Таким образом, использование данного изобретения позволяет уменьшить нагрузки, действующие на пусковую установку в процессе старта, и за счет этого улучшить ее массовые характеристики и тем самым повысить удобство эксплуатации.

Ракета, стартующая из пусковой трубы, заглушенной с донной части, содержащая маршевый двигатель с соплом, газосвязанный через расходные отверстия с внутренней полостью пусковой трубы газогенератор, который с помощью тарированных элементов закреплен на сопле с образованием запальной полости и снабжен пироинициатором, причем в корпусе газогенератора расположен газоход, соединяющий запальную полость с пироинициатором, отличающаяся тем, что газоход выдвинут в запальную полость на 50-75% ее общей длины, площадь проходного сечения газохода в 1,25-1,66 раза превышает площадь критического сечения сопла маршевого двигателя, а пироинициатор соединен с газоходом через пороховой аккумулятор давления.