способ горячего разделения ступеней твердотопливной ракеты морского базирования и устройство для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ горячего разделения ступеней твердотопливной ракеты морского базирования, включающий фиксацию спада тяги двигательной установки предыдущей ступени, запуск двигательной установки последующей ступени в межступенной отсек и снятие жесткой связи между разделяемыми ступенями, отличающийся тем, что в нем в процессе запуска двигательной установки последующей ступени в герметичную полость межступенного отсека фиксируют повышение давления до величины, превышающей давление в камере сгорания двигательной установки предыдущей ступени, затем вскрывают переднее днище в районе среза сопла двигателя последующей ступени и направляют поток газов через камеру сгорания и сопло двигателя предыдущей ступени, после чего, при достижении избыточного давления в полости межступенного отсека заданной величины, снимают жесткую связь между разделяемыми ступенями.

2. Устройство для горячего разделения ступеней твердотопливной ракеты морского базирования, содержащее корпуса предыдущей и последующей ступеней ракеты, состыкованные друг с другом посредством обечайки с образованием герметичной полости межступенного отсека, и механизм снятия жесткой связи, отличающееся тем, что в нем переднее днище предыдущей ступени снаружи, в районе среза сопла последующей ступени, армировано решеткой, которая составлена из двух колец с радиальными тягами, элементы решетки в сечении выполнены в виде клина с заплечиками, причем клиновидная часть элементов решетки утоплена в теле переднего днища, а заплечики своей выступающей частью беззазорно сопряжены с внешней поверхностью переднего днища.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании механизмов разделения ступеней твердотопливных ракет.

В современном ракетостроении известны системы горячего (огневого) разделения ступеней, в которых двигатель последующей ступени запускается до разрыва связей между ступенями, и отделяющаяся часть отбрасывается газовой струей двигателя последующей ступени (см. А. А. Лебедев, Н.Ф.Герасюта. "Баллистика ракет". - М.: Машиностроение, 1970 г., стр.115-117).

Недостатками горячего разделения являются: большие возмущения, получаемые последующей ступенью в процессе разделения; расход топлива двигателем последующей ступени до разрыва связей между ступенями; необходимость защиты частей ракеты от воздействия струи газов работающего двигателя.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту и выбранным в качестве прототипа является горячее разделение ступеней, когда двигатель верхней ступени запускается еще до подачи команды на разделение. При горячем разделении ступеней производят защиту отделяемой и активной ступени от теплового и силового воздействия в период начала работы двигателя активной ступени. На активной ступени предусматривается создание достаточно прочной и теплостойкой донной защиты хвостового отсека, на которую действуют отраженные горячие газы и избыточное давление в межблочном отсеке. Последний проектируется таким образом, чтобы обеспечить свободный выход газов работающего двигателя до начала разделения ступеней, и выполняется обычно в виде фермы или отсека со специальными газоотводными люками (см. К.С.Колесников, В. И. Козлов, В.В.Кокушкин. "Динамика разделения ступеней летательных аппаратов". - М.: Машиностроение, 1977 г., стр.10-12).

Недостатками горячего разделения ступеней являются: большие возмущения, получаемые верхней ступенью при разделении, дополнительный расход топлива верхней ступени, потребность в тепловой защите от воздействия горячих газов и избыточного давления, причем все эти проблемы усугубляются, когда для морской баллистической ракеты межступенной отсек выполняется герметичным, где последующая и предыдущая ступени соединены посредством обечайки.

Изобретение направлено на снижение возмущений от теплового и силового воздействия отраженных струй горячих газов на последующую ступень в процессе разделения ступеней твердотопливной ракеты морского базирования, на уменьшение требований к параметрам двигательной установки последующей ступени на участке ее запуска и выхода на режим и двигательной установки предыдущей ступени на участке ее выключения.

Согласно изобретению указанная задача решается следующим образом.

В заявленном способе горячего разделения ступеней твердотопливной ракеты морского базирования, включающем фиксацию спада тяги двигательной установки предыдущей ступени, запуск двигательной установки последующей ступени в межступенной отсек и снятие жесткой связи между разделяемыми ступенями, согласно заявленному изобретению в процессе запуска двигательной установки последующей ступени в герметичную полость межступенного отсека фиксируют повышение давления до величины, превышающей давление в камере сгорания двигательной установки предыдущей ступени, затем вскрывают переднее днище в районе среза сопла двигателя последующей ступени и направляют поток газов через камеру сгорания и сопло двигателя предыдущей ступени, после чего, при достижении избыточного давления в полости межступенного отсека заданной величины, снимают жесткую связь между разделяемыми ступенями.

Также указанная задача решается тем, что в известном устройстве горячего разделения ступеней твердотопливной ракеты морского базирования, содержащем корпуса предыдущей и последующей ступеней ракеты, состыкованные друг с другом посредством обечайки с образованием герметичной полости межступенного отсека, и механизм снятия жесткой связи, согласно заявленному изобретению переднее днище предыдущей ступени снаружи, в районе среза сопла последующей ступени, армировано решеткой, которая составлена из двух колец с радиальными тягами, элементы решетки в сечении выполнены в виде клина с заплечиками, причем клиновидная часть элементов решетки утоплена в теле переднего днища, а заплечики своей выступающей частью беззазорно сопряжены с внешней поверхностью переднего днища.

Сущность предлагаемого способа поясняется чертежом, где на фиг.1 приведен общий вид системы разделения ступеней в исходном (перед разделением) положении, на фиг.2 показано сечение по А-А, а на фиг.3 показан вид I.

Сущность предлагаемого способа заключается в том, что в отличие от прототипа в нем после фиксации спада тяги двигательной установки предыдущей ступени 1 до заданной величины, что соответствует снижению давления в камере сгорания до соответствующей величины, производят запуск двигателя последующей ступени 3, в результате чего давление в полости межступенного отсека под обечайкой 2 будет повышаться. При достижении избыточного давления в полости межступенного отсека фиксированной величины, превышающей давление в камере сгорания предыдущей ступени 1, разрушают (вскрывают) переднее днище 5 предыдущей ступени 1 в районе среза сопла 6 двигателя последующей ступени 3. При этом следует отметить, что элементы разрушенной части днища 5 (куски) должны быть по величине меньше критического сечения сопла двигательной установки предыдущей ступени 1. В результате чего газы от двигательной установки последующей ступени 3, через образованное в днище 5 отверстие, совместно с кусками разрушенного днища поступают в камеру сгорания предыдущей ступени 1 и через сопло выбрасываются наружу. Это позволяет значительно снизить тепловое и силовое воздействие отраженных струй на последующую ступень в процессе запуска и выхода на режим ее двигательной установки. В процессе выхода на режим двигательной установки последующей ступени 3 давление в камере сгорания предыдущей ступени 1 и в полости межступенного отсека будет повышаться и при достижении фиксированной величины давления в межступенной полости разрушает жесткую связь 4 между разделяемыми ступенями 1 и 3 по корпусу обечайки 2.

После разрушения жесткой связи 4 разделяемые ступени 1 и 3 перемещаются относительно друг друга в направлении продольной оси ракеты за счет силового воздействия избыточного давления газа в полости межступенного отсека и тяги двигательной установки последующей ступени 3. В процессе относительного перемещения разделяемых ступеней 1 и 3 на начальном участке струя газов от двигательной установки последующей ступени 3 в основном будет истекать через камеру сгорания двигательной установки предыдущей ступени 1, что и позволяет снизить воздействие отраженных струй на последующую ступень ракеты в процессе разделения ступеней. В процессе удаления корпуса предыдущей ступени 1 за счет расширения газовой струи двигательной установки последующей ступени 3 количество газов, проходящих через камеру сгорания предыдущей ступени, значительно снизится, а наличие двух отверстий в камере сгорания (критика сопла и отверстие в переднем днище) позволяет исключить воздействие возмущающего фактора в виде импульса тяги последействия предыдущей ступени на динамику разделения ступеней, что улучшает условия процесса разделения ступеней.

Следует отметить, что предложенный способ горячего разделения ступеней, по сравнению с прототипом, позволяет существенно улучшить условия разделения ступеней за счет снижения возмущений от воздействия отраженных струй газа при запуске двигательной установки последующей ступени в замкнутую полость межступенного отсека.

Пример реализации данного способа разделения ступени приведен на чертеже, где на фиг.1 показан общий вид системы разделения, на фиг.2 приведено сечение по А-А, а на фиг.3 показан вид 1.

Устройство содержит корпус двигателя предыдущей ступени 1, состыкованный посредством обечайки 2 с корпусом двигателя последующей ступени 3, причем обечайка межступенного отсека содержит узел снятия жесткой связи 4, при этом переднее днище 5 двигателя предыдущей ступени в районе среза сопла 6 двигателя последующей ступени армировано радиальной решеткой, которая выполнена в виде двух клиновидного сечения колец 7, соединенных радиальными тягами 8 клиновидного сечения, причем клин 9 каждого элемента решетки ориентирован во внутрь переднего днища, при этом заодно с клиновидными элементами решетки образованы заплечики 10, которые беззазорно сопряжены с внешней поверхностью переднего днища предыдущей ступени, а сама решетка делит вскрываемое отверстие на сектора 11.

Устройство работает следующим образом. После фиксации спада давления в камере сгорания двигательной установки предыдущей ступени 1 до заданной величины производят запуск двигательной установки последующей ступени 3, в результате чего газы через сопло 6 поступают в герметичную полость межступенного отсека под обечайкой 2, которая соединяет разделяемые ступени 1 и 3. В процессе повышения давления в полости межступенного отсека газы оказывают силовое давление и на переднее днище 5 двигательной установки предыдущей ступени 1, которое в районе сопла 6 армировано радиальной решеткой, причем элементы решетки кольца 7 и тяги 8 выполнены клиновидного сечения и утоплены в теле переднего днища 5 с ориентацией острия клина 9 во внутрь днища 5. Здесь следует отметить, что при работающем двигателе днище 5 совместно с элементами решетки 7 и 8 воспринимает большие нагрузки со стороны камеры сгорания двигательной установки предыдущей ступени 1, чем со стороны полости межступенного отсека. Так, при силовом воздействии на днище 5 со стороны камеры сгорания двигательной установки предыдущей ступени 1 элементы секторов 11, ограниченные элементами решетки 7 и 8, опираются о грани клина 9 и дополнительно на заплечики 10, что позволяет обеспечить работоспособность днища 5 при работе двигательной установки предыдущей ступени 1, а при силовом воздействии со стороны полости межступенного отсека элементы решетки из-за клиновидного сечения не препятствуют их удержанию. При достижении давления в полости межступенного отсека величины, большей чем в камере сгорания предыдущей ступени 1 на участке спада ее тяги за счет силового воздействия избыточного давления газов, днище 5 под соплом 6 разрушится, при этом в районе клина 9 разрушаются цельные перемычки днища 5 по элементам радиальной решетки 7 и 8, образуя отдельные куски в виде секторов 11 и центрального круга. После разрушения днища 5 под соплом 6 струя газов от двигательной установки последующей ступени 3 совместно с элементами (кусками) разрушенного днища 5 поступает в полость камеры сгорания предыдущей ступени 1 и через ее сопло выбрасывается наружу. Здесь следует отметить, что разрушение днища 5 под соплом 6 позволяет обеспечить безударное с последующей ступенью 3 перемещение кусков разрушенного днища 5, а истечение горячих газов через камеру сгорания предыдущей ступени 1 исключает появление отрицательного возмущающего фактора в виде отраженных струй, при этом газы направлены на создание дополнительной тяги ракеты на переходном участке. В процессе работы двигательной установки последующей ступени 3 давление в камере сгорания предыдущей ступени 1 и полости межступенного отсека будет повышаться, и при достижении заданной величины в полости межступенного отсека срабатывает узел снятия жесткой связи 4, который выполнен, например, в виде ослабленного сечения (канавки) по кольцу в верхней части обечайки 2, которое разрушается при определенном силовом воздействии. Дальнейшее перемещение разделенных ступеней 1 и 3 осуществляется в направлении продольной оси ракеты за счет силового воздействия избыточного давления газов в полости межступенного отсека и тяги двигательной установки последующей ступени ракеты.

Так осуществляется работа устройства горячего разделения ступеней твердотопливной ракеты морского базирования.

Реализация предлагаемого способа и устройства горячего разделения ступеней позволяет получить технический результат, выражающийся в снижении возмущений от теплового и силового воздействий отраженных струй горячих газов, поступающих в герметичную полость межступенного отсека от двигательной установки последующей ступени в процессе разделения ступеней, тем самым улучшить условия разделения ступеней и работу двигательных установок на переходном участке.