RU155579U1

RU155579U1 - Многоступенчатая ракета

Info

Publication number: RU155579U1
Application number: RU2014148589/11U
Authority: RU
Inventors: Владимир Григорьевич Дегтярь; Юрий Сергеевич Телицын; Александр Михайлович Саламатов; Валерий Васильевич Ермолаев; Габбас Иванович Казновский; Андрей Александрович Семенов; Геннадий Иванович Чернышев
Original assignee: Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева"
Priority date: 2014-12-02
Filing date: 2014-12-02
Publication date: 2015-10-10

Abstract

1. Многоступенчатая ракета, содержащая верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом и нижние ступени ракеты, выполненные в виде пары поршень-цилиндр, при этом цилиндр (Ц) выполнен в виде силовой оболочки корпуса нижних ступеней и заполнен монотопливом, а поршень (П) - в виде негерметичной оболочки, сопряженной с герметичным днищем, и установлен внутри Ц, кроме того, П снабжен двумя поясами-уплотнениями вверху и внизу П, на днище Π установлен преимущественно четырехкамерный ЖРД, выполненный в виде 2-х пар камер, камеры одной из которых установлены в карданном подвесе каждая и снабжены рулевыми приводами с возможностью управления по 3-м каналам управления, Ц снабжен пиротехническими элементами для отделения освободившихся частей Ц, длина нижних ступеней выполнена в интервале 0,7...0,8 длины ракеты, а длины отделяемых освобождающихся частей Ц выполнены в интервале 0,8...1,5 диаметра Ц с возможностью отделения этих частей, по мере выработки монотоплива по командам от СУ, отличающаяся тем, что на днище Π установлена дополнительная емкость с монотопливом, в которой размещена автономная система ее наддува, ЖРД снабжен 2-мя турбонасосными агрегатами (ТНА) - высокорасходным и малорасходным, причем малорасходный ТНА соединен с дополнительной емкостью и с управляемыми камерами ЖРД для обеспечения движения ракеты на начальном участке движения до выхода ее на воздушный участок полета, Ц снабжен компенсатором-уравнителем, выполненным в виде упругодеформируемого элемента, например сильфона, который установлен в Ц герметично, например, с помощью сварки и закрыт решеткой, которая установлена заподлицо с местом устано�

Description

Полезная модель относится к ракетной технике, преимущественно к многоступенчатым ракетам, пуски которых могут производиться как из наземных пусковых установок, так и из установок, находящихся в подводном положении.

Для ракет морского базирования с подводным пуском одним из направлений совершенствования их тактико-технических характеристик (ТТХ) являются:

- повышение безопасности пуска;

- уменьшение времени перевода ракеты из походного положения в положение полной готовности к пуску, в частности, путем сокращения времени предстартовой подготовки, например, путем создания ракет, не требующих предстартового наддува каких-либо отсеков ракеты.

Известна многоступенчатая ракета военно-морских сил США «Трайдент-2» [1] (стр. 10), [6] (стр. 220…229) с подводным пуском, которая может быть принята за аналог настоящего предполагаемой полезной модели.

Ракета «Трайдент-2» имеет маршевые ступени с твердотопливными ракетными двигателями (РДТТ). Пуск ракеты осуществляется т.н. активно-реактивным способом из закрытой пусковой установки подводной лодки: движение в пусковой установке и на подводном участке осуществляется за счет использования энергии постороннего источника энергии (катапультирующего устройства), который запускается в пусковой установке и выталкивает ракету из нее, а маршевый РДТТ 1-ой ступени запускается после выхода ракеты из воды.

Недостатками этой ракеты являются:

- пониженная безопасность пуска, которая обусловлена имеющейся «не нулевой» вероятностью отказа РДТТ 1-ой ступени при запуске и падением ракеты на подводный носитель;

- значительная величина углового склонения ракеты в момент запуска РДТТ 1 ступени, обусловленная неуправляемым движением на всем подводном и начальном воздушном участке траектории, и связанные с этим повышенные величины потребных управляющих усилий для обеспечения дальнейшей стабилизации ракеты;

- наличие агрегатов наддува сухих отсеков ракеты для обеспечения их разгрузки, от давления внешней среды на подводном участке предполагает либо определенную их прочность, либо наддув какими-либо источниками до давления, большего или равного давлению внешней среды на глубине пуска, с соответствующим увеличением массы отсеков [3], либо с соответствующим увеличением числа необходимых агрегатов (систем наддува и их массы) с соответствующим снижением ТТХ ракеты.

Известна многоступенчатая ракета [2], которая содержит верхние ступени с полезным грузом и системой управления полетом ракеты и нижние ступени, выполненные в виде пары поршень-цилиндр, заполненной монотопливом, при этом поршень (П) снабжен маршевым жидкостным, преимущественно 4-х камерным, ракетным двигателем (ЖРД), принятая нами за прототип.

Недостатком этой ракеты является то, что:

- у ЖРД отсутствует система, которая обеспечивает потребный (в несколько раз меньший, например, в 10 раз) уровень тяги для преодоления подводного участка движения;

- у ракеты отсутствует система разгрузки ее корпуса от высокого давления внешней среды, характерного для подводного пуска.

Задачей настоящей предполагаемой полезной модели является устранение указанных недостатков аналога и прототипа.

Поставленная задача выполняется путем снабжения предлагаемой ракеты:

- системой обеспечения работы ЖРД на пониженной тяге;

- системой разгрузки корпуса ракеты от внешнего давления.

Кроме того, для выполнения указанной задачи предлагается реализация способа пуска и способа разгрузки корпуса ракеты от внешнего давления, приводимых ниже.

Сущность предполагаемой полезной модели поясняется графическими изображениями. На фиг. 1 изображена предлагаемая многоступенчатая ракета. На фиг. 2 показан вид снизу на предлагаемую ракету. На фиг. 3 показан разрез нижней части ракеты. На фиг. 4 укрупненно показан разрез нижней части ракеты с устройством уплотнительного пояса, днищем поршня с камерами ЖРД, неподвижным соединением поршня с цилиндром и элементами соединения камер ЖРД с днищем, а также с установленным на днище поршня компенсатором-уравнителем. На фиг. 5 укрупненно показан отсечной клапан, установленный на расходной топливной магистрали отделяемых камер ЖРД. На фиг. 6 показан разрез по уплотнительному поясу. На фиг. 7 показана ракета в момент, когда поршень закончил движение относительно цилиндра и последняя отделяемая часть цилиндра сброшена. На этой же фигуре показана дополнительная емкость с системой ее наддува, которая предназначена для обеспечения ЖРД топливом на пусковом участке движения.

Цифрами на рисунках обозначены:

1. Верхние ступени ракеты с полезным грузом и системой управления.

2. Нижние ступени ракеты, выполненные с возможностью одновременного расхода их активной и пассивной масс. При этом корпус нижних ступеней выполнен в виде цилиндра (Ц), в котором установлен поршень (П). Оболочка Ц преимущественно выполнена в виде вафельной конструкции [3], у которой ячейки выполнены с наружной стороны, причем ячейки заполнены, например, пенополиуретаном для обеспечения аэродинамического качества ракеты.

3. Поршень (П), который установлен в Ц и снабжен двумя уплотнительными поясами. Для снижения массы поршень выполнен не герметичным по наружной цилиндрической оболочке (днище Π безусловно герметично), например, перфорированным.

4. Уплотнительные пояса П.

5. Днище Π с установленными на нем преимущественно 4-х камерным ЖРД и соединительным шпангоутом.

6. Кронштейны крепления камер ЖРД к днищу П.

7. Пиротехнические элементы, например, детонирующие удлиненные заряды (ДУЗы) для обеспечения снятия жесткой связи и последующего отделения освободившихся частей Ц. ДУЗы установлены по всей образующей Ц с интервалом 0,8…1,5 диаметра Ц. Они снабжены инициирующими элементами и соединены наружной кабельной линией с системой управления (СУ) ракеты. СУ по заданной программе передает команды на срабатывание очередного ДУЗа по мере расходования монотоплива.

8. Пара камер сгорания со степенью расширения, характерной для первой ступени многоступенчатой ракеты.

9. Пара камер сгорания со степенью расширения, характерной для второй ступени многоступенчатой ракеты. В этой паре камеры сгорания выполнены поворотными и снабжены рулевыми приводами для обеспечения управления полетом ракеты на всем участке полета при работающих нижних ступенях. Камеры сгорания установлены в карданном подвесе. Камеры сгорания снабжены сдвижными телескопическими насадками для увеличения степени расширения сопел при работе их на участке полета, характерном для 2-ой ступени.

10. Соединительный шпангоут. Предназначен для соединения П с Ц во все время эксплуатации ракеты, предшествующее ее старту. Соединен с днищем П и с Ц, например, с помощью сварки и тем самым обеспечивает полную герметичность в паре П и Ц во время хранения ракеты и ее эксплуатации до старта.

11. Пиротехнический элемент (ДУЗ). Обеспечивает снятие жесткой связи между П и Ц после старта ракеты по команде от СУ. Соединен с СУ наружным кабелем.

12. Отсечной клапан. Обеспечивает перекрытие расходной магистрали по команде от СУ перед отделением соответствующих камер сгорания ЖРД.

13. Пиротехнический элемент (ДУЗ). Обеспечивает снятие жесткой связи между расходной магистралью и отделяемой камерой сгорания.

14. Пиротехнический элемент (ДУЗ). Обеспечивает снятие жесткой связи между днищем П и отделяемой камерой сгорания. По команде от СУ срабатывает после снятия жесткой связи по расходной магистрали. Элементы обеспечения безударного схода отделяемой камеры сгорания выполнены, предпочтительно, в виде пары поршень (соединен с камерой сгорания) и цилиндр (соединен с днищем П) и представляют собой толкатель. Толкатель обеспечивает безударное отделение отделяемой камеры сгорания и при необходимости может быть дополнительно снабжен аккумулятором давления пороховым или другим (на графических изображениях не показан), который устанавливают внутри толкателя для обеспечения необходимых по условию безударности параметров (ускорения, скорости, пути) при отделении камеры сгорания.

15. Поршень отделяемой камеры сгорания.

16. Цилиндр отделяемой камеры сгорания.

17. Карданный подвес поворотной камеры сгорания.

18. Рулевые машины для каналов тангажа и рысканья. Совместная работа 2-х поворотных камер ЖРД обеспечивает также управление по каналу крена.

19. Эластомерное кольцо уплотнительного пояса. Скреплено герметично со шпангоутом оболочки П. Преимущественно выполнено из резины.

20. Набор постоянных магнитов. Установлены возможно плотно относительно друг друга в кольцевом направлении, герметично относительно эластомерного кольца (завулканизированы), имеют, преимущественно, форму параллелепипеда.

21. Магнитная жидкость [4]. Изготовлена на основе монотоплива, которым заправлен Ц. Представляет собой устойчивый, не распадающийся (нет выпадения в осадок в течение 20 лет) на составные части коллоидный раствор из смеси:

- монотопливо;

- микропорошок (размер частиц около 10^-9 метра, в силу размера являются однодоменными микромагнитами) ферромагнетика;

- поверхностно-активные вещества;

- стабилизаторы.

Величина удерживаемого перепада давления магнитной жидкостью (магнитожидкостной пробкой) определяется по формуле:

где

µ₀- магнитная постоянная;

Μ - намагниченность магнитной жидкости;

Η - напряженность магнитного поля в зазоре;

H_max, H_min - максимальная и минимальная напряженности магнитного поля на границах магнитожидкостной пробки в момент удержания ею максимального перепада давлений.

Необходимый для предлагаемой ракеты перепад давлений (до 6 кгс/см²) обеспечивается выбором материала и размеров постоянных магнитов уплотнительного пояса для достижения необходимой коэрцетивной силы, позволяющей удерживать магнитную жидкость в зазоре между магнитами уплотнительного пояса и Ц. Заправка магнитной жидкости в упомянутый зазор производится при сборке П с Ц шприцеванием.

22. Бортовая кабельная сеть (БКС). Соединяет установленный на днище Π ЖРД с СУ. Выполнена в виде витого жгута, который обеспечивает деформирование его при перемещении П в верхнее относительно Ц положение.

23. Агрегат бортовой системы наддува Ц. Установлен на верхнем днище Ц. Соединен с СУ. По команде от СУ включается в работу после остановки П относительно Ц. Работает до полной выработки монотоплива. Обеспечивает программируемый наддув Ц до давления, необходимого для бескавитационной работы ТНА ЖРД.

24. Агрегат системы наддува дополнительной емкости.

25. Дополнительная (стартовая) емкость, заполненная монотопливом.

26. Компенсатор-уравнитель, который выполнен в виде упруго-деформируемого сильфона и герметично установлен, например, с помощью сварки, на днище П.

27. Решетка - установлена заподлицо с днищем П для обеспечения защиты сильфона от непреднамеренного разрушения.

Работает предлагаемая ракета следующим образом.

В процессе изготовления ракеты на днище П 3 устанавливают компенсатор-уравнитель 26. Затем производят вакуумирование Ц 2 и его заправку монотопливом по безподушечной схеме - «до отказа». Затем закрывают и герметизируют заправочную горловину.

Далее заправленную ракету устанавливают в пусковую установку (ПУ) для последующего ее пуска, при этом камеры 9 ЖРД фиксируют в нулевом положении.

По команде «Пуск» запускают малорасходный ТНА (на рисунках не показан), подают монотопливо из дополнительной емкости 25 в камеры сгорания 9 и запускают их в работу. Запускают в работу агрегат системы наддува 24 и по мере расходования монотоплива из емкости 25 поддерживают давление в ней на заданном уровне, например, 3 кгс/см² для обеспечения бескавитационной работы малорасходного ТНА.

Работающие камеры 9 ЖРД создают в подракетном пространстве заданное повышенное давление и выталкивают ракету из пусковой установки (ПУ), представляющей собой транспортно-пусковой контейнер или шахту подводного носителя. После выхода ракеты из ПУ, под действием тяги камер 9 ЖРД ракета осуществляет управляемое движение на подводном участке.

По команде от СУ расфиксируют камеры 9 ЖРД и с их помощью управляют движением ракеты на подводном участке по 3-м каналам управления, причем по каналу расканья отклоняют камеры 9 на заданный угол и отклоняют, тем самым ракету также на заданный угол, обеспечивая ее увод от подводного носителя.

При достижении ракетой заданной глубины, например, 20 метров производят отключение малорасходного ТНА. Далее запускают высокорасходный ТНА (на рисунках не показан), запускают в работу все 4 камеры ЖРД и снимают жесткую связь между Π и Ц с помощью задействования ДУЗа 11, освобождая тем самым Π 3 для его движения относительно Ц.

Запуск камер 8 и 9 ЖРД в воде обусловлен тем, что переход ракетой границы сред «вода-воздух» предполагает возникновение дополнительного возмущающего момента на ракету и для парирования этого возмущающего момента необходимо обеспечить ракету максимальной тягой и максимальным управляющим моментом, который и имеет возможность создать маршевый 4-X камерный ЖРД.

Малорасходный и высокорасходный ТНА могут быть выполнены в виде единого блока с одной турбиной и 2-мя насосами: малорасходным и высокорасходным. При этом насосы снабжены муфтами сцепления, которые позволяют в заданное время соединять (разъединять) тот или иной насос с турбиной. Такое выполнение ТНА позволяет повысить безопасность пуска ракеты путем уменьшения количества агрегатов последовательно запускаемых в работу и тем самым повышающим вероятность безотказной работы (ВБР) ракеты, т.к. очевидно, что два последовательно запускаемых агрегата имеют ВБР, равную произведению их собственных ВБР, всегда более низкую, чем ВБР отдельного агрегата. При выполнении ТНА в виде единого блока осуществляется только запуск одного газогенератора, предназначенного для подачи газа на турбину ТНА, и надежность работы ЖРД на разных режимах обусловливается только надежностью включения (выключения) муфт сцепления.

После выхода ракеты их воды производят ее вертикализацию с помощью поворотных камер 9, и затем по командам от СУ осуществляют ее дальнейший программный полет.

Под действием полной тяги маршевого ЖРД (при силе его тяги, определяемой необходимой тяговооруженностью ракеты на начальном участке полета, как правило, в разы превышающей массу ракеты) происходит перемещение П относительно Ц, причем величина тяги ЖРД определяет и давление внутри Ц. Величина этого давления для ракет с диаметром от 0,5 до 3 метров достаточна для того, чтобы обеспечить бескавитационную работу ТНА ЖРД.

По известным геометрическим параметрам Ц и контролируемому СУ расходу монотоплива СУ определяет текущий объем содержащегося в Ц монотоплива и время подачи команды на нижний пиротехнический элемент 7. После срабатывания нижнего пиротехнического элемента 7 происходит отделение освободившейся части Ц. Во время осуществления дальнейшего полета ракеты, по мере расходования монотоплива, по командам от СУ с помощью пиротехнических элементов 7 производится поочередное отделение освобождающихся частей Ц.

Камеры сгорания ЖРД 9 выполнены поворотными, установлены в карданном подвесе 17 и снабжены рулевыми приводами 18. По командам от СУ поворотом этих камер по заданной программе производится управление полетом ракеты по всем 3-м каналам управления: по тангажу, рысканью и крену, чем обеспечивается программно-заданный полет ракеты на участке работы нижних ступеней.

По замеряемым значениям реализуемых на конкретном изделии параметров: расходу ракетного монотоплива и величине удельного импульса тяги камер сгорания 8 и 9, а также при известной сбрасываемой массе камер сгорания 8 в процессе осуществления полета ракеты на начальном участке СУ производит расчет времени отделения пары камер сгорания ЖРД 8.

Время Τ отделения и сброса этих камер сгорания определяется численными расчетами в соответствии с неравенством:

Τ₁<Τ<Τ₂, где

Δt=(Τ₁+Т₂)/2,

Δt - шаг расчета, определяемый, например, методом итераций,

L₁=f(R(t),m(t),t,T₁),L=f(R(t),m(t),t,T),L₂=f(R(t),m(t),t,T₂),

Li - дальности полета ракеты, рассчитанные в функции от текущего времени t при заданном угле наклона траектории полета ракеты к горизонту, при неизменном ускорении свободного падения и при реализованном в расчете времени отделения Ti, а также при всех необходимых параметрах ракеты,

R - тяга ЖРД в функции от времени t,

m - массоцентровочные характеристики ракеты в функции от времени t,

Т - время отделения пары камер сгорания со степенью расширения, характерной для первой ступени, при котором dL/dt=0,

Т₁ - время отделения пары камер сгорания со степенью расширения, характерной для первой ступени, при котором L₁<L и dL/dt>0, определяемое в результате расчетов,

Т₂ - время отделения пары камер сгорания со степенью расширения, характерной для первой ступени, при котором L₂<L и dL/dt<0, определяемое в результате расчетов,

t - текущее время полета ракеты.

При достижении заданного времени Τ по командам от СУ производится закрытие клапана 12 и задействование пиротехнических элементов 13 и 14. ДУЗом 14 снимается жесткая связь между камерами сгорания 8 и днищем П 5, а ДУЗом 13 производится разделение частей расходных магистралей этих камер сгорания для последующего отделения их от ракеты. Безударное движение отделяемых камер сгорания 8 обеспечивается конструктивно размерами элементов толкателя (на рисунках не обозначен), длины которых в направлении сброса камер определены из условия безударного отделения. При недостаточной скорости отделения камер сгорания 8 в надпоршневое пространство толкателя может быть дополнительно подан газ от порохового или другого аккумулятора давления, который позволит получить необходимую скорость (ускорение) отделения камер 8.

На этом этапе условно можно считать законченным участок полета предлагаемой ракеты, характерный для 1-ой ступени классической многоступенчатой ракеты [5].

Далее по командам от СУ производится расфиксация и выдвижение телескопических насадков камер сгорания 9, которые таким образом удлиняют сопла и они приобретают степень расширения сопел, характерную для камер сгорания 2-ой ступени классической многоступенчатой ракеты [5]. Конфигурация раскрывшихся камер сгорания 9 показана на фиг. 7.

Далее полет предлагаемой ракеты осуществляется под действием тяги пары камер сгорания 9, с помощью которых осуществляется также и управление полетом ракеты по заданной траектории.

П продолжает свое движение относительно Ц по мере расходования монотоплива. По мере выработки заданного количества монотоплива производится дальнейшее отделение освободившихся частей Ц с помощью пиротехнических элементов 7.

Когда П в своем движении достигает крайнего верхнего положения и останавливается относительно Ц, по команде от СУ задействуется агрегат наддува 23. Полет ракеты продолжается до полной выработки монотоплива при программируемом наддуве оставшейся части Ц для бескавитационной работы ТНА ЖРД (камер сгорания 9).

После полной выработки монотоплива оставшуюся часть нижних ступеней предлагаемой ракеты отделяют, и полет ракеты продолжается по программе классической многоступенчатой ракеты при осуществлении движения с помощью тяги двигателей верхних ступеней.

Для определения эффективности схемного решения по предлагаемой ракете на участке пуска нами проведены расчетные оценки.

Расчетные оценки показали, что для преодоления начального участка, включающего движение ракеты в ПУ и на подводном участке, необходимые запасы монотоплива, размещаемые в дополнительной емкости 25, не превышают 2% от всей массы монотоплива заправленной в Ц.

Таким образом, техническим результатом предлагаемой ракеты, в том числе и по результатам проведенных оценочных расчетов, является повышение ее тактико-технических характеристик (ТТХ).

Повышение ТТХ выражается в:

- снижении затрат топлива на обеспечение программно-заданной траектории движения ракеты, путем обеспечения управляемого движения ракеты на подводном участке движения;

- безопасности пуска, путем обеспечения увода ракеты от подводного носителя на подводном участке ее движения при приемлемых затратах топлива на эти цели;

- в уменьшении времени подготовки к пуску, за счет того, что уменьшается время перевода подводного носителя из походного положения в положение полной готовности к пуску, в том числе обусловленное, безнаддувной схемой ракеты (время наддува равно нулю).

Источники информации.

1. Николаев Ю.М., Панин С.Ф., «Основы проектирования твердотопливных управляемых ракет», часть II, изд. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2000 год.

2. «Многоступенчатая ракета», патент РФ №138473 от 18.12.2014 года с приоритетом от 31.10.2013 года.

3. Лизин В.Т., Пяткин В.А., Проектирование тонкостенных конструкций, М., Машиностроение, 2003 год.

4. Интернет сайт WWW.MMSV.RU

5. Феодосьев В.И., Синярев Г.Б., «Введение в ракетную технику», Оборонгиз, г. Москва, 1960 год.

6. Е.Б. Волков, Г.Ю. Мазинг, В.Н. Сокольский, «Твердотопливные ракеты», М., Машиностроение, 1992 год

Принятые во внимание источники информации.

1. Корабельный контейнер для хранения и пуска ракеты (Патент RU 2194235), F41F 3/04 пусковые установки-контейнеры.

2. Корабельный контейнер для хранения и пуска ракеты (Патент RU 2460030), F41F 3/042, пусковые установки-контейнеры.

3. Наружное устройство хранения для пуска боевых средств с борта подводной лодки (Патент RU 2494003), F41F 3/10 -выстреливаемых под водой, B63G 8/28 - размещение вооружения или оборонительного оборудования, B63G 8/00 - Подводные суда, например, подводные лодки (корпуса подводных лодок В63В 3/13).

4. Подводный корабль (Патент RU 2522217), F41F 3/07 - подводные пусковые установки.

5. Пусковая установка подводной лодки (Патент RU 2412855), F41F 3/10 - выстреливаемых под водой.

6. Способ запуска ракеты из контейнера и устройство для его осуществления (Патент RU 2334192), F42B 15 - Реактивные снаряды, например, ракеты, управляемые снаряды (F42B 10/00, F42B 12/00, F42B 14/00 имеют преимущество; тренировочные или учебные снаряды F42B 8/12; ракеты-торпеды F42B 17/00; морские торпеды F42B 19/00; космические транспортные средства B64G; реактивные двигатели F02K).

7. Способ и устройство для стабилизации движения морской баллистической ракеты на подводном участке траектории (Патент RU 2193155), F42B 15/20 - запускаемые из-под воды (имеющие дополнительный двигатель для преодоления толщи воды F42B 17/00).

8. Способ пуска ракеты из шахты подводной лодки (Патент RU 2235286), F42B 15/20

- запускаемые из-под воды (имеющие дополнительный двигатель для преодоления толщи воды F42B 17/00).

9. Способ старта ракеты (RU 2446081), B64G 1/52 - предохранительные и аварийные устройства, средства спасения жизни (спасательная служба вообще А62), B64G 1/24

- управляющие устройства летательного аппарата, например для управления его положением в пространстве (реактивные двигатели F02K; навигация или навигационные приборы см. соответствующие подклассы, например G01C; автопилоты G05D 1/00).

Claims

1. Многоступенчатая ракета, содержащая верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом и нижние ступени ракеты, выполненные в виде пары поршень-цилиндр, при этом цилиндр (Ц) выполнен в виде силовой оболочки корпуса нижних ступеней и заполнен монотопливом, а поршень (П) - в виде негерметичной оболочки, сопряженной с герметичным днищем, и установлен внутри Ц, кроме того, П снабжен двумя поясами-уплотнениями вверху и внизу П, на днище Π установлен преимущественно четырехкамерный ЖРД, выполненный в виде 2-х пар камер, камеры одной из которых установлены в карданном подвесе каждая и снабжены рулевыми приводами с возможностью управления по 3-м каналам управления, Ц снабжен пиротехническими элементами для отделения освободившихся частей Ц, длина нижних ступеней выполнена в интервале 0,7...0,8 длины ракеты, а длины отделяемых освобождающихся частей Ц выполнены в интервале 0,8...1,5 диаметра Ц с возможностью отделения этих частей, по мере выработки монотоплива по командам от СУ, отличающаяся тем, что на днище Π установлена дополнительная емкость с монотопливом, в которой размещена автономная система ее наддува, ЖРД снабжен 2-мя турбонасосными агрегатами (ТНА) - высокорасходным и малорасходным, причем малорасходный ТНА соединен с дополнительной емкостью и с управляемыми камерами ЖРД для обеспечения движения ракеты на начальном участке движения до выхода ее на воздушный участок полета, Ц снабжен компенсатором-уравнителем, выполненным в виде упругодеформируемого элемента, например сильфона, который установлен в Ц герметично, например, с помощью сварки и закрыт решеткой, которая установлена заподлицо с местом установки, а заправка Ц монотопливом выполнена по безподушечной схеме.

2. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в нижней части Π и Ц герметично соединены кольцевым шпангоутом, на котором установлен кольцевой пиротехнический элемент для снятия связи между Π и Ц после пуска ракеты по команде от СУ.

3. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что камеры четырехкамерного ЖРД выполнены в виде двух пар камер так, что в одной паре камеры имеют степень расширения, характерную для первой ступени ракеты, а во второй - увеличенную степень расширения, характерную для второй ступени.

4. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в паре камер ЖРД с увеличенной степенью расширения камеры снабжены сдвижными телескопическими сопловыми насадками.

5. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что пара камер ЖРД со степенью расширения, характерной для первой ступени, снабжена клапанами отключения подачи монотоплива, пиротехническими элементами снятия связи между этой парой и днищем П, направляющими-ограничителями для обеспечения безударности отделения их от ракеты и толкателем отделения этой пары.

6. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что камеры ЖРД изготовлены из армированного углепластика или углерод-углеродного композиционного материала.

7. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что каждый из поясов-уплотнений выполнен в виде герметично скрепленного с Π эластичного, например, резинового кольца, снабжен магнитным кольцом, выполненным в виде набора постоянных магнитов, имеющих преимущественно форму параллелепипедов, скрепленных герметично с эластичным кольцом, а зазор между магнитным кольцом и Ц заполнен магнитной жидкостью, выполненной на основе монотоплива, заправленного в Ц.

8. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что она снабжена гибкой бортовой кабельной сетью, выполненной в виде свободно деформируемого кабельного жгута, который размещен внутри Ц и соединяет ЖРД с СУ полетом ракеты.

9. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что оболочка Ц выполнена преимущественно в виде вафельной конструкции, у которой ячейки с наружной стороны, причем ячейки заполнены, например, пенополиуретаном для обеспечения аэродинамического качества ракеты.

10. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что ЖРД снабжен клапанами последовательного включения-отключения управляемых камер сначала к малорасходному ТНА, а затем - к высокорасходному.

11. Многоступенчатая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в ЖРД высокорасходный ТНА и малорасходный ТНА выполнены в виде единого блока с одной турбиной и двумя насосами, при этом насосы снабжены муфтами сцепления с турбиной и установлены с возможностью соединения-разъединения их с турбиной в заданное время.