[1]
Изобретение относится к ракетной технике и описывает устройство крылатой ракеты
со
сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД).
[2]
Известные в настоящее время компоновки крылатых ракет с СПВРД основаны на максимальной интеграции маршевой ступени
и
стартово- разгонной ступени (СРС). Наличие СРС продиктовано тем, что СПВРД эффективен лишь на больших скоростях полета, когда его собственная тяга превышает аэродинамическое сопротивление
ракеты.
[3]
Выполнение этого условия влечет за собой необходимость в компоновке ракеты выделять значительные объемы для размещения СРС, а при жестких габаритных ограничениях на размещение
ракитного
оружия на носителе рациональность компоновки будет определяться эффективностью использования располагаемого объема.
[4]
Стремление добиться эффективного использования этого
объема привело к
появлению на базе прямоточного и разгонного двигателей так называемой комбинированной или интегральной установки, когда внутренний объем камеры сгорания СПВРД используется для
размещения разгонного
двигателя.
[5]
Известны способы объединения маршевого СПВРД и стартового двигателя в единую систему, когда, например, заряд твердого топлива разгонного двигателя
непосредственно отливается
в камеру сгорания СПВРД. Этот тип двигателей получил обозначение IRR (Integral RocRet Pamjet - комбинированный ракетно-прямоточный двигатель или КРПД). (Техническая
информация ЦАГИ N 10, 1980, с.
23-28).
[6]
СПВРД как самостоятельная часть силовой установки, так и как составная часть комбинированных двигателей, может работать на жидком или твердом
топливе.
[7]
Возможность
регулировать тягу СПВРД в широких пределах в варианте использования жидкого топлива определило более широкое использование подобных двигателей на практике, а в
случае полета ракеты по сложным
траекториям этот тип силовой установки находится вне конкуренции.
[8]
Непосредственная отливка заряда твердого топлива в камеру сгорания СПВРД существенно
усложняет конструкцию
комбинированного двигателя и приводит к заметному увеличению массы маршевого СПВРД вследствие значительного упрочнения его камеры сгорания для обеспечения работы на стартовом
участке полета при
давлениях в ней свыше 100 атм, в то время как на маршевом участке полета давление не превышает 7 атм.
[9]
Это обстоятельство приводит к снижению летно-технических
характеристик ракеты, и
поэтому распространение получили комбинированные двигатели с разгонными двигателями в виде стартово- разгонных ступеней, когда заряд твердого топлива размещается в собственном
корпусе.
[10]
Старт ракеты с комбинированной двигательной установкой происходит под действием тяги СРС. При достижении требуемой скорости разгона ракеты и выработки топлива СРС происходит
отделение разгонного
двигателя или его элементов и запуск прямоточного двигателя.
[11]
Использование комбинированных двигательных установок позволило заметно (до 30 %) сократить габариты
крылатых ракет с
прямоточным двигателем.
[12]
Одной из удачных компоновок крылатой ракеты с комбинированной двигательной установкой является компоновка противокорабельной ракеты ЗМ-80
"МОСКИТ", изображенная
в журнале "Техника и оружие" N 2, 1996, с.23 и описанная там же на с. 24, (издатель АО "АвиаКосм", почтовый адрес 123060, г.Москва, а/я 97).
[13]
В качестве
прототипа взята крылатая ракета
с СПВРД "МОСКИТ" (фиг.1).
[14]
Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме. Силовая установка комбинированная, состоит из СПВРД (1) и СРС (2).
СПВРД имеет четыре воздухозаборника
(3). Камера сгорания СПВРД соединена воздушным каналом с воздухозаборником с возможностью отделения и выброса через сопло СПВРД (1).
[15]
При достижении
необходимой скорости полета, когда
тяга СРС снижается, давлением воздуха, поступающего через входное устройство, создается усилие, отделяющее СРС от маршевой ступени. После отделения СРС
осуществляется запуск СПВРД и начинается
маршевый полет ракеты.
[16]
Удачное техническое решение о размещении СРС внутри камеры сгорания СПВРД позволило сохранить габариты
противокорабельной ракеты ЗМ-80 "МОСКИТ" и как следствие
комплекс ракетного вооружения на базе этой ракеты получил широкое распространение в системе вооружения кораблей Российского флота.
[17]
При всей своей рациональности компоновка ракеты ЗМ-80
имеет ряд недостатков.
[18]
Для достижения требуемых скоростей (М ≈ 1,6) разгона ракеты необходим вполне определенный
запас топлива СРС, который определяет габариты СРС. Сложившееся
на практике соотношение требуемой скорости разгона и массы маршевой ступени, вызывает необходимость для размещения СРС в камере
сгорания СПВРД увеличивать ее длину, делая ее неоправданно большой.
[19]
Для получения высоких характеристик по полноте сгорания топлива в камере сгорания СПВРД длина ее может быть в
пределах 1,0 o C 1,5 м, в то время как габариты СРС вынуждают иметь
эту длину раза в 2 больше. Это приводит к увеличению массы конструкции камеры сгорания СПВРД и, как следствие, к снижению
дальности полета ракеты.
[20]
Кроме этого, следует отметить, что
размещение СРС в камере сгорания СПВРД влечет за собой неблагоприятное расположение центра масс ракеты, приводящее к росту
степени статической неустойчивости ракеты на участке разгона и необходимость
принятия дополнительных мер по обеспечению стабилизации ракеты на участке разгона (усложнение системы управления,
установка дополнительных аэродинамических стабилизаторов и т.д.).
[21]
Следует отметить, что усилие от тяги СРС передается через упор, установленный в конце ракеты (в районе сопла СПВРД),
а величину тяги из энергетических соображений выгодно иметь по возможности больше.
В этом случае прочность конструкции, в том числе, определяется напряжениями в материале, возникающими от продольного
изгиба оболочки корпуса ракеты под действием тяги СРС.
[22]
Известно,
что при этом величина критической силы, вызывающей критические напряжения в материале конструкции, существенно (в
десятки раз) меньше величины той силы, что вызывает те же напряжения в случае,
например, растяжения.
[23]
Таким образом, размещение СРС внутри камеры сгорания СПВРД обладает следующими
недостатками:
- увеличение массы маршевой ступени за счет роста массы
СПВРД из-за неоправданного увеличения длины камеры сгорания;
- неблагоприятная центровка ракеты на участке ее
разгона;
- увеличение массы ракеты из-за необходимости обеспечить
прочность корпуса ракеты при продольном изгибе от силы тяги СРС.
[24]
С целью исключения указанных недостатков и
дальнейшего увеличения степени интеграции маршевой и разгонной ступеней
крылатой ракеты с СПВРД для достижения минимальных габаритов ракетного оружия предлагается крылатая ракета, содержащая маршевую
ступень со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем,
камера сгорания которого соединена воздушным каналом с воздухозаборником, и стартово-разгонную ступень с реактивным двигателем,
размешенную в камере сгорания двигателя маршевой ступени с возможностью
отделения и выброса через сопло, отличающаяся тем, что воздухозаборник…
