[1]
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.
[2]
Известна противоградовая ракета "Небо", (см. статью М.Т.Абшаева и др. "Новые противоградовые комплексы "Небо" и "Кристалл"). Запуск
указанной ракеты происходит с помощью маршевого двигателя. Невысокая стартовая скорость ракеты при неблагоприятных погодных условиях в точке старта приводит к большому рассеиванию ракет.
[3]
Известна ракетная пусковая установка (см. патент США N 3712226, МКИ F 42 B 15/10, 15/16), принятая за прототип
Установка содержит установленный на пусковую трубу реактивный снаряд с
маршевыми двигателями, газогенератор, обеспечивающий запуск снаряда с высокой начальной скоростью.
[4]
Недостатком прототипа является то, что длина пусковой трубы, от которой в большой
степени зависит начальная скорость реактивного снаряда, влияет на геометрические параметры самого снаряда, что, в свою очередь, приводит к неоправданному увеличению его массы. Кроме того, для
обеспечения запуска двигателей снаряда и газогенератора требуются несколько каналов инициирования, что снижает надежность системы в целом.
[5]
Целью настоящего изобретения является
улучшение энергомассовых характеристик ракеты и повышение надежности ее запуска.
[6]
Поставленная цель достигается тем, что в ракете, стартующей из пусковой трубы, заглушенной с донной
части, и содержащей маршевый двигатель с соплом, газогенератор, механизмы фиксации в трубе, в ней газогенератор 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, при этом расходные отверстия газогенератора выполнены газосвязанными с
полостью пусковой трубы, а на его наружной поверхности выполнены ответные элементы механизма фиксации.
[7]
На фиг. 1 изображена заявляемая ракета, установленная в пусковую трубу.
[8]
Ракета содержит маршевый двигатель твердого топлива 1, сопло 2, складывающиеся стабилизаторы 5, газогенератор, содержащий камеру сгорания 4, с размещенной там топливной массой, корпус 3 с
обечайкой 6. Газогенератор закреплен на сопле с помощью тарированных элементов 16. Между соплом двигателя, обечайкой и корпусом расположена запальная полость 7, связанная с помощью отверстий 8 с
камерой сгорания газогенератора. Внутри последнего расположен газоход 9, газосвязанный с пироинициатором 10. На корпусе газогенератора расположены расходные отверстия 11, связывающие камеру сгорания с
полостью 13 пусковой трубы 12. На пусковой трубе расположены механизмы фиксации 14, взаимодействующие с ответными элементами 15, расположенными на газогенераторе.
[9]
Ракета функционирует
следующим образом.
[10]
Перед стартом ракета устанавливается в пусковую трубу 12 и с помощью механизмов 14 и ответных элементов 15 стопорится относительно последней.
[11]
После
подачи команды на запуск ракеты срабатывает пироинициатор 10, продукты сгорания которого по газоходу 9 попадают в запальную полость 7 и через сопло 2 и отверстия 8 воспламеняют заряд маршевого
двигателя ракеты и топливную массу газогенератора. Продукты сгорания двигателя и газогенератора заполняют запальную полость и полость 13 пусковой трубы и при расчетном силовом воздействии на ракету
происходит расстыковка тарированных элементов 16, в качестве которых могут быть использованы штифты, винты с расчетным сечением, пружинные фиксаторы, цанги и т.д. Ракета под действием давления газов в
пусковой трубе выстреливается из нее. Дальнейший полет происходит за счет тяги маршевого двигателя.
[12]
Таким образом, использование данного технического решения позволяет осуществить
надежный запуск маршевого двигателя и газогенератора по одному каналу задействования, а также улучшить энергомассовые характеристики ракеты за счет более рационального использования параметров самой
ракеты и пусковой трубы.