РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ |
(19)
RU
(11)
(13)
C2
| |||
| ||||
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
| Статус: Пошлина: | действует (последнее изменение статуса: 17.07.2017) учтена за 6 год с 25.10.2017 по 24.10.2018 |
(21)(22) Заявка: 2012145046/11, 24.10.2012
(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
24.10.2012
Приоритет(ы):
(22) Дата подачи заявки: 24.10.2012
(43) Дата публикации заявки: 27.04.2014 Бюл. № 12
(45) Опубликовано: 27.12.2014 Бюл. № 36
(56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: "Советская военная энциклопедия". Т-6.-М., 1978 г., с. 379. RU 2007134633 A 17.09.2007. US 3158062 A 24.11.1964
Адрес для переписки:
143966, Московская обл., г. Реутов, ул. Гагарина, 33, ОАО "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" |
(72) Автор(ы):
Дергачев Александр Анатольевич (RU), Бондаренко Леонид Александрович (RU), Сабиров Юрий Рахимзянович (RU), Лобзов Николай Николаевич (RU), Плюснин Андрей Владимирович (RU)
(73) Патентообладатель(и):
Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU) |
(54) СПОСОБ СТАРТА РАКЕТ С ПОДВОДНОЙ ЛОДКИ, НАДВОДНЫХ КОРАБЛЕЙ И НАЗЕМНЫХ НОСИТЕЛЕЙ ИЗ НЕЗАТОПЛЕННОЙ ПУСКОВОЙ УСТАНОВКИ И ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
(57) Реферат:
Изобретение относится к проектированию ракет, стартующих с подводных лодок, надводных кораблей и наземных носителей. На ракете, имеющей верхний пояс герметизации относительно пусковой установки, установлен нижний пояс герметизации. В кольцевой зазор между корпусами ракеты и пусковой установки в боковом направлении и между поясами герметизации производится предстартовый наддув до уровня гидростатического давления на глубине старта системой наддува, размещаемой в подракетном пространстве и соединенной с кольцевым зазором трубопроводами. Система наддува выполнена в виде баллонов высокого давления и оснащена клапаном отсечки после предстартового наддува и клапаном полного опорожнения после выхода ракеты из пускового устройства. Достигается возможность старта с подводной лодки не только из-под воды, но и с надводного положения, а также с надводного корабля. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Данное техническое решение относится к области ракетной техники и может быть использовано в пусковых установках (ПУ) подводных лодок (ПЛ), надводных кораблей и наземных носителей для ракет с "сухим стартом" (из незатопляемой перед стартом ПУ).
При "сухом" старте с глубины нескольких десятков метров крышка пусковой установки или транспортно-пускового стакана (ТПС) с находящейся в них ракетой должна открываться, а сам ТПС водой не затопляется, т.е. ТПС с открытой крышкой перед стартом обязательно герметизируется. Эта герметизация осуществляется, например, прочной мембраной (ракета "Трайдент", ракетный комплекс Д-11(Апальков Ю.В., Мант Д.И., Мант С.Д. «Отечественные баллистические ракеты морского базирования и их носители», С.-П., 2006 г., «ГалеяПринт») или расширенной головной частью самой ракеты (ракетный комплекс "Яхонт").
Такая организация "сухого" старта обеспечивает сохранность ракеты при многократных подготовках к пуску и последующей отменой пуска, не допуская коррозионного воздействия морской воды на корпус ракеты.
Для выбрасывания ракеты из ТПС "сухим" способом применяются, например, газогенераторы (ГГ) или пороховые аккумуляторы давления (ПАД). Эти пироустройства при работе создают повышенное давление в подракетном объеме и выталкивают ракету из ТПС [1].
Как только ракета начинает свое поступательное движение, герметизация в передней части ракеты нарушается (мембрана у "Трайдента" просто разрушается, а расширенная носовая часть ракеты "Яхонт" выходит из ТПС). Открывается кольцевой зазор между ракетой и ТПС, куда начинает втекать вода в случае пониженного в ТПС давления по сравнению с гидростатическим давлением воды на глубине старта. Такое втекание воды вызывает сжатие газа в кольцевом зазоре, что может привести к резкому повышению давления на боковую поверхность ракеты и развитию аварийной ситуации, например смятию корпуса ракеты.
Для предотвращения такого развития события можно, например, упрочнять корпус ракеты. Но это нежелательно из-за увеличения массы ракеты и понижения ее летных и боевых характеристик.
Можно также во избежание втекания воды обеспечивать в кольцевом зазоре между ракетой и ТПС повышенное давление пороховых газов (как в комплексе Д-11) или парогаза (например, для ракеты "Трайдент").
Однако воздействие пороховых газов на боковую поверхность ракеты имеет негативные стороны. Например, высокая температура пороховых газов явно нежелательна из-за возможного перегрева корпуса ракеты. В старте ракеты "Трайдент" температура парогаза в кольцевом зазоре специально понижается за счет пропускания пороховых газов ГГ через воду. Такое техническое решение влечет за собой размещение на ПЛ громоздкой конструкции парогазогенератора, снижение энергетических возможностей задействуемого для старта пороха, размещение парогазогенератора и большого количества пороха в жилых отсеках ПЛ в ущерб безопасности носителя, введение в конструкцию ПУ протяженных трубопроводов для подачи парогаза в ПУ и пр.
Принимая "сухой" старт "Трайдента" за ближайший аналог, авторы предлагают другое техническое решение для "сухого" старта.
Предлагаемое техническое решение состоит во введении в конструкцию пусковой установки нижнего пояса герметизации (обтюратора), устанавливаемого в корме ракеты и изолирующего кольцевой зазор между ракетой и ТПС от заданного объема в процессе старта, а также во введении в конструкцию пусковой установки устройства для наддува кольцевого зазора и подракетного пространства перед стартом. Это устройство для наддува размещается в подракетном объеме пускового стакана, соединено трубопроводами с кольцевым зазором для его наддува и выполнено, например, в виде малогабаритных баллонов высокого давления, например в 300 атм, наполненных нейтральным газом, например азотом.
На фиг.1 представлена ПУ, в которой:
1 - корпус пусковой установки,
2 - крышка ПУ,
3 - пусковой стакан в ПУ,
4 - ракета в ТПС,
5 - верхний пояс герметизации ракеты относительно ТПС,
6 - нижний пояс герметизации ракеты относительно ТПС (например, обтюратор),
7 - система наддува (баллоны) кольцевого зазора между поясами герметизации,
8 - трубопроводы для перепуска газа из системы наддува в кольцевой зазор,
9 - кольцевой зазор между ракетой и пусковым устройством,
10 - стартовое устройство, например ПАДы,
11 - подракетное пространство.
Устройство работает следующим образом.
По началу предстартовой подготовки открывается крышка пусковой установки 2, вода затопляет подкрышечное пространство до верхнего пояса герметизации 5, далее с помощью системы наддува 7 и ее трубопроводов 8 наддувается кольцевой зазор 9 и пространство под нижним поясом герметизации 11 до давления, равного гидростатическому на глубине старта или несколько превышающего его, затем подается сигнал на включение двигательной установки 10 (например, ГГ, или ПАДа, или двигателя). После выхода или разрыва верхнего пояса герметизации 5 из пускового стакана 3 сжатый воздух из кольцевого зазора 9 под действием движущегося вверх нижнего пояса герметизации 6 вытесняется из кольцевого зазора 9 в воду, препятствуя заполнению кольцевого зазора 9 водой и явлению гидроудара в нем.
Наддув кольцевого зазора 9 прерывается отсечкой устройства наддува по достижении заданного значения давления в кольцевом зазоре. После выхода ракеты из пускового стакана устройство наддува снова включается и полностью опорожняется, что позволяет за счет низкой температуры газа из системы наддува понизить давление в пусковом стакане при заполнении его водой после старта. В случае использования в системе наддува в качестве рабочего тела инертного газа, например азота, можно избежать явления вторичного догорания пороховых газов в ТПС при старте и тем самым понизить уровень давления на ракету.
Данная схема "сухого" старта характеризуется следующими особенностями:
- стартовые малогабаритные ГГ выбрасывают пороховые газы высокой температуры в задонный объем, резко увеличивая энергетику старта по сравнению со стартом на парогазе и уменьшая потребное для старта количество пороха в ГГ;
- высокотемпературные пороховые газы действуют только на дно ракеты, не поступая в кольцевой зазор из-за наличия обтюратора и не воздействуя на боковую поверхность ракеты;
- наддув кольцевого зазора проводится всего за несколько секунд до старта (до уровня гидростатического давления на глубине старта во избежание втекания воды в кольцевой зазор при старте);
- при выходе ракеты из ТПС в воду газы из кольцевого зазора имеют температуру окружающей среды и не вызывают бурных процессов теплообмена, как в случае истечения в воду высокотемпературных пороховых газов из кольцевого зазора;
- после старта производится полное опорожнение баллонов системы наддува, при этом давление в баллонах становится равным окружающему давлению, чем улучшается безопасность эксплуатации пусковой установки;
- устройство для наддува кольцевого зазора малогабаритное и не требует протяженных магистралей для подачи газа.
Таким образом, данное техническое решение позволяет решить следующие проблемы:
- уменьшить давление на боковые стенки ракеты и стакана, избежать явления гидроудара в кольцевом зазоре, сопровождающегося подъемом давления в десятки атмосфер, что может привести к аварийной ситуации;
- уменьшить вес конструкции ракеты и пускового стакана вследствие снижения требований к прочности;
- уменьшить время подготовки к старту ракеты и тем самым упростить предстартовую подготовку;
- унифицировать транспортно-пусковой стакан для различных ракетных систем и носителей ракетного оружия;
- использовать в качестве устройства для наддува кольцевого зазора малогабаритные баллоны высокого давления (например, до 300 атм), которые занимают малый объем в подракетном пространстве;
- повысить стабильность стартовых процессов в подракетном пространстве при работе газогенератора.
Отдельно надо подчеркнуть, что предлагаемое техническое решение позволяет осуществлять старт ракет с подводной лодки не только из-под воды, но и с надводного положения, а также старт с надводного корабля, решая проблему защиты боковой поверхности ракеты от высокого стартового давления пороховых газов или парогаза. В этом случае система наддува по признаку старта из надводного положения не задействуется, но опорожняется по выходу ракеты из пускового устройства.
В случае унификации пусковой установки предлагаемое техническое решение позволяет осуществлять старт ракет с наземных стационарных или мобильных установок, как и в случае старта ракет с надводного положения носителей.
Формула изобретения
1. Способ старта ракет с подводной лодки, надводных кораблей и наземных носителей из незатопленного пускового устройства, включающий предстартовый наддув пускового устройства, открытие крышки пускового устройства, запуск стартового устройства, отличающийся тем, что перед стартом наддувают кольцевой зазор пускового устройства и пространство под нижним поясом герметизации, отсекают наддув по достижении давления в кольцевом зазоре выше гидростатического давления на глубине старта.
2. Способ старта ракет по п.1, отличающийся тем, что после отсечки наддува и запуска стартового устройства снова включают систему наддува с подачей ее газа в задонное пространство до полного опорожнения системы наддува.
3. Пусковая установка для старта ракет с подводной лодки, надводных кораблей и наземных носителей, включающая пусковой контейнер с герметичной крышкой, стартовое устройство для выброса ракеты из пускового контейнера, систему наддува пространства между крышкой пусковой установки и ее стенками; отличающаяся тем, что на ракете установлены нижний и верхний пояса герметизации, система наддува размещена в подракетном пространстве и оснащена клапанами подачи газа и отсечки, кольцевой зазор между ракетой и пусковым устройством и между поясами герметизации соединен трубопроводами с системой наддува.
4. Пусковая установка по п.3, отличающаяся тем, что в качестве рабочего тела в системе наддува используется нейтральный газ, например азот.
Комментариев нет:
Отправить комментарий