Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет, страница 9

При огневом разделении двигатель передней ступени со. общает ей ускорение и одновременно тормозит отбрасываемую ступень струей вытекающих из него газон. В этом случае ступени соединяются одна с другой открытой фермой либо в обшивке переходника, соединяющего ступени, делаются окна для выхода газов. Отбрасываемая ступень иногда прикрывается защитным экраном.

На твердотопливных ракетах широко применяется огневая система разделеиияпосле полного выгорания топлива в отбрасываемой ступени. 46 Конструктивно огневая система разделения существенно проще тормозящей, поскольку она не имеет дополнительных агрегатов — тормозных двигателей или сопел сброса газов наддува. Процесс разделения торможением, будучи относительно длительным, приводит к заметным потерям в дальности полета, в то время как огневое разделение сопровождается значительными возмущениями движения ракеты.

Разделение ступеней ракет пакетной схемы осуществляется посредством создания поперечных импульсов сил, отбрасывающих боковые блоки в стороны от центрального ~87). В качестве средств крепления ступеней получили распространение разрывные болты, мгновенно обрывающиеся при подаче,на ннх импульса электрического тока. Можно указать на три класса систем отделения боевых частей: тормозящие, расталкивающие и комбинированные (38ь ~39ь ~851. Первые осуществляют отделение за счет притормаживания корпуса ракеты; вторые — путем расталкивания боевой части и корпуса ракеты силами, действующими в направлении их продольных осей; третьи — сочетают расталкивание нли притормаживание с поворотом корпуса ракеты вокруг поперечной оси либо поперечной и продольной одновременно.

Торможение корпуса ракеты возможно тремя спосо. бами; — тормозными двигателями, обычно твердотопливными; — газами наддува топливных баков; — аэродинамическими силами. Тормозные твердотопливные двигатели размещаются на переднем либо на хвостовом отсеке верхней ступени. Ввиду перемещения центра давления назад за счет выступающих за обвод корпуса обтекателей тормозные двигатели следует размещать на хвостовом отсеке. Из-за относительно небольшой массы тормозных двигателей на положение центра масс ракеты их размещение сказывается мало. В случае размещения тормозных двигателей на переднем отсеке возникают дополнительные небольшие возмущения в движении боевой части от действия скоростного напора газов, вытекающих из тормозных двигателей. При решении этого вопроса следует принять во внимание и удобства эксплуатации.

Система торможения корпуса газами наддува топливного бака имеет небольшую массу и обладает всеми достоинствами систем с тормозными твердотопливными двигателями, однако не во всех случаях ее можно применять, поскольку давление наддува невелико и может оказаться недостаточным для создания необходимого тормозного импульса. Торможение корпуса ракеты аэродинамическими силами возможно лишь в тех случаях, когда отделение происходит в достаточно плотных слоях атмосферы. Тормозящие системы ие только обеспечивают минимальные возмущения при движении боевой части, но, что особенно важно, позволяют производить отделение в период после- действия 'двигателя, устраняя таким образом рассеивание из-за разброса импульса последействня.

Вместе с тем в случае применения тормозных двигателей возрастает пассивная масса ступени. В качестве расталкивающих устройств отделения могут быть использованы трн типа механизмов ~толкателей): пнев'матические, пружинные и пороховые. Источником энергии для пневматических механизмов отделения служит управляющее давление пневмосистемы ракеты либо давление наддува переднего топливного бака.

Расталкивающие системы отделения при приемлемых габаритах и массе обладают относительно небольшим импульсом силы, вследствие чего вступают в действие по окончании периода последействия, увеличивая таким образом рассеивание траекторий полета. Комбинированные системы, осуществляя отделение с одновременным или последующим поворотом корпуса, увеличивают надежность отделения боевой части. Для поворота корпуса ракеты может использоваться: — сброс давления наддува топливного бака через боковой насадок; — импульс тяги небольшого твердотопливного ракетного двигателя; — вскрытие отсечек, выполненных на боковой поверхности двигателя для случая твердотопливной ракеты.

Комбинированные системы отделения могут вступать в действие до окончания периода последствия, уменьшая таким образом рассеивание ракет. При создании ракет необходимо использовать материалы с высокой удельной прочностью с„ Х р Э где ч,— предел прочности материала в н~мз; р — плотность материала в кг/мз. Для изготовления корпуса ракеты применяются алюминиевые, магниевые и тнтановые сплавы, высоколегированные стали, пластмассы н стеклопластики.

Узлы и агрегаты двигателей изготавливают в основном из легированных сталей и алюминиевых сплавов. Для изготовления корпусов и сопел двигателей твердотопливных ракет широко применяются стеклопластики. Масса их при конструировании получается ~В значительно меньше массы двигателей, изготовленных извысоколегированных специальных сталей [87). Прн выборе материалов принимается во внимание нх стоимость и антикоррозионная стойкость в условиях длительного хранения ракет, в том числе в заправленном состоянии.

Применяются два вида принципиальных схем жидкост- . ных ракетных двигателей: открытая и замкнутая. В двигателях открытой' схемы часть топлива выбрасывается за борт ракеты в виде выхлопных газов турбины. При этом суммарная удельная тяга двигателя снижается. В двигателях замкнутой схемы .турбогаз поступает в камеру сгорания, где дожигается и вытекает из сопла 'с большой скоростью вместе с остальным топливом.

Для управления ракетами могут применяться автономные системы управления, системы радиоуправления н комбинированные системы, сочетающие две первых. Известная чувствительность радиосистем к помехам делает их применение не всегда целесообразным. Для пуска ракет используются как стационарные, так и подвижные пусковые установки. Стационарные пусковые установки могут быть наземными и подземными (шахтными). В качестве подвижных стартовых средств могут использоваться подводные лодки, надводные корабли и сухопутные ' железнодорожные и грунтовые специальные подвижные пусковые установки [39). Тип пускового устройства является одним из важных факторов, которые должны учитываться при выборе принципиальной конструктивно-компоновочной схемы ракеты. Приведенное выше даже краткое рассмотрение возможных решений по выбору конструктивно-компоновочной схемы ракеты свидетельствует о многочисленности вариантов ракет, которые получаются в результате баллистического проектирования.

В табл. 1.4 приведены основные характеристики некоторых американских ракет, заимствованные из работ [38), [39), [41), [42), [44), [45), [87). Часть характеристик (например, р„ь 7. ~) получена расчетом. ЖРД ЖРД ЖРД 2 150 4 650 2 545 3 2700 1,5 118 1! 0-113 3,05 3,0 12,0 12,0 31 —: 33 3,0 3,0 30 3,0 2,4 40,2 6,55 ,5,5 36,6 9,7 3,0 3,0 47,9 6,55 6,55 88,1 10 10 6,55 26,2 3,0 10,5 10,0 7,3 6,1 12200 11400 12700 57 69,4 48 22 40 45 57 69,4 63 56 40 40 0,5 0,15 0,6 0,2 07 0,7 0,15 0,7 0,15 0,7 0,15 0,15 0,77 0,715 0,73 1,52 0,782 1,31 0,83 1,52 2,58 0,740 0,610 0,457 0,83 0,75 0,745 0,787 0,788 0,696 0,92 0,707 0,770 0,88 1,09 270 298 316 260 282 394 422 250 284 420 255 292 420 250 280 310 309 Тип двигателя Число ступеней' Стартовый вес т„у Наибольший поперечный размер, м Длина ракеты 1, м Диаметры ра- 1 Р! кеты но сту- ( В, пеням, м Х) в Относительная 1у длина ракеты— В, Параметр Р'„ив кг и' мз Давление в 1 рк! камере, ~ Ркз бар Ркз Давление в выкодном сечении Рпз сопла, бар Тязовоорузкеиность ~ "пз 1пз Коэффициент ~)зкз рк! ркз ркз Отношения! рк рк! ркьь! ркз)ркз рз! Руд з! Удельная 1 уд и! тяга, сек Руд „, ' удив 1ст — ЖРД РДТТ -+4ст- ЖРД 0,79 0,83 1,28 0,55 0,64 0,51 1,07 0,80 ' 0,75 245 298 316 314 ЖРД ЖРД 19,2 4,9 8,81 8,7 27000 16600 427,5 139 533,5 112 27 386 45,6 2009 422 103 380 114 29,5 10 415 101 91,5 17,5 1,21 0,46 5,1 1,б 48,6 8,0 ° 1,0 1,7 О,б 1,7 0,59 5,1 1,2 .80 1,8 0,57 0,20 178 6,2 5 3 3,9 2,1 3 3,2 80 7,5 2,5 2,9 45 8,45 51 14 136 32,6 9,0 2350 Равно- РадноНнер- ннерциаиь- цнвиьнаа нан Рады о.

ннер. цналь.наа Радио- ннераваль. нак Радно- кнерцн аль- наа 1,5 —: —;2,8 3,6 135 1,5 —: —;2,8 !4,5 Авве за н-З)+ +четыредокнсь квота Жидкий кИслород+ +жндк нй водород Жндкнй кислород+ +неро- вна Топливо Керосин РР-1-1- +жалкий кнслорол 52 | Ракеты Параыетры Вес топлива, т Вес топлива ыг по ступеням, т Вес ланга- тдв.г телей по тлв. а ступе- тдв.

в пям, т тлв.е Сухой вес всей ракеты,т Сухой иес тс, ракеты по т,а ступеням, т,в т тсе Вес приборов системы управления т„„кг Тип системы упранления Вес боевой части или КА, т 40 132 !ст.— снесевое твердое сонливо; 2-4 ст.— Авро энн-ло+ +четырекокнсь квота Оннелнтеаь— жидкий кислоролс горючее: 1 ст.— 42Р111 2 сй— жндкнй водород 2534 109 рално- Инернкер- анальнаа анель. нав Окне лнтельжидкий кислород; горючее: 1 ст.— РР.1; 2,2 ст.— жнлкай волорол' 13 24,7 13,62 19,7 5 19,7 5 9,75 3,'В7 45 2,13 0,20 14 1,9, 0,5 О,!4 1,9 0,5 0,14 1,17 О,'65 0,87 О 2В 1О 3,6 О',5В О,О39 123 150 Инерцазль пав Инер- Нналь- ваз Рздяовнар.

пяаль- кзз Инерцн аль- яае Инер. пяаль- наа Инер- днзль- вая Радио- нвер- няаль- нав Инер- цйаль- ная Ипер- цвзль- нав 0,5 0,23 0,75 0,43 0,6 0,66 0,66 Жалкий кзсзо. род+кеооснн йР-1 То же, что у Мннптмена ! Перклорат аммонна+ +полн- бута- анен- акрнлозаз ки- слота Перхлорат аммоннк+ +полиуретан я алв- мнннй Жнаквй кислород+керосна ЯР-1 Оквс- тельжндкнй квело.