Система старту і орієнтації літального апарата

1. Система старта и ориентации летательного аппарата, включающая стартовые средства, аэродинамические рули с приводом и средства ориентации, размещенные в хвостовой части ракеты и содержащие, по меньшей мере, один газогенератор и соединенные с ним реактивные сопла, о т л и ч а ю щ а я с я "тем, что она снабжена кольцевым корпусом, который предназначен для жесткой связи с корпусом летательного аппарата, а средства ориентации размещены в кольцевом корпусе, причем внутренняя поверхность кольцевого корпуса выполнена конусообразной и покрыта теплоизоляционным материалом с образованием участка сопла, профиль которого является продолжением профиля сопла маршевого двигателя ракеты. 2. Система по п.1, о т л и ч а ю щ ая с я тем, что кольцевой корпус содер жит средства его отделения от летательного аппарата в полете. " 3 . Система по п.1 или 2, о т л ичаю щаяся тем, что реактивные сопла средств ориентации расположены в одной плоскости, перпендикулярной продольной оси участка сопла. 4. Система по пп.1, 2 или 3, о т л ич а ю щ а я с я тем, что стартовые средства выполнены в виде пускового контейнера с передней и задней крышками, полость которого имеет цилиндрическую форму и предназначена для размещения в ней летательного аппарата, порохового аккумулятора давления, размещенного в донной части контейнера, закрытой задней крышкой и защитной заглушки с конусообразной боковой поверхностью, профиль которой повторяет профиль, по меньшей мере, части поверхности газоводасопла кольцевого корпуса, причем в хвостовой части кольцевого корпуса выполнен поршневой буртик, диаметр которого равен диаметру плоскости контейнера, а в контейнере выполнена опора с разрывными элементами, предназначенными для крепления кольцевого корпуса над аккумулятором давления. 5. Система по п.4, о т л и ч а ю щаяся тем, что защитная заглушка выполнена выпукло-вогнутой формы с выпуклостью, обращенной в сторону маршевого двигателя. 6. Система по п.4 или 5, о т л и ч аю щ а я с я тем, что в пусковом контейнере в зоне крепления кольцевого корпуса выполнена проточка, размеры которой выбраны с учетом заданной пропускной способности зазора, образованного ею от-носительно поршневого буртика кольцевого корпуса, а передняя крышка выполнена с обеспечением возможности ее раз С > UJ О з. 27153 рыва при заданном давлении в полости контейнера. 7. Система по пп. 3, 4, 5 или 6, о т л и - ч а ю щ а я с я тем, что она снабжена тягами, закрепленными в кольцевом корпусе, газогенератор выполнен кольцевым и соединен с реактивными соплами посредством питающих каналов-газоводов, выполненных в кольцевом корпусе, реактивные сопла выполнены идентичными, попарно лежащими в одной плоскости, причем реактивные сопла каждой пары противоположно направлены и связаны с одним концом соответствующей тяги с обеспечением возможности распределения газового потока между ними от их общего канала-газовода кольцевого корпуса, а каждая тяга своим вторым концом связана с соответствующим рулем с возможностью их совместного поворота. 8. Система по п.7 о т л и ч а ю щ а я с я тем, что она снабжена термостойкими кольцевыми втулками, размещенными перед концом выходного патрубка соответствующего канала-газовода с возможностью продольного перемещения в нем, каждая тяга закреплена на кольцевом корпусе в средней своей части посредством оси вращения, причем каждая пара реактивных сопел выполнена в первом конце каждой тяги в виде коленообразных каналов с конусообразными выходными раструбами и с приемными отверстиями, которые обращены к выходному отверстию их общего канала-газовода, и диаметры которых равны внутренним диаметрам термостойких кольцевых втулок, а контактирующие поверхности первого конца каждой тяги и кольцевого корпуса теплоизолированы, 9. Система по п.5, о т л и ч а ю щаяся тем, что каждая пара реактивных сопел выполнена в кольцевом корпусе в виде единого сквозного прямолинейного канала с конусообразными выходными раструбами, в кольцевом корпусе выполнены глухие радиальные отверстия, ось каждого из которых, во-первых, проходит через центр соответствующего прямолинейного канала, перпендикулярна оси последнего и лежит с ней в одной плоскости, во-вторых, перпендикулярна оси выходного патрубка соответствующего общего канала-газовода и лежит с ней во второй плоскости, и, в-третьих, лежит на пересечении первой и второй плоскостей, каждая тяга закреплена на кольцевом корпусе своим первым концом посредством стержня, покрытого слоем термостойкого композиционного материала и размещенного свозможностью вращения в соответствующем глухом радиальном отверстии, покрытом теплоизоляционным слоем, причем в слое композиционного материала каждого стержня выполнена проточка с обеспечением возможности распределения газового потока между реактивными соплами пары. 10. Система по пп. 3, 4, 5 или 6, о тличающаяся тем, что средства ориентации выполнены в виде импульсных твердотопливных реактивных двигателей, размещенных в кольцевом корпусе равномерными рядами по его высоте, с ориентацией каждого сопла импульсного двигателя перпендикулярно продольной оси газов ода-сопл а кольцевого корпуса, причем, по меньшей мере, каждый ряд образован импульсными двигателями одного типоразмера. 11. Система по п. 10, о т л и ч а ющ а я с я тем, что по меньшей мере, у импульсных двигателей наименьшей мощности, образующих один ряд, оси выходных раструбов сопел направлены по касательным к кольцевому корпусу. 12. Система по п. 10, о т л и ч а ющаяся тем, что выходные раструбы двигателей сопел первого ряда выполнены с возможностью перемещения тангенциально по отношению к кольцевому корпусу, причем выходные раструбы сопел двигателей другого ряда, являющихся двигателями того же типа, что и двигатели первого ряда, направлены противоположно выходным раструбам сопел двигателей первого ряда. Приоритет 6 - 27.10.94. Приоритет 03.07.95. по пп. 1, 2, 3, 4, по пп. 5, 7-12 П р и о р и т е т по п р и з н а к у "Поршневые буртики" - 03.07.95. 27153 Настоящее изобретение относится к системам старта и ориентации летательных аппаратов, в частности ракет, и может найти применение в малогабаритных или крупногабаритных ракетах типа 5 "земля-воздух", "воздух-воздух" либо "земля-земля". Исполнительная система старта и ориентации ракеты включает стартовые средства, аэродинамические рули с при- 10 водом и средства ориентации, предназначенные для размещения в хвостовой части ракеты и выполненные на основе газогенераторов, соединенных с реактивными соплами [1]. 15 Данной системой можно дополнить ракету с наклонным запуском (в целях вышеуказанной модернизации) без существенного переоснащения конструкций последней. В данной системе предусмотрен 20 сброс Лси^ивнои массы отработавших средств ор '(Энпзции. Однако конструктивная сложность, громоздкость средств ориентациі, рассчитанных исключительно на использование высокотоксичного жид- 25 кого топлива (гидразина), в этой известной системе осложняет ее применимость. Поскольку указанные средства ориентации располагаются на траектории выброса газа из сопел двигателей движущейся 30 ракеты, существует необходимость предусмотреть обязательный сброс средств ориентации ракеты сразу после ее разворота на цель, причем этот сброс может осуществляться только непосредственно 35 перед запуском маршевых двигателей, т. е. над стартовой площадкой,, что создает сложность выполнения боевых действий и опасность для обороняемого объекта. Ни одна из вышерассмотренных ис- 40 полнительных систем старта и ориентации ракеты не позволяет обеспечивать перехват ближней цели в затрудненных условиях вертикального запуска, например, .с площадки, расположенной в окружении 45 лесного массива. Это прежде всего связано с исполнением стартовых средств в этих системах, которые не позволяют быстро достичь высоты порядка 40 метров, необходимой для безопасного осу- 50 ществления маневра по нацеливанию ракеты и включению маршевого двигателя. Главной задачей, решаемой настоящим • изобретением, являлось создание универсальной исполнительной системы 55 запуска и ориентации ракеты, равно воплотимой как в крупногабаритных, так и в малогабаритных ракетах, позволяющей осуществлять сброс пассивной массы отработавших средств ориентации на зна чительном расстоянии от стартовой площадки. Рассматриваемая система предназначена - при минимальных затратах на ее изготовление - для оснащения любой ракеты с наклонным стартом и обеспечивать возможность организации круговой обороны. Предлагаемая, согласно изобретению, исполнительная система старта и ориентации ракеты, включающая стартовые средства, аэродинамические рули с проводом и средства ориентации, предназначенные для размещения в хвостовой части ракеты и выполненные на основе по меньшей мере одного газогенератора и соединенных с ним реактивных сопел, снабжена кольцевым корпусом, который предназначен для жесткой связи с корпусом ракеты, а средства ориентации размещены в кольцевом корпусе, причем внутренняя поверхность кольцевого корпуса выполнена конусообразной и покрыта теплоизоляционным материалом с образованием газовода-сопла, проточный профиль которого является продолжением профиля сопла маршевого двигателя ракеты. Кольцевой корпус может быть выполнен с возможностью его отделения от ракеты в полете, что позволяет оптимизировать энергозатраты и сбросить полностью пассивную массу отработавших средств ориентации в заданный момент времени вне зоны стартовой площадки. Согласно одному из вариантов выполнения изобретения реактивные сопла средств ориентации располагают в одной плоскости, перпендикулярной продольной оси газовода-сопла. Тем самым обеспечивается полноценное использование энергии реактивных струй при ориентации ракеты и, как следствие, перехват цели в непосредственной близости от стартовой площадки. В случае вертикального или наклонного запуска стартовые средства рекомендуется выполнить в виде пускового контейнера с передней и задней крышками, полость которого имеет цилиндрическую форму и предназначена для размещения в ней ракеты, порохового аккумулятора давления, размещенного в донной части контейнера, закрытой задней крышкой, и защитной заглушки с конусообразной боковой поверхностью, профиль которой повторяет профиль по меньшей мере части поверхности газовода-сопла кольцевого корпуса. В хвостовой части кольцевого корпуса выполнен поршневой буртик, диаметр которого равен диаметру полости контейнера, а в контейнере выпол 7. 27153 нєна опора с разрывными элементами, Предназначенными для крепления кольцевого корпуса над аккумулятором давления. Это позволяет организовать старт ракеты из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления, благодаря чему создается возможность перехватить цель, внезапно появившуюся в непосредственной близости от стартовой площадки, расположенной в крайне неудобных условиях (например, находящейся в окружении лесного массива либо на палубе корабля с высокими надстройками). Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения защитная заглушка имеет выпукло-вогнутую форму, причем выпуклость должна быть обращена в сторону ее двигателя. Данное исполнение защитной заглушки позволяет, как более подробно описано ниже, обеспечить максимальную надежность и эффективность ее работы в составе исполнительной системы. В пусковом контейнере в зоне крепления кольцевого корпуса может быть выполнена проточка, размеры которой выбирают с учетом заданной пропускной способности зазора, образованного ею относительно поршневого буртика кольцевого корпуса. При этом передняя крышка контейнера должна быть выполнена с обеспечением ее разрыва при заданном давлении в полости контейнера. Данное сочетание признаков обеспечивает, как описано ниже, своевременное самоудаление передней крышки с пускового контейнера с минимумом энергозатрат непосредственно перед пуском ракеты. В первом варианте выполнения изобретения исполнительная система старта и ориентации ракеты может быть снабжена тягами, закрепленными на кольцевом корпусе; при этом газогенератор выполняют кольцевым и соединяют с реактивными соплами посредством питающих каналовгазоводов, выполненных в кольцевом корпусе, а реактивные сопла выполняют идентичными, попарно лежащими в одной плоскости. Реактивные сопла каждой пары противоположно направлены и связаны с одним концом соответствующей тяги с обеспечением возможности распределения газового потока между ними от их общего канал а-газо вода кольцевого корпуса. Каждая тяга своим вторым концом связана с соответствующим рулем с возможностью их совместного поворота. Соответственно поворот аэродинамических рулей и средств ориентации производится от единого привода. 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 8 Согласно настоящему изобретению предусмотрены две возможных модификации первого варианта выполнения исполнительной системы старта и ориентации ракеты. Согласно первой модификации исполнительная система снабжена термостойкими кольцевыми втулками, каждая из которых размещена в выходном патрубке соответствующего канала-газовода с возможностью продольного перемещения в нем. Каждая тяга закреплена на кольцевом корпусе в своей средней части посредством оси вращения. Каждая пара реактивных сопел выполнена в виде коленообразных каналов с конусообразными выходными раструбами и с приемными отверстиями, которые обращены к выходному отверстию их общего каналагазовода и диаметры крторых равны внутренним диаметрам термостойких кольцевых втулок. Контактирующие поверхности первого конца каждой тяги и кольцевого корпуса уеплоизолированы. Согласно второй модификации первого варианта выполнения исполнительной системы старта и ориентации ракетьі предусмотрено, что каждая пара реактивных сопел выполнена в кольцевом корпусе в виде единого сквозного прямолинейного канала с конусообразными выходными раструбами, в кольцевом корпусе выполнены глухие радиальные отверстия, ось каждой из которых, во-первых, проходит через центр соответствующего прямолинейного канала, перпендикулярна оси последнего и лежит в ней в одной плоскости, во-вторых, перпендикулярна оси выходного патрубка соответствующего общего канала-газовода и лежит с ней во второй плоскости и, в-третьих, лежит на пересечении первой и второй плоскостей, каждая тяга закреплена на кольцевом корпусе своим первым концом посредством стержня, покрытого слоем термостойкого композиционного материала и размещенного с возможностью вращения в соответствующем глухом радиальном отверстии, покрытом теплоизоляционным слоем, причем в слое композиционного материала каждого стержня выполнена проточка с обеспечением возможности распределения газового потока между реактивными соплами пары. Обе эти модификации первого варианта выполнения исполнительной системы старта и ориентации ракеты компактны, равно как технологичны и характеризуются высокой надежностью работы средств ориентации от привода аэродинамических рулей. 27153 Согласно второму варианту выполнения исполнительной системы старта и ориентации ракеты средства ориентации выполнены в виде импульсных твердотопливных реактивных двигателей, размещен- 5 ных в кольцевом корпусе равномерными рядами по его высоте с ориентацией каждого сопла импульсного двигателя перпендикулярно продольной оси газоводасопла кольцевого корпуса, причем по 10 меньшей мере каждый ряд образован импульсными двигателями одного типоразмера. Этот вариант выполнения характеризуется простотой сборки средств ориентации в кольцевом корпусе, позволяет 15 обеспечить независимость работы аэродинамических рулей и средств ориентации, обеспечивает реактивное управление по тангажу и курсу. Во втором варианте выполнения сис- 20 темы старта и ориентации ракеты по меньшей мере у импульсных двигателей наименьшей мощности, образующих один ряд, рекомендуется направлять оси выходных раструбов сопел по касательным к коль- 25 цевому корпусу. Благодаря этому обеспечивается возможность осуществления реактивного управления ракетой по крену. На фиг. 1 представлен вид сбоку с 30 частичным разрезом исполнительной системы старта и ориентации ракеты, иллюстрирующий первую модификацию первого варианта выполнения; на фиг.2 поперечное сечение исполнительной сис- 35 темы на уровне реактивных сопел средств ориентации, вид в разрезе по II-II по фиг.1; на фиг. 3 - увеличенное изображение в разрезе части III по фиг.2; на фиг. 4 вид сбоку с частичным разрезом испол- 40 нительной системы, иллюстрирующей вторую модификацию первого варианта выполнения; на фиг. 5 - увеличенное изображение части V по фиг.4; на фиг. 6 поперечное сечение кольцевого корпуса 45 исполнительной системы на уровне горизонтальной оси реактивных сопел средств ориентации, вид в разрезе по VI-VI по фиг.4; на фиг. 7 - увеличенное изображение продольного сечения исполнительной 50 системы в области реактивных сопел, вид в разрезе по VH-VII по фиг. 6; на фиг. 8 вид сбоку в частичном разрезе исполнительной системы, иллюстрирующий второй вариант выполнения. 55 Хотя ниже рассмотрен вариант, согласно которому в качестве летательного аппарата используется ракета, запускаемая вертикально со стартовой площадки, размещенной либо на земле, либо на борту 10 корабля, представляется очевидным, что указанный летательный аппарат может быть запущен (горизонтально) с летящего носителя, причем в качестве указанного летательного аппарата помимо ракеты может быть использован, например, б с пилотный самолет. Исполнительная система старта и ориентации ракеты 1 (фиг.1) включает аэродинамические рули 2 с приводом (на чертежах условно не показан), традиционно расположенным внутри ракеты, кольцевой корпус 3 и стартовые средства (на фиг. 1 условно не показаны). В теле кольцевого корпуса 3 размещены средства ориентации, выполненные на основе по меньшей мере одного газогенератора 4 и соединенных с ним реактивных сопел 5, которые выходят на внешнюю поверхность кольцевого корпуса 3 ракеты 1. Внутри корпуса ракеты 1 находится маршевый двигатель, с соплом 6 которого соосен кольцевой корпус 3. Внутренняя поверхность кольцевого корпуса 3, выполненная конусообразной и покрытая теплоизоляционным, например, углеводородсодержащим композиционным материалом, образует участок сопла 7, проточный профиль которого является продолжением профиля сопла 6 маршевого двигателя ракеты (как это наглядно представлено на фиг.4). Кольцевой корпус 3 выполнен с возможностью его отделения от ракеты 1 в полете, поскольку он закреплен на корпусе ракеты 1 с помощью разрывных болтов 8 с пиротолкателями 9 (фиг.4). В состав стартовых средств входят пусковой контейнер 10, пороховой аккумулятор 11 давления и защитная заглушка 12 (фиг.4). Пусковой контейнер 10 снабжен передней и задней крышками. Полость контейнера выполнена цилиндрической и с размерами, позволяющими разместить в ней ракету 1 со сложенными рулями 2 (верхняя часть контейнера с передней крышкой на чертежах условно не показана). Пороховой аккумулятор 11 давления размещен в донной части пускового контейнера 10, закрытой съемной задней крышкой 13. В донной части контейнера 10 имеется опора 14, предназначенная для крепления кольцевого корпуса 3 в сборе с ракетой 1 над аккумулятором 11. Крепление кольцевого корпуса 3 на опоре 14 осуществляется разрывными элементами, например, разрывными болтами. Для обеспечения возможности скольжения кольцевого корпуса 3 по направляющей цилиндрической поверхности полости контейнера 10 кольцевой корпус 3 11. 27153 в хвостовой части имеет поршневой буртик 15, диаметр которого равен диаметру полости контейнера 10. Защитная заглушка 12, предназначенная для плотной посадки (по типу пробки) на участке газоводасопла 7 кольцевого корпуса 3, выполняется выпукло-вогнутой формы и с конусообразной боковой поверхностью, профиль которой повторяет профиль по меньшей мере части поверхности участка газовода-сопла 7. Выпуклость заглушки 12 обращена в сторону ее наименьшего диаметра (т. е. ориентирована к маршевому двигателю ракеты). Заглушка 12 может быть металлической или выполнена из теплозащитного композиционного материала, например, на основе эпоксидной смолы с графитовым наполнителем. В пусковом контейнере 10 в зоне крепления кольцевого корпуса 3 напротив поршневого буртика 15 выполнена проточка 16 (фиг.5). Размеры проточки 16 выбирают, исходя из заданной пропускной способности зазора, образованного проточкой 16. При этом передняя крышка контейнера 10 выполняется саморазрушающейся при заданном давлении на нее изнутри, для чего ее изготавливают из хрупкого полимера, например, из пенополиуретана, со строго фиксированной толщиной и герметично закрепляют на контейнере 10. Возможны два варианта выполнения этой исполнительной системы старта и ориентации ракеты. Каждому варианту присущи своя конструкция кольцевого корпуса 10 и свой режим работы средств ориентации. В первом варианте реактивные сопла 5 средств ориентации расположены в одной плоскости, перпендикулярной продольной оси участка газовода-сопла 7 кольцевого корпуса 3 (см. фиг. 1-4, 6 и 7), а во втором варианте - в нескольких таких плоскостях (см. фиг. 8). Но в обоих случаях, как поясняется ниже, обеспечивается ориентация ракеты 1 по тангажу, курсу и крену. Первый вариант выполнения исполнительной системы предполагает в свою очередь наличие двух возможных модификаций. Первая проиллюстрирована на чертежах, приведенных на фиг. 1, 2 и 3, а вторая - на чертежах, приведенных на фиг. 4, 6 и 7. Обеим модификациям первого варианта присущие кольцевое исполнение газогенератора (например, твердотопливного), находящегося в теле кольцевого корпуса 3, в котором выполнены питающие каналы-газоводы 17, соединяющие газогенератор 4 с реактивными соп 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 12 лами 5 (см фиг.1 и 4). Реактивные сопла 5 идентичны и сгруппированы в пары, лежащие в одной плоскости; к каждой паре подведен СРОЙ канал-газовод 17 (см. фиг. 2 и 6). Реактивные сопла 5 каждой пары направлены противоположно друг по отношению к другу и связаны с одним концом соответствующей тяги 18. Число тяг 18 равно числу рулей 2, которых может быть, например, четыре. Каждая тяга 18 закреплена на кольцевом корпусе 1 и вторым своим концом связана со своим рулем 2 посредством V-образной вилки 19 (см. фиг. 1 и 4), шарнирно закрепленной на тяге 18, охватывающей заднюю кромку руля 2 и прижатой к рулю 2 пружиной (последняя на чертежах условно не показана). Пружина обеспечивает безлюфтовое взаимодействие пары "вилка 19 - руль 2". Как описано ниже, за счет этого обеспечивается возможность совместного поворота т^г 18 с рулями 2, приводящего к требуемому распределению газового потока, постоянно истекающего из каждого канал а-газ овода 17 в каждую пару реактивных сопел 5. Согласно первой модификации первого варианта выполнения исполнительной системы тяги 18 закреплены в своей средней -части на кольцевом корпусе посредством осей вращения 20 (см. фиг. 1), причем каждая тяга 18 соприкасается с кольцевым корпусом 3 своим первым концом, содержащим пару реактивных сопел 5 в виде коленообразных каналов с соосиыми конусообразными выходными раструбами, обращенными в противоположные стороны (см. фиг. 3). Приемные отверстий этих коленообразных каналов обращены к выходному отверстию их общего канала-газовода 17. В зоне этих отверстий кольцевой корпус и контактирующий с ним с возможностью скольжения конец тяги 18 теплоизолированы накладками 21 и 22, выполненными, например, из композиционного материала с графитовым наполнителем, причем накладки 21 и 22 необходимы для предотвращения эрозии контактирующих поверхностей от агрессивного воздействия горячего газа, попадающего в зазоры скользящей пары "тяга 18 - кольцевой корпус 3". Накладки 21 и 22 надежно выполняют эту защитную функцию только в сочетании с термостойкими кольцевыми втулками 23, которые можно изготовить из того же композиционного материала- Каждая втулка 23 размещена на соответствующем участке сопла 7 с возможностью продольного пе 13 27153 ремещения в нем, т.е. наружный диаметр втулки 23 практически равен диаметру выходного патрубка канала-газовода 17. Внутренний же диаметр втулки 23 должен быть равен диаметрам приемных отверстий коленообразных каналов реактивных сопел 5, в противном случае, как поясняется ниже, не обеспечивается требуемый принцип работы этого узла. Согласно второй модификации первого варианта исполнительной системы предусмотрены поворотные краны-втулки, управляющие поступлением газа в неподвижные пары реактивных сопел 3, выполненные, как показано на фиг. 6 и 7, непосредственно в теле кольцевого корпуса 3 в виде единых сквозных прямолинейных каналов с противоположно направленными конусообразными выходными раструбами. Поворотные каналы-втулки организованы следующим образом. Для этого в кольцевом корпусе 3 выполнены глухие радиальные отверстия 24 (фиг.7), ось каждого из которых, во-первых, проходят через центр соответствующего прямолинейного канала реактивных сопел 5, перпендикулярна оси этого прямолинейного канала и лежит с ней в одной плоскости, во-вторых, перпендикулярна оси выходного патрубка соответствующего канала-газовода 17 и лежит с ней во второй плоскости. Кроме того, указанные оси лежат на пересечении указанных первой и второй плоскостей. В каждом таком радиальном отверстии 24 установлен с возможностью вращения стержень 25, жестко связанный посредством, например, болта 26 (см. фиг. 6) с первым концом тяги 18 (см. фиг.4). Каждый стержень 25 и контактирующая с ним поверхность глухого радиального отверстия 24 в кольцевом корпусе 3 покрыты теплоизоляционными слоями 27 и 28 из вышеупомянутого композиционного материала. Функциональ.ная предназначенность теллоизоляционных слоев 27 и 28 та же, что и у накладок 21 и 22 согласно первой модификации первого варианта выполнения, а именно, предотвращение повреждения контактирующих поверхностей подвижной пары деталей. В слое 27 композиционного материала, нанесенного на стержень 25, выполнена проточка 27А, размеры которой и обусловливают возможность распределения газового потока от канала-газовода 17 между реактивными соплами 5 каждой пары. Размеры проточки 27А выбираются с тем расчетом, чтобы при вращении стержня 25 обеспечивалось плавное изменение от одного крайнего положения, 5 10 15 20 25 30, 35 40 45 50 55 14 когда газ может поступать из общего канала-газовода 17 только к одному из реакг тивных сопел 5, ко второму крайнему положению, когда газ поступает равными потоками к обоим соплам 5 пары. При этом должна быть исключена возможность одновременного перекрытия обоих сопел 5 пары. Глубина этой проточки в слое 27 регламентируется минимальной толщиной этого теплоизоляционного слоя, необходимой для защиты стержня 25. Во втором варианте выполнения исполнительной системы для управления ракетой согласно фиг. 8 предусмотрено использование в качестве средств ориентации готовых изделий, имеющихся на рынке, а именно, импульсных твердотопливных реактивных двигателей известной конструкции. Большое количество таких импульсных двигателей (например, несколько десятков) размещено по периферии кольцевого корпуса 3 равномерными рядами 29-32 по его высоте. Каждый импульсный двигатель 29k-32k закреплен в своем гнезде кольцевого корпуса 3 с ориентацией его сопла перпендикулярно продольной оси участка сопла 7. По меньшей мере каждый ряд 29-32 образован идентичными импульсными двигателями, т. е. двигателями одного типоразмера, хотя возможно и идентичное исполнение всех импульсных двигателей. Как описано ниже, такое использование стандартных импульсных двигателей обеспечивает управление ракетой 1 только по тангажу и курсу (полет змейкой). Для достижения возможности управления ракетой 1 также по креиу необходима незначительная модернизация реак*тивных сопел у стандартных импульсных двигателей. Для этого необходимо выходные раструбы сопел развернуть так, чтобы их оси оказались направленными по касательным к кольцевому корпусу 3. Такой разворот выходных раструбов необходимо выполнить по меньшей мере у импульсных двигателей наименьшей мощности, образующих один ряд, например, ряд 29. Очевидно, что при этом у одной половины импульсных двигателей ряда 29 выходные раструбы реактивных сопел должны быть развернуты в одну сторону (например, по часовой стрелке вокруг оси участка газовода-сопла 7), а у второй половины - в другую сторону (против часовой стрелки). Однако существует возможность с достижением того же результата, который рассмотрен ниже, выполнить данный разворот выходных раструбов по часовой стрелке у всех импульсных двига 15 27153 телей (например, ряда 29), а против часовой стрелки - у всех импульсных двигателей другого ряда (например, ряда 30). В этом случае ряды 29 и 30 должны быть составлены из однотипных импульсных двигателей. Представляется предпочтительным использовать для управления креном ракеты самые маломощные импульсные двигатели. Действительно, для манипулирования креном ракеты 1 не требуется создавать такие большие реактивные силы, которые необходимы для управления ракетой по тангажу и курсу. Исполнительная система старта и ориентации ракеты работает следующим образом. Ракета 1, например, типа "земля-воздух" с кольцевым корпусом 3, выполненным либо в соответствии с фиг. 1 (фиг. 2 и 3), либо в соответствии с фиг. 4 (фиг. 6 и 7), либо в соответствии с фиг. 8 помещается в вертикально установленный пусковой контейнер 10 с демонтированной его задней крышкой 13 (см. фиг. 4 и 8). В этот момент ракета 1 находится в транспортировочном состоянии {т. е. со сложенными рулями 2), а защитная заглушка 12 плотно вставлена в участок сопла 7 кольцевого корпуса 3. Кольцевой корпус 3 связывают с опорой 13 разрывными болтами, после чего устанавливают на контейнер 10 его заднюю крышку 13 с пороховым аккумулятором 11 давления, а сверху контейнер 10 герметично закрывают передней крышкой. После этого исполнительная система собрана и готова к работе. Пороховые газы, образующиеся при воспламенении заряда порохового аккумулятора 11, создают в донной части контейнера 10 повышенное давление, воздействующее на торец хвостовой части кольцевого корпуса 3. Заглушка 12 при этом еще плотнее вгоняется в участок сопла 7, защищая маршевый двигатель ракеты от воздействия горячих пороховых газов аккумулятора и тем самым предотвращая опасность самопроизвольного включения маршевого двигателя. Часть пороховых газов перетекает по зазору, образованному проточкой 16 (см. фиг.5) в верхнюю герметичную полость контейнера 10. Как только давление под передней крышкой контейнера 10 достигнет заданного критического уровня, произойдет хрупкое разрушение передней крышки с выбросом осколков наружу. После того, когда давление в замкнутом пространстве в донной части контейнера достигнет требуемой величины, происходит разрыв бол 5 , 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 16 тов, удерживающих ракету на опоре 14, и ракета, скользя поршневым буртиком 15 вдоль направляющей цилиндрической поверхности контейнера 10, устремляется вверх и выбрасывается на требуемую высоту (которая может достичь 40 метров), необходимую для выполнения маневра по ориентации ракеты и включения маршевого двигателя в затрудненных условиях старта. После достижения требуемой высоты или, если это возможно, на восходящем участке траектории ракеты начинается выполнение маневра по ее ориентации, т. е. управление ракетой по тангажу, курсу и крену. Выполнение этого маневра осуществляется различным образом в зависимости от выполнения конструкции кольцевого корпуса 3, оснащенного средствами ориентации. Согласно первой модификации первого варианта выполнения (фиг. 1-3) после включения с помощью электронного блока ракеты кольцевого газогенератора 4 поток горячих газов поступает одновременно по всем каналам-газоводам 17, плотно прижимает кольцевые втулки 23 к первым концам тяг 18 (тем самым втулки 23 "герметизируют" зазоры подвижного соединения)и истекает из реактивных сопел 5, создавая реактивные силы, направленные по касательной к кольцевому корпусу 3 в плоскости, перпендикулярной оси ракеты 1. Регулировка этих реактивных сил осуществляется одновременно с регулировкой аэродинамических сил с помощью единого привода, управляющего поворотом рулей 2, кинематически связанных V-образными вилками с тягами 18, поворачивающимися благодаря осям 20. В нейтральном положении рулей 2, которое показано на фиг. 1, газ поступает во все сопла всех пар реактивных сопел 5 в равных количествах, а результирующая реактивных сил равна нулю (см. фиг.З). При отклонении руля 2 на максимально возможный угол (25-30°) в ту или иную сторону тяга 18 отклонится примерно на 10° и весь газовый поток от каналагазовода 17 будет поступать только в одно из реактивных сопел 5 соответствующей пары. Таким образом угловая позиция руля 2 управляет угловой позицией соответствующей тяги 18, а распределение газового потока между реактивными соплами 5 соответствующей пары происходит пропорционально угловому положению тяги 18, при этом создаются реактивные силы того же знака, что и на аэродинамических плоскостях руля 2, обеспе 17 27153 18 чивающие возможность управления ракемаршевого двигателя улучшается, увелитой по тангажу, курсу и крену. чивая удельный импульс реактивной силы Согласно второй модификации первоработающего маршевого двигателя и тем го варианта выполнения кольцевого корсамым практически компенсируется возпуса 3 (фиг. 4, 6 и 7) принцип создания 5 можная потеря скорости, обусловленная управляющих реактивных сил аналогичен наличием пассивной массы кольцевого вышерассмотренному. Различия состоят корпуса 3 с уже отработавшими средстлишь в том, что согласно второй модифивами ориентации. Таким образом создана кации поворот тяги 18 отслеживает пововозможность без каких-либо дополнительрот руля 2, что вызывает поворот стержня 10 ных энергетических затрат вынести пас25 (см. фиг. 7). Угловое положение крансивную массу из зоны стартовой площадвтулки и будет определять количество гаки и при необходимости сбросить ее с за, поступающего в каждое из реактивракеты в заданный момент времени в заных сопел 5 пары, а значит и величину данном месте. Для этого производится результирующей реактивных сил в паре 15 подрыв лироболтов 8, а с помощью пиросопел. толкателей 9 (см. фиг. 4) создается начальный направленный импульс, необхоСогласно второму варианту выполнедимый для отделения пассивной массы ния кольцевого корпуса 3 (фиг.8) принцип кольцевого корпуса 3 с отработавшими создания реактивных сил, управляющих склонением ракеты 1, несколько отличен 20 средствами ориентации от ракеты при работающем маршевом двигателе. от вышеописанного. Склонение ракеты 1 в данном случае уже осуществляется без В заключение следует отметить, что участия аэродинамических рулей 2 путем изобретение в предпочтительном варианвключения в заданный момент времени .те выполнения позволяет с минимумом тех или иных импульсных реактивных дви- 25 энергетических затрат обеспечить перехгателей, управляемых, например, непосват внезапно появившейся цепи в непосредственно счетно-решающим устройстредственной близости от стартовой пловом электронного блока ракеты. Склонещадки, расположенной в затрудненных для ние ракеты по тангажу и курсу обеспечистарта условиях, и одновременно свести вается включением наиболее мощных им- 30 к минимуму вредное воздействие на старпульсных двигателей рядов 31 и 32, соптовую площадку за счет исключения необла которых формируют радиально напходимости сброса на нее пассивной масравленные реактивные силы. Управление сы отработавших средств ориентации. При же креном ракеты обеспечивается малоэтом изобретение равно применимо как мощными импульсными двигателями ря- 35 для крупногабаритных, так и для малогадов 29 и 30, сопла которых формируют баритных ракет. Более того, изобретение реактивные силы по касательным к кольпозволяет путем малой модернизации уже цевому корпусу 3. существующих ракет с наклонным стартом придать им все вышеизложенные каПосле завершения маневра по ориентации ракеты в направлении цели запус- 40 чества. Предлагаемые три модификации в вариантах выполнения исполнительной кают маршевый двигатель ракеты. Поросистемы старта и ориентации ракеты с ховые газы, образующиеся при работе точки зрения достижения таких качестмаршевого двигателя, легко вышибают завенных показателей равноценны. Выбор щитную заглушку 12 (см. фиг. 1, 4 и 8) • и после этого свободно истекают через 45 той или иной из них будет определяться спецификой конкретной ракеты, в которой участок газовода-сопла 7 кольцевого корона будет применяться, т. е. то, что целепуса 3, разгоняя ракету. Поскольку просообразно в одних условиях, может окаточный профиль участка газ о вода-сопл а заться менее выгодным в других усло7 является продолжением профиля сопла 6 маршевого двигателя, диффузор сопла 50 виях. 27153 Фіг. 1 27153 Фіг. 2 27153 13 Фіг. 4 Фіг. 5 P CO 27153 13 Фіг. 8 Упорядник Техред М. Келемеш Коректор О.Обручар Замовлення 554 Тираж Підписне Державне патентне відомство України, 254655, ГСП, Київ-53, Львівська пл., 8 Відкрите акціонерне товариство "Патент", м. Ужгород, вул. Гагаріна, 101