Sw-motors.ru

Автомобильный журнал
2 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

3М-30 Булава

3М-30 Булава

Баллистическая ракета для подводных лодок (БРПЛ)

3М-30 «Булава» ракетного комплекса Д-30 / 3К-30 разработана Московским Институтом Теплотехники (МИТ), главный конструктор — Ю.С.Соломонов (с 20.09.2010 г. — А.П.Сухадольский). Эскизное проектирование ракеты начато в 1992 г.

В ноябре 1997 г., после третьего неудачного старта БРПЛ «Барк», министрами правительства России Я.Уринсоном и И.Сергеевым (бывший командующий РВСН) в письме премьер-министру В.Черномырдину поставлен вопрос о передаче проектирования основной БРПЛ ВМФ в Московский Институт Теплотехники.

Проектирование БРПЛ «Булава» по состоянию на декабрь 1998 г. уже велось. Именно в это время головным разработчиком системы управления стало ФГУП «НПО Автоматики им.акад.Н.А.Семихатова» в кооперации по командным приборам с НПЦ АП им.Пилюгина. В то же время (декабрь 1998 г.) в ГРЦ им.Макеева уже велись работы по проектированию систем связи и оборудования комплекса в кооперации с МИТ. Разработка зарядов РДТТ начата НПО «Алтай» (г.Бийск) в 1998 г., а первое безсопловое испытание двигателя 1-й ступени с истечением продуктов сгорания в обе стороны проведено в 1999 г. В 1999 г. к разработке технологического оборудования погрузки, хранения и транспортировки ракет, а так же для опытной отработки стартовых систем привлечено КБ специального машиностроения (г.Санкт-Петербург). Эскизный проект БРПЛ 3М-30 «Булава» официально защищен МИТ в 2000 г.

При создании ракеты было принято решение отказаться от традиционных испытательных пусков ракеты с погружных стендов. Пусков ракеты с полигона в Неноксе не проводилось. Огневые испытания ступеней, отдельных узлов ракеты проводились в полном объеме. На стендах (в том числе газодинамичеком стенде ГРЦ им.Макеева) отрабатывался выход ракеты из ШПУ и из воды — было задействовано более 10 стендов. Баллистические пуски макетов ракет производились на 18-м инженерно-испытательном полигоне МО России — площадка полигона КБ специального машиностроения в Елизаветинке около Санкт-Петербурга. Положительные результаты бросковых испытаний с наземного стенда позволили перейти к бросковым испытаниям с подводной лодки в надводном положении.

Первый бросковый пуск весогабаритного макета ракеты произведен с ПЛАРБ пр.941УМ «Дмитрий Донской» 11.12.2003 г. С этой же подводной лодки 27.09.2005 г. произведен первый успешный пуск ракеты 3М-30. 29 июня 2007 г. принято решение о начале серийного производства наиболее отработанных узлов ракеты. В ходе программы испытаний ракеты с 2005 по 2015 г.г. выполнено 25 пусков ракет (в т.ч. 16 успешных).

Производство БРПЛ развернуто на Воткинском машиностроительном заводе. БРПЛ 3М-30 «Булава» принята на вооружение ПЛАРБ пр.955 «Борей» ВМФ России 10.01.2013 г.

Пуск БРПЛ 3М-30 «Булава» с ПЛАРБ пр.941У «Дмитрий Донской» 7 октября 2010 г.

Западное обозначение ракет «Булава» — SS-N-32.

Носители ракетного комплекса 3К-30 «Булава» в ВМФ России

Ракета выполнена по классической схеме с последовательным расположением трех ступеней. Считается, что блок разведения боевых частей унифицирован с блоком разведения МБР «Ярс». Старт ракеты обеспечивается пороховым аккумулятором давления (ПАД).

Двигатели — все ступени — РДТТ со смесевым топливом 5-го поколения.

ТТХ ракеты 3М-30 «Булава»

Компоновочная схема ракеты 3М-30 «Булава» (http://militaryrussia.ru)

Пуск ракеты 3М-30 «Булава» с ПЛАРБ «Юрий Долгорукий» пр.955, 27.09.2016 г. (фото Андрея Лузика, http://mil.ru).

Система управления и наведение

Модификации:

Комплекс Д-30 / 3К-30, ракета 3М-30 «Булава» — базовый вариант БРПЛ разработки МИТ.

Ракета «Булава-М» — модернизированный вариант ракеты 3М-30 «Булава».

Что такое бессопловый ракетный двигатель

ГОРЕНИЕ СТАРОГО ЗАРЯДА В КАМЕРЕ ПРЯМОТОЧНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Старт ракеты с прямоточным воздушно-реактивным или ракетно- прямоточным двигателями может быть осуществлен с помощью разме щенного в камере твердотопливного заряда. В этой же камере после вы горания заряда происходит горение (дожигание) топлива ПВРД (РПД) в смеси с воздухом. Могут быть два варианта условий горения стартового заряда:

1) при наличии специального стартового сопла, отбрасываемого после сгорания заряда (рис. 2.8);

2) при отсутствии сопла (бессопловый двигатель); в этом случае канал заряда выполняется коническим в выходной части (рис. 2.9), скорость течения на входе в эту часть равна скорости звука, на большей части поверхности канала происходит интенсивное эрозионное горение; для топлива Н f) = 2. 4 при = 1 (см. п. 3.3.1).

При условии, что горение происходит по поверхности круглого цилиндрического канала постоянной длины, отношение значения расхода топлива в конце работы такого двигателя к начальному приблизительно равно (; падение давления по длине заряда р(х) : = (1 + к. Процесс перехода с ракетного на прямоточ­ ный режим начинается в конце падения давления в камере после сгора­ния стартового заряда. Под действием скоростного напора воздушного потока вскрывается заглушка на выходе из каналов воздухозаборника, одновременно отстреливается стартовое сопло (1-й вариант).

С целью надежного включения прямоточного двигателя должны быть обеспечены соответствующие запасы тяги двигателя и устойчивости р аботы воздухозаборника, исключено излишнее торможение. Поэтому время задержки включения воспламенительного устройства прямоточно го двигателя ограничено снизу и сверху.

На переходный процесс с ракетного на прямоточный режим работы оказывают влияние следующие факторы:

1) догорание остатков стартового заряда твердого топлива и тепло массовыделение с поверхности тепловой защиты камеры дожигания;

2) дополнительные потери полного давления в камере дожигания, связанные с процессом срабатывания заглушек воздухозаборника;

3) высота (расход воздуха), на которой происходит запуск (запас устойчивости воздухозаборника уменьшается с ростом высоты).

Рис. 2.8 Режим работы двигательной установки ракеты РПД на твердом топливе:

а – стартовый режим; б – работа РПД; 1 – ГГ; 2 – стартовый заряд твердого ракетного топлива; 3 – стартовое сопло; 4 – заглушка в входа камеру дожигания; 5 – сопловой блок ГГ; 6 – заряд твердого топлива с избытком горючего.

Рис. 2.9, Изменение давления в осесимметричном бессопловом РДТТ (д) и расчет­ ные газодинамические параметры в плоском бессопловом РДТТ (б, горение по цилиндрической части канала) :

1 — давление у переднего торца заряда; 2 — давление в выходном сечении цилинд­рической части канала; 3 — линии постоянства числа М; 4 – изобары.

2.4. РЕГУЛИРОВАНИЕ РДТТ

Регулирование РДТТ (рис. 2.10) возможно путем изменения площа ди критического сечения сопла, скорости горения топлива, площади го рящей поверхности, а также с помощью комбинированных схем [26, 35].

Читать еще:  Вскипел двигатель что это

Перемещение регулятора. Известным методом регулирования явля ется изменение площади критического сечения сопла с помощью различных механических задвижек и клапанов.

Для степенной зависимости скорости горения от давления справед- Ёливо соотношение вида

,

при этом m / mH 0 M .

Регулируемый двигатель может иметь несколько газоходов, и во всех или только в некоторых из них могут быть устройства для регули рования площади критического сечения сопла.

Вдув газа в критическое сечение сопла. Если вдувать вспомогательный газ по кольцу в критическое сечение сопла (или вблизи от него), то этот поток оттеснит внутрь основной поток и тем самым уменьшит площадь критического сечения на .

Проведя преобразования уравнения сохранения массы, получим

;

.

Газ для вдува в область критического сечения сопла с целью регули рования расхода может поступать либо из автономного источника, либо непосредственно из регулируемого двигателя. Этот способ мало эффек­ тивен.

Вихревой клапан. Регулирование двигателя возможно с помощью вихревого клапана, включенного в газоход.

Такой клапан имеет периферийные каналы для ввода газа из газохо­да (оси каналов параллельны оси клапана), вихревую камеру с танген­циальными отверстиями для входа управляющего газа и центральное вы­ходное сопло.

При отсутствии управляющего потока газ проходит вихревую каме­ ру без закрутки и истекает через выходное сопло. При этом давление
в РДТТ

,

где — коэффициент газодинамических потерь в дросселе на номи­ нальном режиме.

Если регулирующий газ тангенциально поступает в вихревую камеру, то общий газовый поток закручивается, а образующаяся центробежная сила создает радиальный градиент давления в камере. При этом увеличи­ вается давление на выходе из периферийных каналов и уменьшается при­ ток газа из газохода.

Рис. 2.10. Управление горением заряда ТРТ в двигателе.

Экспериментальные расходные характеристики при постоянном дав­ лении на входе в периферийные каналы п = const ) клапанов представлены в зависимости от относительного давления газа в канале управле­ния: рууп (табл. 2.5).

Характеристики вихревого клапана-сопла

Как работает самый совершенный ракетный двигатель

Космическая отрасль максимально консервативна. Это касается не только Роскосмоса, но и космических программ других стран. Только Илон Маск со своей SpaceX попробовал показать, что все может быть по-пижонски и у него получилось, но костюмы и дизайн кораблей в стиле фильма Интерстеллар это скорее исключение. В любом случае это больше внешняя оболочка. Внутри самой ракеты лежат те же принципы, что и в других подобных аппаратах. Самое главное, что в этом нет ничего принципиально нового и все уже было придумано советскими и американскими учеными десятки лет назад. Давно была придумана и технология типа двигателей, которые сейчас считаются новыми и перспективными.

Вывод ракеты в космос — непростая задача. Но ученые нашли способ сделать ее проще.

Как работает двигатель ракеты

Работа любого современного ракетного двигателя основана на реактивной тяге, которая создается за счет сгорания большого количества топлива. Если не ограничиваться только космическими ракетами, а поговорить еще и об оружии, то двигатели делятся на несколько типов в зависимости от используемого топлива. Подробно об этом я рассказывал в отдельной статье и сейчас углубляться в это не стоит.

Если описать работу ракетного двигателя простым языком, то можно сказать, что когда топливо сгорает, оно создает постоянную тягу за счет реактивной струи. Это можно сравнить со сдувающимся шариком, который улетает, если его отпустить. Только в ракетах давление создается иным образом и мощность ”чуть-чуть” повыше.

Инженер NASA предлагает использовать ускоритель частиц в качестве ракетного двигателя

Недостатки ракетных двигателей

Консервативность людей, которые работают в ракетной отрасли, объяснима. Они создают сложнейшее техническое средство, которое укрощает энергию крайне нестабильного топлива. В таком режиме работы малейшие изменения могут привести к катастрофе. Поэтому проще ничего не менять. Существуют даже присказки в духе ”дайте машине спокойно работать”.

Если такая мощь работает, может правда не стоит ей мешать?

Такой подход приводит к тому, что никаких революций за последние десятилетия не было. Немного менялось топливо, немного менялись двигатели, но принципиальных перемен не было. Тем не менее эффективность ракетного двигателя в десятки и сотни раз ниже, чем могла бы быть. Это не значит, что ракета может полететь быстрее или поднять в сто раз больше груза. Материалы просто не выдержат такую тягу.

Рев двигателей и комендантский час: как SpaceX вынудила жителей Техаса продать свои дома

Вместо этого можно просто в разы сократить запас топлива и взять дополнительный полезный груз. Так запуски станут намного дешевле и экономия на спускаемых модулях SpaceX покажется ”экономией на спичках”.

Главным недостатком современной технологии является то, что топливо сгорает постепенно. В обычных условиях скорость сгорания топлива составляет примерно 10-15 метров в секунду. Это называют медленным сгоранием, так как оно дозвуковое. Есть даже термин — дефлаграция. Так называется именно обычное воспламенение топлива, когда оно просто разгорается.

Когда горит так — это дефлаграция.

Есть и еще один способ сгорания топлива, который называется детонация. При таком воспламенении происходит взрыв, а не постепенное сгорание. В этом случае топливо сгорает быстрее, но эффективность такого сгорания на несколько порядков выше, а скорость воспламенения превышает скорость звука.

Скорость дефлаграции смеси водорода и кислорода составляет 10 м/с, а скорость детонации того же топлива — 2700 м/c. Разница более чем ощутима

Двигатель с постоянными вращающимися взрывами

Технология такого двигателя была описана еще в 60-х годах прошлого века. Он должен приводить аппарат в движение за счет серии постоянных небольших взрывов смеси. Эти взрывы не могут создаваться одним источником. Для того, чтобы их было много, источники располагают по кругу, а частота последовательных взрывов очень высокая и они идут по кругу. В итоге, за счет этого достигается очень высокая равномерность тяги.

Так работает двигатель с вращающимися взрывами.

Для наглядности можно привести описание скорости распространения взрывов, которое я нашел в одном из источников. Если представить смену минивзрывов, как движение точки по кругу, то скорость движения этой точки будет в несколько раз выше скорости звука (примерно 330 м/c).

Читать еще:  Двигатель awm расход топлива

Даже за секунду происходит очень много таких взрывов, но все вместе они потребляют намного меньше топлива, чем процесс поддержания сгорания в обычном двигателе. Отсюда и экономия.

Любой двигатель перед применением должен пройти множество испытаний.

Если все так хорошо и технология настолько эффективна, то почему же ей не пользовались с 60-х годов, когда она была впервые предложена? Как обычно, есть несколько причин.

Одной из этих причин является недооцененность технологии. Не всегда сразу понятно, насколько стоит стремиться к реализации чего-то, и что это даст на выходе. Еще одной причиной являются сложности в подаче топлива.

Конструкция описываемого двигателя выглядит примерно так.

Для того, чтобы поддерживался именно режим детонации, нужно подавать топливо строго в определенный момент. Но учитывая, что такие взрывы происходят раз в долю секунды, сделать это крайне сложно.

Если не получится обеспечивать подачу топлива строго в нужные моменты времени, то есть по несколько тысяч раз в секунду, то процесс детонации превратится в дефлорацию и эффективность сгорания будет даже ниже, чем у классического двигателя.

Про все самые перспективные технологии мы рассказывает в нашем Telegram-канале. Заходи! Там очень круто!

Сейчас эта проблема отчасти решена и ученые уже начали испытывать подобные двигатели. Когда они доведут свои исследования до конца, мы получим двигатель, который станет настоящим прорывом, и тогда в летать в космос станет намного дешевле. Даже не из-за экономии на том, что сгорит меньше топлива, а из-за того, что при той же тяге можно увезти на орбиту тонны дополнительного груза. Благодаря этому, вывод каждого килограмма будет намного дешевле.

РАКЕТА С БЕСКОРПУСНЫМ БЕССОПЛОВЫМ ДВИГАТЕЛЕМ ТОРЦЕВОГО ГОРЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) Российский патент 2013 года по МПК F42B15/00

Описание патента на изобретение RU2494340C1

Изобретение относится к ракетам, преимущественно боевым.

Известен бескорпусный бессопловой двигатель торцевого горения, не имеющий ни корпуса, ни сопла и состоящий на 99% из цилиндрической шашки твердого ракетного топлива особой структуры. Однако проблемой является установка на ракету с таким двигателем стабилизаторов. При горении шашки она укорачивается, и если бы на ней были установлены стабилизаторы, то они скоро отвалились бы или перекосились бы.

При использовании таких ракет из трубчатых направляющих с пазом или без паза для закрутки ракеты нет никаких сложностей. Нет никаких сложностей и с ракетами, имеющими гироскопическую систему управления, правда, управляющим элементом здесь могут быть только или «Регрессивная флюгерная «утка» по пат. №2410286, или газодинамической управление с помощью вспомогательного двигателя в головной части ракеты. Однако при использовании таких ракет в качестве маневренных противосамолетных ракет возможны некоторые сложности — ракете желательно иметь оперение, причем, довольно развитое, что совершать маневры с определенной перегрузкой. Для этого возможны следующие варианты ракет.

ВАРИАНТ 1. Ракета имеет расположенную на твердотопливной шашке скользящую втулку со стабилизаторами, причем на втулке имеются крыльчатки с валами, на которые наматываются нити, соединенная с головной частью ракеты. Под действием набегающего потока воздуха крыльчатка вращается, и на вал наматывается нить, подтягивая втулку вперед (все направления даны относительно направления полета). Желательно, чтобы крыльчатка имела косо расположенные лопасти, то есть, чтобы она имела вид воздушного винта, точнее — турбинки (см. фиг.1).

Чтобы уменьшить аэродинамическое сопротивление намотанной нити, валы крыльчаток можно располагать в вырезах стабилизаторов.

Однако при этом скорость подмотки нити меняется в зависимости от скорости ракеты, что особенно заметно при пуске с земли. В то время, как скорость горения шашки примерно постоянна. Чтобы избежать этого недостатка, вал крыльчатки может быть расположен под углом к набегающему потоку так, чтобы внешняя (то есть — дальняя от продольной оси ракеты) лопасть крыльчатки была параллельна потоку или даже имела отрицательный угол атаки по отношению к запланированному направлению вращения. В этом случае крыльчатка под действием набегающего потока вращаться почти не будет, а будет вращаться только тогда, когда внутренняя лопасть крыльчатки попадет в конус истекающих из двигателя газов. В этом случае скорость вращения крыльчатки будет саморегулироваться по мере продвижения обоймы к головной части ракеты: при интенсивной подмотке внутренняя лопасть крыльчатки выходит из конуса истекающих газов и подмотка замедляется, и наоборот, если подмотка замедлилась, крыльчатка полнее входит в конус истекающих газов и скорость подмотки увеличивается.

На крыльчатке желательно иметь не менее 6 лопастей.

Крыльчатка может быть и с поперечно расположенными лопастями и установлена при этом в заглубленном положении в концах консолей стабилизаторов, как роллероны.

На фиг.1 показан данный вариант изобретения, где: 1 — шашка двигателя, 2 — втулка на ней, 3 — стабилизаторы на втулке, 4 — вал, установленный в подшипниках скольжения в вырезах стабилизатора, 5 — крыльчатка (обратите внимание, на нижнем на рисунке вале видно, что вал расположен под углом к набегающему потоку, а внешняя лопасть расположена параллельно потоку, то есть не создает вращающего момента, вращающий момент создает внутренняя, не видимая на рисунке лопасть крыльчатки). На вал 4 наматывается нить 6, пропущенная через ушко 7. Пунктирными линиями 8 показан конус истекающих из двигателя газов.

Работает ракета так: крыльчатка 5 под действием истекающих газов 8 вращается, нить 6 наматывается на вал 4, и втулка 2 автоматически подтягивается к головной части ракеты по мере обгорания торца двигателя.

ВАРИАНТ 2. Крыльчатка с косыми или с поперечными лопастями может быть установлена и на головной части ракеты — это несколько уменьшит аэродинамическое сопротивление ракеты вследствие того, что нитяные шпули будут спрятаны в корпусе головной части ракеты. При этом система подтягивания нити может содержать редуктор (например, червячный) и центробежный стабилизатор частоты вращения. Скорость подтягивания при этом должна рассчитываться чуть больше, чем линейная скорость горения шашки двигателя.

Читать еще:  Двигатели tsi как хороши

ВАРИАНТ 3. Мощность, необходимая для подтягивания втулки со стабилизаторами, сравнительно небольшая. Поэтому ее подтягивание может осуществляться электродвигателем. Такая ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нити.

Для постоянства скорости подмотки электродвигатель может питаться от электронной схемы стабилизации частоты вращения (такие схемы хорошо известны и здесь не рассматриваются). Скорость подтягивания при этом также должна рассчитываться чуть больше, чем линейная скорость горения шашки двигателя.

Варианты 2, 3 графически не иллюстрируются и работают аналогично варианту 1.

Варианты 1, 2, 3 могут хорошо работать с трубчатыми пусковыми направляющими, например, на гранатомете или на ПЗРК — втулка со стабилизаторами подводится к горловине направляющей, а нить собирается в змейку рядом. При пуске за счет инерции втулка соскакивает к задней части ракеты.

ВАРИАНТ 4. Решить проблему отваливающихся стабилизаторов можно по-другому: каждый стабилизатор выполнен из нескольких стабилизаторов, приклеенных к шашке двигателя, и соединенных в одной плоскости «нос в хвост» соединением «выступ-паз».

Приклеенные стабилизаторы постепенно отваливаются по мере обгорания торца двигателя, и такие стабилизаторы постепенно укорачиваются в процессе полета.

На фиг.2, 3 показан четвертый вариант ракеты, где: 1 — шашка двигателя, 3 — приклеенные к ней «нос в хвост» небольшие стабилизаторы. Передний стабилизатор крепится к головной части ракеты. При управлении ракетой не в двух плоскостях, а в одной плоскости и по крену, два стабилизатора из четырех могут быть гораздо меньших размеров (верхний на чертеже).

Работает ракета так: по мере обгорания торца двигателя ненужные части стабилизаторов отваливаются.

ВАРИАНТ 5. Этот вариант предназначен преимущественно для ракет, выходящих за пределы атмосферы, но может использоваться и в атмосфере.

Эта ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей, соединенных со скользящей втулкой с газовыми рулями или интерцепторами. Причем нити выполнены электропроводными из металла или из углеволокна, и соединены с системой электропитания и управления.

Для позиционирования втулки на ней может иметься датчик огня.

Работает ракета так: по нитям подаются команды и электропитание газовым рулям или интерцепторам. А датчик огня регулирует подмотку нитей так, чтобы втулка всегда была на заданном расстоянии от торца двигателя.

Похожие патенты RU2494340C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 494 340 C1

Реферат патента 2013 года РАКЕТА С БЕСКОРПУСНЫМ БЕССОПЛОВЫМ ДВИГАТЕЛЕМ ТОРЦЕВОГО ГОРЕНИЯ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к ракетам, в частности к ракетам с бескорпусными бессопловыми двигателями торцевого горения. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения содержит головную часть и шашку твердого ракетного топлива. В одном варианте исполнения, ракета имеет расположенную на твердотопливной шашке скользящую втулку со стабилизаторами. На втулке имеются крыльчатки с валами, на которые наматываются нити, соединенные с головной частью ракеты. В другом варианте, на головной части ракеты установлена крыльчатка с косыми или с поперечными лопастями и соединена со шпулями. Шпули соединены нитью со скользящей втулкой и стабилизаторами. В другом варианте, ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей. Нити соединены со скользящей втулкой и стабилизаторами. В другом варианте, каждый стабилизатор ракеты выполнен из нескольких стабилизаторов, приклеенных к шашке двигателя и соединенных в одной плоскости «нос в хвост» соединением «выступ-паз». В другом варианте, ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей, соединенных со скользящей втулкой с газовыми рулями или интерцепторами. Достигается повышение управляемости ракеты. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Формула изобретения RU 2 494 340 C1

1. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения, содержащая головную часть и шашку твердого ракетного топлива, отличающаяся тем, что имеет расположенную на твердотопливной шашке скользящую втулку со стабилизаторами, причем на втулке имеются крыльчатки с валами, на которые наматываются нити, соединенные с головной частью ракеты.

2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что валы крыльчаток расположены в вырезах стабилизаторов.

3. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что вал крыльчатки расположен под углом к набегающему потоку так, чтобы внешняя (то есть — дальняя от продольной оси ракеты) лопасть крыльчатки была параллельна потоку или даже имела отрицательный угол атаки по отношению к запланированному направлению вращения.

4. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что крыльчатка с поперечно расположенными лопастями установлена в заглубленном положении в концах консолей стабилизаторов.

5. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения, содержащая головную часть и шашку твердого ракетного топлива, отличающаяся тем, что крыльчатка с косыми или с поперечными лопастями установлена на головной части ракеты и соединена со шпулями, которые соединены нитью со скользящей втулкой со стабилизаторами.

6. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения, содержащая головную часть и шашку твердого ракетного топлива, отличающаяся тем, что ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей, соединенных со скользящей втулкой со стабилизаторами.

7. Ракета по п.6, отличающаяся тем, что электродвигатель питается от электронной схемы стабилизации частоты вращения для постоянства скорости подмотки.

8. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения, содержащая головную часть и шашку твердого ракетного топлива, отличающаяся тем, что каждый стабилизатор выполнен из нескольких стабилизаторов, приклеенных к шашке двигателя, и соединенных в одной плоскости «нос в хвост» соединением «выступ-паз».

9. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения, содержащая головную часть и шашку твердого ракетного топлива, отличающаяся тем, что ракета содержит в головной части электродвигатель, редуктор и две или более шпули для намотки нитей, соединенных со скользящей втулкой с газовыми рулями или интерцепторами.

10. Ракета по п.9, отличающаяся тем, что нити выполнены электропроводными из металла или из углеволокна и соединены с системой электропитания и управления, а на втулке имеется датчик огня.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector