Изобретение относится к ракетной технике, конкретно зенитным ракетам с ракетными двигателями твердого топлива РДТТ.В качестве маршевых двигателей для ракет часто применяют жидкостные ракетные двигатели, они легче регулируются по сравнению с твердотопливными.

Твердотопливные ракетные двигатели имеют ряд преимуществ: для их запуска требуется меньше времени, они проще по конструкции и дешевле.
Многоступенчатая зенитная ракета (рис. 1) может содержать не менее двух ракетных ступеней. В дальнейшем описание выполнено на примере двухступенчатой ракеты, но может быть применено три или четыре ракетных ступени, например, для сбивания целей в космосе.

Многоступенчатая зенитная ракета (рис. 1 и 2)содержит две ракетные ступени разгонную ступень 1 и маршевую ступень 2 соединенные соединительной фермой 3, головную часть ракеты 4, в которой установлено взрывное устройство 5 с взрывателем 6. К разгонной ступени 1 параллельно ее оси прикреплены твердотопливные ускорители 7 с ракетными двигателями твердого топлива 8, на маршевой ступени 2 установлены поворотные аэродинамические рули 9 с приводами 10 (фиг. 2) и два или четыре крыла 11. Предпочтительно применить четыре поворотных аэродинамических руля 9 и разместить их над твердотопливными ускорителями 7. Это увеличит эффективность управления на начальном участке траектории полета зенитной ракеты и уменьшит ее аэродинамическое сопротивление в плотных слоях атмосферы. Внутри разгонной ступени 1 установлен, по меньшей мере, один ракетный двигатель твердого топлива 12, содержащий камеру сгорания 13 с зарядом топлива и реактивное сопло 14 и сопловой насадкой 15, имеющей силовой кольцо 16. К силовому кольцу 16 присоединены приводы 17. Другие концы приводов 17 соединены с верхнем силовым кольцом 18. Внутри маршевой ступени 2 установлен ракетный двигатель твердого топлива 19, содержащий камеру сгорания 20 и реактивное сопло 21. Ракетные двигатели твердого топлива 8 также содержат камеры сгорания 22 и реактивное сопло 23.

Твердотопливные ускорители 7 соединены с ракетным блоком нижней ступени 1 с возможностью отстыковки в полете, например, при помощи пироболтов 24. На маршевой ступени 2 установлены четыре управляющих сопла 25, к которым от камер сгорания 20 подведены газоводы 26 с регуляторами расхода 27, установленными в них.
Ракета имеет блок управления 28 и датчики курса: магнетометр 29 и акселерометр 30, установленный в маршевой ступени 2. Блок управления 28 соединен электрическими связями 31 с приводами 17, ракетными двигателями твердого топлива 8 и 12 и 19 регуляторами расхода 27, а также со взрывателем 6 и с датчиками курса 29 и 30.
При запуске двигательной установки с блока управления 28 сигнал подается на одновременно на ракетные двигатели твердого топлива 8 и 12. Твердое топливо в ракетных двигателях твердого топлива 8 и 12 воспламеняется и зенитная ракета практически мгновенно стартует
После выработки твердого топлива подается сигнал на пироболты 24 и твердотопливные ускорители 7 отбрасываются. Кроме того, что полетный вес ракеты уменьшается, возникают четыре ложных цели, которые вводят в заблуждение атакуемого противника.
Потом приводами 17 сопловая насадка 15 переводится в нижнее положение (рис. 1) и степень расширения сопла 19 увеличивается. Одновременно улучшаются и удельные характеристики этого двигателя (расход топлива на ед. тяги и вес на ед. тяги).
Потом запускается ракетный двигатель твердого топлива (двигатели) 15 маршевой ступени 2. Управление при полете на начальном участке траектории и на конечном — осуществляется блоком управления 28 в зависимости от показания датчиков: магнетометра 29 и акселерометра 30 поворотными аэродинамическими рулями 9 при помощи приводов 10. Крылья 11 обеспечивают стабилизацию полета зенитной ракете в атмосфере на высоте до 10000 м. При полете на большей высоте для управления ракетой открывают соответствующий регулятор расхода 27 и часть продуктов сгорания из камеры сгорания 19 подается в соответствующее сопло 25, или в два сопла 25 одновременно. Зенитная ракета отклоняется в сторону, противоположную расположению задействованных сопел 25.
Размещение блока управления 28 в маршевой ступени 2 позволило управлять при помощи одного блока управления ракетными двигателями твердого топлива всех ракетных ступеней, в том числе и твердотопливных ускорителей.
Применение изобретения позволило:
1. Значительно увеличить дальность полета зенитной ракеты при ее одинаковом стартовом весе за счет применения ракетных двигателей твердого топлива для всех ракетных ступеней, в том числе для твердотопливных ускорителей и применения соловой насадки на разгонной ступени.
2. Оптимизировать стартовый вес зенитной ракеты за счет применения системы управления, установленной только на маршевой ступени.
3. Обеспечить хорошую управляемость ракеты как на начальном участке траектории, так и на конечном, за счет установки поворотных аэродинамических рулей на маршевой ступени зенитной ракеты и управляющих сопел – на маршевой ступени.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович