Стартовый двигатель

Стартовый двигатель (английский язык — launch motor, сокращённо — launcher, возможны варианты названия в зависимости от конкретной разновидности, см. разновидности) — элемент силовой (двигательной) установки ракеты, летательного аппарата, реактивного снаряда или боевого припаса, использующего реактивный принцип движения (далее — ракета), предназначенный для приведения ракеты в движение из состояния готовности к пуску, придания ей необходимого ускорения и разгона до требуемой скорости.

Если ракета многоступенчатая, то стартовый двигатель или несколько таковых, в сборе с оболочкой корпуса и установленным снаружи неё возможными оперением и другими конструктивными элементами, образуют стартовую или первую ступень ракеты.


Разновидности[ | ]

Вышибной заряд[ | ]

Наименование вышибной заряд употребляется применительно к различным неуправляемым артиллерийским, инженерным и специальным боеприпасам, а также другим образцам вооружения, не предусматривающим дальнейшего их наведения или самонаведения после производства выстрела или срабатывания инициирующего механизма.

Выбрасывающий двигатель[ | ]

Выбрасывающий двигатель[К 1] выталкивает ракету из канала пускового устройства.

Наименование выбрасывающий двигатель употребляется применительно к тактическому (ЗУР, ПТУР) и стратегическому (МБР, БРПЛ) управляемому ракетному вооружению и, как правило, относится к технически более сложным устройствам, нежели вышибной заряд.

Также этот термин применяется к установкам, где среда запуска не позволяет сразу вступить в работу маршевому двигателю (пуск из-под воды или из-под земли), либо где его преждевременный запуск может привести к критическим последствиям для запускающих или средства-носителя.

Поэтому полная выработка его топлива, как правило, достигается во время движения ракеты внутри ПУ, до выхода наружу. Для уменьшения полётной массы ракеты такой двигатель отделяется от ракеты почти сразу после покидания ею пусковой установки[10][11]

Разновидности по типу пускового устройства[ | ]

Пусковая труба[ | ]

Последовательность работы выбрасывающего двигателя: полная его выработка происходит сразу же, до вылета ракеты из пусковой трубы

Применительно к тактическому ракетному вооружению, запускаемому из пусковых труб с плеча или со станка, наименование «выбрасывающий двигатель» употребляется к зенитным управляемым ракетам и противотанковым управляемым ракетам. Выбрасывающий двигатель предназначается для выброса ракеты из пусковой трубы (отсюда и название). Он состоит из стакана, выбрасывающего заряда, воспламенителей и соплового блока. Для обеспечения безопасности стрелка или расчёта переносных ракетных комплексов, выбрасывающий двигатель заканчивает работу до вылета ракеты из пусковой трубы, — данное требование безопасности могло не соблюдаться на передвижных и стационарных ракетных комплексах, где расчёт или экипаж был защищён от поражающих факторов разлёта газообразных продуктов сгорания топлива выбрасывающего двигателя оболочкой корпуса техники, а также на ранних моделях переносных ракетных комплексов, что требовало оснащения стрелков специальными средствами индивидуальной защиты (шлемами, очками, наушниками и т. п.). После полного выхода ракеты наружу, — от переднего среза пусковой трубы до точки зажигания маршевого двигателя, — ракета летит на полученной инерции[10][12]. Вторичная задача выбрасывающего двигателя, помимо придания ракете требуемого начального ускорения, придать ей необходимую угловую скорость вращения для стабилизации её полёта и обеспечения устойчивости в пространстве[11].

Пусковая установка[ | ]

US Navy 030814-N-0000X-004 Illustration of USS Ohio (SSGN 726) which is undergoing a conversion from a Ballistic Missile Submarine (SSBN) to a Guided Missile Submarine (SSGN) designation.jpg
Magnify-clip.png
Пуск ракеты из-под воды может создать опасную нагрузку на конструкцию средства-носителя

Применительно к стратегическому ракетному вооружению, запускаемому из шахтных пусковых установок или установок вертикального пуска, наименование «выбрасывающий двигатель» употребляется к межконтинентальным баллистическим ракетам и баллистическим ракетам подводных лодок, где основное его назначение обеспечить ракете необходимое начальное ускорение, чтобы покинуть канал ствола без нанесения критических повреждений стенкам и несущим конструкциям пусковой установки, и без создания опасности для корпуса самой ракеты отражённой от стенок и дна канала ствола струёй газообразных продуктов сгорания ракетного топлива.

Ускоритель[ | ]

Наименование ускоритель или стартовый ускоритель употребляется применительно к многоступенчатым ракетам, а также к летательным аппаратам с реактивными, турбовинтовыми и поршневыми двигателями, использующими ускоритель для старта при наличии на борту груза, превышающего максимальную взлётную массу. Ускоритель является дополнительным, обычно (но не всегда) одноразовым и сбрасываемым реактивным устройством.

См. также[ | ]

Примечания[ | ]

Комментарии[ | ]

  1. В англоязычных технических публикациях термин может встречаться в форме 1) eject motor, 2) ejection motor[1][2][3][4] или 3) expulsion motor.[5][6][7][8][9]

Источники[ | ]

  1. Roth, Robert S. Estimating the Dynamic Coefficient of Friction from Experimental Data: the Motion of a Rocket Inside a Smoothbore Launcher. // Proceedings of the Society for Experimental Stress Analysis. — December 1969. — Vol. 26 — No. 2 — P. 567.
  2. Redeye Surface-to-Air Missile: Testimony of Brig. Gen. Fred Kornet, Jr., U.S. Army, Assistant Deputy Chief of Staff. / Department of Defense Appropriations for 1971. — April 6, 1970. — Pt. 5 — P. 71 — 1143 p.
  3. Jane’s Weapon Systems 1985-86.  (англ.) / Edited by Ronald T. Pretty. — 16th ed. — London: Jane’s Publishing Company, 1985. — P. 56 — 1061 p. — (Jane’s Yearbooks) — ISBN 0-7106-0819-5.
  4. Mitchell, Linda. Forward Area Defenders. // Profile. — Washington, D.C.: U.S. Department of Defense, High School News Service, November 1986. — Vol. 30 — No. 1 — P. 5.
  5. Baxter, A. D. Power Plants for High-Speed Aircraft. // The Journal of the Royal Aeronautical Society. — October 1951. — Vol. 55 — No. 490 — P. 650.
  6. Kinnaird, Laird D. Controlled Atmosphere Protected Surfaces for Advanced Interceptor Missiles. // SPEEA Papers, presented at the second Aerospace Structures Design Conference, September 28 and 29, 1970. — Seattle, WA: Seattle Professional Engineering Employees Association, 1970. — P. 9-1.
  7. Fenton, George H. A. ; Dransfield, Alfred E. Missile expulsion motor. // Official Gazette of the United States Patent and Trademark Office. — Patents Granted May 24, 1988 (General and Mechanical). — Washington, D.C.: U.S. Government Printing Office, 1988. — Vol. 1090 — No. 4 — P. 1720.
  8. Grimes, Vincent P. Engineering Technology: 1988 Modern Day Marine Corps Exhibition. // The Military Engineer : Journal of the Society of American Military Engineers. — November/December 1988. — Vol. 80 — No. 525 — P. 616 — ISSN 0026-3982.
  9. Hewish, Mark ; Ness, Leland. Shoot first, ask questions later (IDR exclusive). // Jane’s International Defense Review. — L.: Jane’s Information Group, March 1996. — Vol. 29 — No. 3 — P. 34 — ISSN 0020-6512.
  10. 1 2 Clarke, Donald ; Dartford, Mark. The New Illustrated Science and Invention Encyclopedia: The New how it Works. — Westport, CT: H. S. Stuttman, 1987. — P. 244 — 3628 p. — ISBN 0-87475-450-X.
  11. 1 2 «Ручная» ракета. // Военные знания. — М., 1990. — С. 13. Цитируемый фрагмент: «ДУ состоит из двух самостоятельных агрегатов — выбрасывающего и маршевого двигателей. Выбрасывающий работает на твердом топливе, у него локальная, но ответственная задача — обеспечить надежный старт ракеты. Конструкторы предусмотрели, что этот двигатель разгонит ракету до начальной скорости 28 м/с и придает ей угловую скорость вращения 20±5 об./с. Причем двигатель выключается еще до выхода ракеты из трубы. чтобы обезопасить стрелка-зенитчика. Маршевый двигатель работает тогда, когда ракета уже находится на траектории, на «марше».»
  12. Burkes, W. M. Eject Motor Characteristics for Tube-Launched Weapon Systems. / Solid Rocket Propulsion 3: Systems Analyses. — AIAA 5th Propulsion Joint Specialist Conference. Chaired by J. Edmund Fitzgerald. — N.Y.: American Institute of Aeronautics and Astronautics, June 9, 1969.