RU2577739C2 - Способ полета ракеты - Google Patents
Способ полета ракеты Download PDFInfo
- Publication number
- RU2577739C2 RU2577739C2 RU2014127318/11A RU2014127318A RU2577739C2 RU 2577739 C2 RU2577739 C2 RU 2577739C2 RU 2014127318/11 A RU2014127318/11 A RU 2014127318/11A RU 2014127318 A RU2014127318 A RU 2014127318A RU 2577739 C2 RU2577739 C2 RU 2577739C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- working fluid
- nozzle
- working medium
- flight
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться в космической и военной области.
Известен способ полета ракеты, описанный в патентах на изобретения RU 2370669 С1, МПК F03H 99/00 от 20.10.2009 и RU 2521423 С1, МПК F03H 99/00; G21D 5/00 от 27.06.2014. Основной недостаток этого способа заключается в том, что рабочее тело, разогретое в ядерном двигателе без доступа кислорода, при выходе из сопла не сжигается. Следовательно ,дополнительная энергия, которая могла бы выделиться при сжигании рабочего тела, вышедшего из сопла, не используется для создания дополнительного импульса.
Наиболее близким по технической сущности к изобретению является способ движения ракеты, описанный в патенте на изобретение ракеты RU 2000473 С1, МПК F03H 5/00 от 07.09.1993, содержащей корпус, бак с жидким рабочим телом, реактор, регулирующую и контролирующую аппаратуру, сопло и полезную нагрузку, отличающийся тем, что бак заполнен водой, а реактор выполнен в виде емкости с источником энергии на основе высокомодульных силикатов с кремне-бескислородными соединениями.
Основной недостаток этого изобретения, заключается в неэффективном использовании рабочего тела. Так как в качестве рабочего тела используется негорючая жидкость (вода), то при выходе из сопла рабочее тело (паровоздушная смесь) не способно воспламениться и создать дополнительный импульс ракете за счет энергии сгорания. Дополнительный импульс позволяет увеличить скорость ракеты и дальность полета при одинаковом запасе рабочего тела.
Задачей изобретения является получение технического результата, выражающегося в увеличении скорости и дальности полета ракеты.
Указанная задача в способе полета ракеты, заключающаяся в подаче распыленного рабочего тела через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, возникающих при старте при срабатывании порохового заряда и движении ракеты, решается тем, что основной импульс ракета получает от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, а дополнительный импульс за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.
Проведенный научно-технический анализ предложения и уровня техники свидетельствует о том, что предлагаемое техническое решение для специалиста не следует явным образом из уровня техники, при этом признаки изложенной совокупности взаимосвязаны, находятся в причинно-следственной связи с ожидаемым результатом и являются необходимыми и достаточными для его получения.
Изобретение поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена ракета в разрезе, содержащая корпус 1, емкость с горючим рабочим телом 2, например, бензином. Под действием сил инерции и поршня 3, при срабатывании стартового порохового заряда 4, распыленное рабочее тело 2 (показано стрелками) поступает через форсунки 5 и нагреватель 6 в теплообменную камеру 7. Нагреватель 6 разогревает рабочее тело 2 без доступа кислорода до рабочей температуры (2000°С), превращая его в раскаленный газ. В качестве нагревателя может служить порошковая смесь, например, Та+С с температурой реакции 3070 К, или смесь Ti+С с температурой реакции 3000 К, или Ti+2В с температурой реакции 3190 К и т.д.
Газ, выходя из сопла 8 (показано стрелками), создает реактивную струю 9, которая в свою очередь создает реактивную тягу ракеты. Реактивная струя 9 воспламеняется, попадая в обойму 10, размещенную на стабилизаторах 11, при взаимодействии с воздушным потоком 12 (показано стрелками), который создается между стабилизаторами 11 внутри обоймы 10 движением ракеты и тягой реактивной струи. Раскаленный газ реактивной струи 9 сгорает в обойме 10 и придает дополнительный импульс ракете и дополнительное ускорение. За счет этого увеличивается скорость и дальность полета ракеты.
Таким образом, изобретение позволяет получить технический результат, выражающийся в увеличении скорости и дальности полета ракеты.
Claims (1)
- Способ полета ракеты, заключающийся в подаче распыленного рабочего тела через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, возникающих при старте при срабатывании порохового заряда и движении ракеты, отличающийся тем, что основной импульс ракета получает от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, а дополнительный импульс за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014127318/11A RU2577739C2 (ru) | 2014-07-04 | 2014-07-04 | Способ полета ракеты |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014127318/11A RU2577739C2 (ru) | 2014-07-04 | 2014-07-04 | Способ полета ракеты |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014127318A RU2014127318A (ru) | 2016-02-10 |
RU2577739C2 true RU2577739C2 (ru) | 2016-03-20 |
Family
ID=55312957
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014127318/11A RU2577739C2 (ru) | 2014-07-04 | 2014-07-04 | Способ полета ракеты |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2577739C2 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2992794A (en) * | 1950-12-13 | 1961-07-18 | William H A Boyd | Guided missile |
RU2445491C2 (ru) * | 2006-11-10 | 2012-03-20 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Двигательная установка ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными режимами работы и способ ее действия |
RU2521423C1 (ru) * | 2012-12-05 | 2014-06-27 | Вячеслав Иванович Беляев | Ядерный ракетный двигатель |
-
2014
- 2014-07-04 RU RU2014127318/11A patent/RU2577739C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2992794A (en) * | 1950-12-13 | 1961-07-18 | William H A Boyd | Guided missile |
RU2445491C2 (ru) * | 2006-11-10 | 2012-03-20 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Двигательная установка ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными режимами работы и способ ее действия |
RU2521423C1 (ru) * | 2012-12-05 | 2014-06-27 | Вячеслав Иванович Беляев | Ядерный ракетный двигатель |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Кикоин И.К. и др. Физика. Учебник для 8 класса средней школы. Москва. Издательство "Просвещение". 1981. стр. 168-174. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2014127318A (ru) | 2016-02-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA2718811A1 (en) | Vitiated steam generator | |
US11084605B2 (en) | Device and system for controlling missiles and kill vehicles operated with gel-like fuels | |
US20180156159A1 (en) | Regenerative hybrid rocket motor | |
Kasahara et al. | Present status of pulse and rotating detonation engine research | |
RU2577739C2 (ru) | Способ полета ракеты | |
RU2014101385A (ru) | Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель | |
KR101666776B1 (ko) | 물과 반응하여 수소가스를 생성하는 파우더를 사용하는 제트 추진체 및 그의 작동방법. | |
Komornik et al. | Study of a hybrid gas generator for a ducted rocket | |
US3485169A (en) | Impingement and composition enhanced infrared flare | |
RU197089U1 (ru) | Паровая, с горячей водой и генерацией пара лазерным источником тепла, ракета Романова | |
Gafni et al. | Experimental investigation of an aluminized gel fuel ramjet combustor | |
RU2690236C1 (ru) | Сверхзвуковая вращающаяся ракета | |
RU196907U1 (ru) | Ракета с газопаровым пороховым двигателем, ядерными зарядами ВВ и поворотным соплом | |
Lu | Prospects for detonations in propulsion | |
Kuznetsov et al. | Development of a lab-scale gel fuel ramjet combustor | |
Dyrda et al. | Fuel additives for laser ignition of poly (methyl methacrylate) and gaseous oxygen hybrid motors | |
CN105605975A (zh) | 一种水反应金属燃料的弹射装置 | |
RU187155U1 (ru) | Бессопловая газопаровая камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU196394U1 (ru) | Паровой двигатель - аккумулятор Романова для космических аппаратов | |
RU2425244C2 (ru) | Стартовый ускоритель голодяева для ракет | |
RU2527903C1 (ru) | Способ воспламенения заряда твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива для его реализации | |
RU2446306C1 (ru) | Способ функционирования пульсирующего детонационного двигателя (варианты) | |
Yu et al. | Study on electrical ignition characteristics of HAN-based liquid propellant spray | |
RU166170U1 (ru) | Управляемая ракета с увеличенной тягой двигательной установки на твердом топливе | |
JP5988878B2 (ja) | パルス燃焼装置、および溶射装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170705 |