RU2697221C1

RU2697221C1 - Модель управляемой многоразовой ракеты

Info

Publication number: RU2697221C1
Application number: RU2019107224A
Authority: RU
Inventors: Константин Юрьевич Кириллов; Максим Сергеевич Филиппов; Антон Андреевич Герус
Original assignee: Общество с ограниченной ответственностью «АИМ КОСМОТЕХ»
Priority date: 2019-03-14
Filing date: 2019-03-14
Publication date: 2019-08-13

Abstract

Изобретение относится к модели управляемой многоразовой ракеты, которая содержит цилиндрический корпус, включающий основную часть корпуса и вспомогательную, с установленным на вершине корпуса головным обтекателем; размещенный внутри корпуса двигатель и парашютную систему, причем в основании корпуса ракеты установлены опоры-стабилизаторы со встроенными дальномерами; в качестве двигателя выступает электрический импеллер, установленный внутри нижней части корпуса, с воздухозаборной сеткой, при этом импеллер выполнен с управляемым соплом; основная часть ракеты содержит полетный контроллер, бортовой компьютер, аккумуляторы и кабельную сеть; между основной и вспомогательной частью корпуса ракеты встроен двигатель компенсатора с крыльчатками. Технический результат заключается в повышении безопасности и экологичности. 3 ил.

Description

Изобретение относится к технике моделей летательных аппаратов с реактивной тягой и радиоуправляемым моделям, в частности к беспилотным летающим аппаратам и может быть использовано в небольших ракетах, а также в спортивном ракетомоделизме.

Известна ракета на жидком топливе (RU №2439359 С2, МПК А63Н 27/26), которая состоит из топливной камеры, которая через дроссельную трубку с герметизирующим элементом в виде резиновой пробки-пыжа, сообщается с щелевым соплом-стабилизатором.

Недостатком известного устройства является использование жидкого топлива (вода с электропроводящими и каталитическими присадками, в виде незначительного количества серной и соляной кислоты или их солей), что снижает экологичность и безопасность использования ракеты. Кроме того отсутствует возможность многоразового использования и управления ракетой.

Известна модель ракеты (RU №2019243 С, МПК А63Н 27/26),содержащая обтекатель, корпуса первой и второй ступеней, снабженные двигателями, причем эти двигатели кинематически связаны посредством стержневых элементов, а двигатель установлен с возможностью скольжения относительно корпуса второй ступени, внутри которого посредством шарниров установлены подпружиненные упоры для передачи усилия тяги двигателя на корпус. В донной части корпуса установлена заглушка, у которой со стороны двигателя размещен взрывной заряд.

Недостатком известного устройства является сложность конструкции с отделяемыми ступенями ракеты, использование воспламеняемого взрывного заряда, что снижает экологичность и безопасность использования ракеты. Кроме того отсутствует возможность многоразового использования и управления ракетой.

Известна модель ракеты (SU №1537284 А1, МПК А63Н 27/26), содержащая корпус, носовая часть которого закрыта обтекателем, твердотопливный двигатель, соединенный с корпусом посредством стержней, трубчатый элемент с внутренней перегородкой, установленный в имеющемся между двигателем и стержнями зазоре с возможностью скольжения по двигателю и по внутренней поверхности стенки корпуса до упора посредством взрывного заряда, размещенного между перегородкой и двигателем и соединенного с двигателем с возможностью срабатывания после его выработки. Перегородка посредством стержня соединена с обтекателем, при этом на стержне установлен парашют. На стержнях установлены стабилизаторы.

Недостатком известного устройства является использование твердотопливного двигателя, что снижает экологичность и безопасность использования ракеты. Кроме того отсутствует возможность многоразового использования и управления ракетой.

Известна реконфигурируемая модель ракеты (WO 2014204680, МПК А63Н 27/00), которая может быть запущена либо в одноступенчатой, либо в двухступенчатой конфигурации. Модель ракеты имеет трубку основного корпуса, носовой обтекатель, первую хвостовую часть, вторую хвостовую часть и промежуточный переходник. Носовой конус разъемно соединяется с верхним концом трубки основного корпуса, а первая хвостовая часть разъемно соединяется с нижним концом трубки основного корпуса. Первая хвостовая секция содержит первый ракетный двигатель для приведения в движение модельной ракеты, позволяя газам из горючего топлива выходить из нижнего конца первой хвостовой секции. Вторая хвостовая секция разъемно соединяется с нижним концом первой хвостовой секции и вмещает второй ракетный двигатель для приведения в движение модельной ракеты, позволяя газам из горючего топлива выходить из нижнего конца второй хвостовой секции.

Недостатком известного устройства является использование горючего топлива, что снижает экологичность и безопасность использования ракеты. Кроме того отсутствует возможность многоразового использования и управления ракетой.

В качестве ближайшего аналога выбрана двухступенчатая модель ракеты (US 3292302A, МПК А63Н 27/00), которая принята за прототип изобретения. Модель ракеты устанавливается на стартовой площадке перед запуском в полет. Ракета состоит из двух ступеней, включая основную ступень Р и ступень ракеты-носителя В. Основная ступень Р включает модель ракеты с вытянутым цилиндрическим телом, округленным на конце конусом носа и направляющие ребра. Основная ступень Р включает основную часть корпуса и вспомогательную. Ступень ракеты-носителя В, она же разгонный блок, сформирована как короткое, цилиндрическое тело, имеющее диаметр такой же как диаметр основной части тела (модели ракеты). Она также включает в себя набор ребер, расположенных в радиальном массиве вокруг тела. Ракета-носитель отделяется от основной модели ракеты на пике своего полета, после чего выпускается парашют. Парашют спускает основную модель ракеты на землю и помогает наземным наблюдателям в поиске модели.

К недостаткам прототипа относятся: использование твердотопливного двигателя, что снижает экологичность и безопасность использования ракеты; сложность конструкции, характеризующаяся наличием двух и более ступеней запуска с необходимостью осуществления запуска при помощи ракеты-носителя; отсутствие возможности управления ракетой.

Для заявленного устройства выявлены основные общие существенные признаки, такие как: Модель управляемой многоразовой ракеты, содержащая цилиндрический корпус, включающий основную часть корпуса и вспомогательную, с установленным на вершине корпуса головным обтекателем; размещенный внутри корпуса двигатель и парашютную систему.

Технической проблемой изобретения является устранение указанных недостатков, а именно:

- повышение безопасности и экологичности запуска модели ракеты за счет использования в качестве двигателя электрического импеллера за место твердотопливного двигателя;

- возможность дистанционного управления моделью ракеты и программирования траектории ее полета и посадки;

- возможность многоразового использования ракеты.

Техническая проблема решается моделью управляемой многоразовой ракеты, содержащей цилиндрический корпус, включающий основную часть корпуса и вспомогательную, с установленным на вершине корпуса головным обтекателем. Внутри корпуса размещены двигатель и парашютная система. Согласно заявленному изобретению, в основании корпуса ракеты установлены опоры-стабилизаторы со встроенными дальномерами. В качестве двигателя выступает электрический импеллер, установленный внутри нижней части корпуса, с воздухозаборной сеткой, при этом импеллер выполнен с управляемым соплом. Основная часть ракеты содержит полетный контроллер, бортовой компьютер, аккумуляторы и кабельную сеть. Между основной и вспомогательной частью корпуса ракеты встроен двигатель компенсатора с крыльчатками.

Техническая сущность и принцип действия предложенного устройства поясняются чертежами:

- на Фиг. 1 представлен вид сбоку на ракету, установленную в стартовой позиции на месте старта и готовую к полету;

- на Фиг. 2 и Фиг. 3 представлены два варианта полета ракеты, со множественным изображением ракеты на различных этапах полета и схематическим изображением траектории полета ракеты.

Модель управляемой многоразовой ракеты содержит цилиндрический корпус, включающий верхнюю вспомогательную часть 2, среднюю основную часть 1 корпуса, в которой установлена парашютная система (далее по тексту - парашют) 11 и нижнюю часть корпуса 6. На вершине ракеты установлен головной обтекатель 3. Согласно изобретению ракета во время взлета и после посадки удерживается в вертикальном положении с помощью опор-стабилизаторов 4 с дальномерами 5 для безопасной и управляемой посадки. Внутри нижней части корпуса 6 установлен двигатель, состоящий из электрического импеллера (на фиг. не показан) с управляемым соплом 7 для управляемого полета и посадки и металлической воздухозаборной сеткой 8, выполненной в виде усеченного конуса. Конусообразная форма сетки 8 обеспечивает эффективный забор воздуха и лучшую аэродинамику при полете. Нижняя часть корпуса 6, имеет диаметр больше диаметра основной части 1 корпуса для закрепления основания воздухозаборной сетки 8 и для обеспечения работы импеллера. Внутри основной части ракеты 1 установлены полетный контроллер, бортовой компьютер, аккумуляторы, кабельная сеть (на фиг. не показаны). Между основной 1 и вспомогательной 2 частью корпуса ракеты встроен электрический двигатель компенсатора 9 с крыльчатками 10.

Описанная выше модель управляемой многоразовой ракеты работает следующим образом.

Полет модели ракеты иллюстрируется диаграммами на Фиг. 2 и Фиг. 3. Запуск можно инициировать с любой стартовой площадки. На первой стадии полета ракета взлетает в воздух со стартовой площадки и поднимается до высшей точки полетной траектории, при этом тяга ракеты создается при помощи электрического импеллера, подключенного при помощи управляемого полетным контроллером драйвера к сборке аккумуляторов. Импеллер забирает воздух через воздухозаборную сетку 8 и нагнетает реактивную струю воздуха для создания подъемной силы. Управляемая по тангажу и крену тяга создается при помощи лопастей сопла 7, управляемых сервоприводами, подключенными к полетному контроллеру. Лопасти сопла 7 направляют поток в нужном направлении в зависимости от отклонения ракеты. Управление рысканием ракеты происходит при помощи вращения электрическим двигателем компенсатора 9, подключенным при помощи драйвера к полетному контроллеру, крыльчаток компенсатора 10, в частности компенсирующего вращающий момент от тягового электрического импеллера. Далее возможно два варианта посадки.

Первый вариант посадки, изображенный на Фиг. 2, предполагает дистанционно управляемую мягкую посадку на импеллерной тяге при помощи пульта управления, передающего управляющие сигналы по радиоканалу либо заранее запрограммированную при помощи бортового компьютера по заранее заложенной программе управления. Дальномеры 5 при управляемой посадке измеряют расстояния до места посадки и передают данные на бортовой компьютер для управления тягой импеллера.

Второй вариант предполагает дальнейшее отделение головного обтекателя 3, выпуск парашюта 11 и мягкую посадку ракеты и головного обтекателя 3 на связке при помощи парашюта 11. Парашют 11 будет управлять спуском основной модели ракеты на землю, и помогать наземным наблюдателям в поиске модели.

Техническим результатом изобретения является:

- отсутствие твердотопливного двигателя и использование вместо него электрического импеллера, что позволяет производить запуск ракеты практически в любом месте, включая помещения, повышение безопасности и экологичности за счет отсутствия химии;

- использование управляемого сопла совместно с электрическим импеллером, приводящее к возможности управляемого полета и посадки ракеты на любых этапах полета, а так же программирования полета;

- возможность многоразового использования за счет отсутствия рабочего тела и возможности зарядки электричеством без замены элементов конструкции.

Claims

Модель управляемой многоразовой ракеты, содержащая цилиндрический корпус, включающий основную часть корпуса и вспомогательную, с установленным на вершине корпуса головным обтекателем; размещенный внутри корпуса двигатель и парашютную систему, отличающаяся тем, что в основании корпуса ракеты установлены опоры-стабилизаторы со встроенными дальномерами; в качестве двигателя выступает электрический импеллер, установленный внутри нижней части корпуса, с воздухозаборной сеткой, при этом импеллер выполнен с управляемым соплом; основная часть ракеты содержит полетный контроллер, бортовой компьютер, аккумуляторы и кабельную сеть; между основной и вспомогательной частью корпуса ракеты встроен двигатель компенсатора с крыльчатками.