RU34712U1 - Ракетный комплекс полузаглубленного типа - Google Patents
Ракетный комплекс полузаглубленного типа Download PDFInfo
- Publication number
- RU34712U1 RU34712U1 RU2003122436/20U RU2003122436U RU34712U1 RU 34712 U1 RU34712 U1 RU 34712U1 RU 2003122436/20 U RU2003122436/20 U RU 2003122436/20U RU 2003122436 U RU2003122436 U RU 2003122436U RU 34712 U1 RU34712 U1 RU 34712U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- gas
- missile
- semi
- channel
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Description
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС ПОЛУЗАГЛУБЛЕННОГО ТИПА
Полезная модель относится к области ракетно-космической техники и может быть использована для наземного старта ракет-носителей космических аппаратов.
Известны ракетные комплексы, состоящие из ракеты, газоотражательного устройства, газохода лоткового типа и перекрытия, в котором устанавливается ракета. При старте ракеты истекающие струи воздействуют на газоотражательное устройство. Образующееся при этом течение разделяется на обратный поток, направленный к корпусу ракеты, и прямое течение, распространяющееся по газоходам лоткового типа 1. Однако при определенных параметрах двигательной установки ракеты и ее положении относительно газоотражательного устройства обратный поток может вызвать нагрев корпуса ракеты, который строго ограничен или вообще недопустим.
Известен также ракетный комплекс 2, состоящий из ракеты, газоотражательного устройства, газохода лоткового типа, конического перекрытия, которое сужается от входного отверстия на наружной поверхности комплекса к выходному отверстию. В канале между стенками ракеты и перекрытия формируется направленный воздушный поток за счет эжекции воздуха газовой струей. Причем соотношение площадей выходного и входного отверстий канала выбирают так, чтобы скоростной напор воздушного потока был больше скоростного напора обратного потока в месте его отрыва от газоотражательного устройства, а ракета сдвинута в перекрытии к газоотражательному устройству.
Однако указанные комплексы имеют существенный недостаток: при угле встречи оси струи с газоотражателем больше 35° и расстоянии от среза сопла до газоотражателя в пределах первой ударно-волновой конфигурации струи в перспективных ракетных комплексах или при использовании более мощных ракет
на современных ракетных комплексах интенсивность обратного потока и длина его распространения таковы, что струи ракетного двигателя не полностью эжектируют обратный поток, поэтому возникает недопустимый нагрев корпуса ракеты.
Задачей полезной модели при условии отсутствия воздействия обратного потока на корпус ракеты является уменьшение габаритных размеров перспективного ракетного комплекса и использование более мощных ракет на современном ракетном комплексе.
Указанная задача решается тем, что в ракетном комплексе полузаглубленного типа, состоящем из ракеты, газоотражательного устройства, газохода лоткового типа, конического перекрытия, сужающегося от входного отверстия на наружной поверхности комплекса к выходному отверстию, образуя канал между стенками ракеты и перекрытием, причем ракета сдвинута в перекрытии к газоотражательному устройству, на котором размещена вентиляционная установка.
На рисунке представлен продольный разрез ракетного комплекса полузаглубленного типа.
Ракетный комплекс с открытым газоходом содержит ракету 1, газоотражательное устройство 2, газоход лоткового типа 3, коническое перекрытие 4, канал 5, вентиляционную установку 6, размещенную на газоотражательном устройстве 2.
Ракетный комплекс работает следующим образом. При воздействии струй двигателей ракеты 1 на газоотражательное устройство 2 образуются: прямое течение, распространяющееся по газоходу лоткового типа 3, обратный поток, направленный к ракете 1, воздушный поток в канале 5 за счет эжекции истекающими струями воздуха и включения вентиляционной установки 6 в момент старта ракеты. Соотношение площадей входного отверстия канала 5 на наружной поверхности ракетного комплекса и выходного отверстия канала 5, выбирается таким образом, чтобы воздушный поток в канале 5 постепенно ускорялся за счет сужения канала, причем ракета сдвинута в перекрытии 4 к газоотражательному устройству 2 для получения значения скорости воздушного потока за счет эжекции истекающими струями воздуха в диапазоне от 50 до 100 м/сек. на участке выходного отверстия канала, обращенного к газоотражательному устройству 2, а дополнительно введенная на газоотражательное устройство 2 вентиляционная установка 6, всасывающая обратный поток, уменьшает его скорость в 2-3 раза, поэтому скоростной напор обратного потока в месте его отрыва от газоотражательного устройства 2 становится меньше скоростного напора воздушного потока, что обеспечивает отсутствие воздействия результирующего течения, образованного смешением обратного и воздушного потоков, на корпус ракеты 1.
Благодаря тому, что в коническое перекрытие введена вентиляционная установка, предлагаемый ракетный комплекс обладает рядом существенных преимуществ по сравнению с известными. Одним из них является снижение затрат на строительство и эксплуатацию комплексов вследствие их меньших габаритов. Кроме того, возможна относительно недорогая их модернизация, т.е. использование имеющихся комплексов для старта ракет большей мощности. В связи с тем, что в предлагаемом комплексе обеспечивается отвод горячих газов обратного потока от корпуса ракеты-носителя космического аппарата, ее старт является более надежным, а нижняя часть его корпуса может быть выполнена тоньше, что позволяет при тех же затратах топлива вывести на орбиту полезный груз большего веса.
Claims (1)
- Ракетный комплекс полузаглубленного типа, состоящий из ракеты, газоотражательного устройства, газохода лоткового типа, конического перекрытия, сужающегося от входного отверстия на наружной поверхности комплекса к выходному отверстию, образуя канал между стенками ракеты и перекрытием, причем ракета сдвинута в перекрытии к газоотражательному устройству, отличающийся тем, что на газоотражательном устройстве размещена вентиляционная установка.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003122436/20U RU34712U1 (ru) | 2003-07-21 | 2003-07-21 | Ракетный комплекс полузаглубленного типа |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003122436/20U RU34712U1 (ru) | 2003-07-21 | 2003-07-21 | Ракетный комплекс полузаглубленного типа |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU34712U1 true RU34712U1 (ru) | 2003-12-10 |
Family
ID=36114886
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003122436/20U RU34712U1 (ru) | 2003-07-21 | 2003-07-21 | Ракетный комплекс полузаглубленного типа |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU34712U1 (ru) |
-
2003
- 2003-07-21 RU RU2003122436/20U patent/RU34712U1/ru not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9739296B2 (en) | Channeling fluidic waveguide surfaces and tubes | |
EP1718857B1 (en) | Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines | |
US5216878A (en) | Mixed exhaust flow supersonic jet engine and method | |
EP1726812B1 (en) | Thrust reverser system for an aircraft | |
US7753311B2 (en) | Propulsion system, aircraft comprising the propulsion system and an outlet device for a jet engine | |
US6256979B1 (en) | Backblast gas structure equipped with thrust reverser with two rear doors and planar exhaust area | |
JP2023103266A (ja) | 車両、エンジンシステム、車両のドラッグを低減するための方法、及び、内燃機関からの排気ガス中のエネルギを使用する方法 | |
US5222359A (en) | Nozzle system and method for supersonic jet engine | |
JP2000356167A (ja) | ドルフィンカスケードベーン | |
KR102374976B1 (ko) | 유동 전환 램프를 포함하는 아이솔레이터가 있는 비행체 공기 흡입 엔진 | |
GB1338892A (en) | Silencer or muffler for the composite nozzle of an aircraft jet engine | |
RU2439341C2 (ru) | Двигатель внутреннего сгорания, транспортное средство, морское судно и способ выпуска для двигателя внутреннего сгорания | |
US3749316A (en) | Sound suppressing thrust augmenting apparatus | |
JP6126095B2 (ja) | ノズル構造体およびノズル構造体の製造方法 | |
US7954754B2 (en) | Mechanical acoustic noise generator system for scramjet engine | |
RU34712U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU34713U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU29134U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU40457U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU40458U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
KR20190044110A (ko) | 운송수단의 항력저감장치 및 그 방법 | |
RU34714U1 (ru) | Ракетный комплекс с открытым газоходом | |
RU61857U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU61858U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU79991U1 (ru) | Стартовый комплекс для ракет космического назначения |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20040722 |