RU61857U1 - Ракетный комплекс полузаглубленного типа - Google Patents
Ракетный комплекс полузаглубленного типа Download PDFInfo
- Publication number
- RU61857U1 RU61857U1 RU2006131285/22U RU2006131285U RU61857U1 RU 61857 U1 RU61857 U1 RU 61857U1 RU 2006131285/22 U RU2006131285/22 U RU 2006131285/22U RU 2006131285 U RU2006131285 U RU 2006131285U RU 61857 U1 RU61857 U1 RU 61857U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- duct
- gas
- missile
- type
- Prior art date
Links
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Техническое решение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для наземного старта ракет-носителей космических аппаратов. Задачей, на решение которой направлено данное техническое решение, является обеспечение высокой безопасности старта ракеты при уменьшении габаритных размеров ракетного комплекса, путем изменения направления обратного потока со стороны газохода лоткового типа к центру сопел двигательной установки ракеты, где он полностью эжектируется газовой струей. Указанная задача решается тем, что в ракетном комплексе полузаглубленного типа, включающем газоотражательное устройство, газоход лоткового типа, перекрытие, содержащее канал конической формы, сужающийся от входного отверстия на наружной поверхности к выходному отверстию, и ракету, установленную асимметрично ближе к газоотражательному устройству, согласно заявленному техническому решению, ракетный комплекс дополнительно снабжен вентиляционной установкой, расположенной в перекрытии со стороны газохода лоткового типа. 1 ил.
Description
Техническое решение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для наземного старта ракет-носителей космических аппаратов.
Известны ракетные комплексы, содержащие ракету, газоотражательное устройство, газоход лоткового типа и перекрытие, в котором имеется канал конической формы, сужающийся от входного отверстия на наружной поверхности к выходному отверстию (Бельков В.Н., Ланшаков В.Л. Ракетные комплексы: аспекты автоматизированного проектирования.: Учеб. пособие. Омск: Изд-во ОмГТУ, 2002. С.6-10).
Однако при определенных параметрах двигательной установки ракеты и ее положении относительно газоотражателя обратный поток может вызвать нагрев корпуса ракеты, который строго ограничен или вообще недопустим.
Известны также ракетные комплексы полузаглубленного типа (патент на полезную модель №29134 РФ; МПК 7 F 41 F 3/04, Ракетный комплекс полу заглубленного типа / Бельков В.Н., Белькова С. В., Ланшаков В.Л. (РФ); 2003. - 4 с.: ил.), содержащие газоотражательное устройство, газоход лоткового типа, перекрытие, имеющее канал конической формы, сужающийся от входного отверстия на наружной поверхности к выходному отверстию, и ракету, установленную в перекрытии и сдвинутую к газоотражательному устройству, причем ракета устанавливается асимметрично таким образом, что формирующийся направленный поток (за счет эжекции воздуха газовой струей) в зазоре между стенками ракеты и канала перекрытия имеет скоростной напор больше скоростного напора обратного потока
при его отрыве от газоотражательного устройства. Таким образом, результирующее течение, образованное при взаимодействии обратного и эжекционного потоков, направлено ниже корпуса ракеты, обеспечивая отсутствие воздействия обратного потока на корпус ракеты со стороны газоотражательного устройства.
Однако указанный комплекс имеет существенный недостаток - большие габариты, обусловленные необходимостью обеспечения безопасности старта. При уменьшении габаритов, а именно: при угле встречи оси струи с газоотражателем больше 35° и расстоянии от среза сопла до газоотражателя в пределах первой ударно-волновой конфигурации струи, интенсивность обратного потока и длина его распространения таковы, что наибольшую опасность представляет обратный поток, не со стороны газоотражателя, а с противоположной ему стороны - со стороны газохода лоткового типа. Так как деформация обратного потока с этой стороны меньше, то здесь он обладает большей энергией и имеет больший скоростной напор. Следовательно, струи двигательной установки ракеты не могут его полностью эжектировать, в результате возникает недопустимый нагрев корпуса ракеты.
Задачей, на решение которой направлено данное техническое решение, является обеспечении высокой безопасности старта ракеты при уменьшении габаритных размеров ракетного комплекса, путем изменения направления обратного потока со стороны газохода лоткового типа к центру сопел двигательной установки ракеты, где он полностью эжектируется газовой струей.
Указанная задача решается тем, что в ракетном комплексе полузаглубленного типа, включающем газоотражательное устройство, газоход лоткового типа, перекрытие, содержащее канал конической формы, сужающийся от входного отверстия на наружной поверхности к выходному отверстию, и ракету, установленную асимметрично ближе к газоотражательному
устройству, согласно заявленному техническому решению, ракетный комплекс дополнительно снабжен вентиляционной установкой, расположенной в перекрытии со стороны газохода лоткового типа.
На схеме представлен продольный разрез ракетного комплекса полузаглубленного типа. Ракетный комплекс полузаглубленного типа содержит ракету 1, газоотражательное устройство 2, газоход лоткового типа 3, перекрытие 4 с каналом конической формы 5 и вентиляционную установку 6.
При старте ракет в ракетном комплексе происходят следующие аэрогазодинамические процессы: образование обратного потока при воздействии струй двигательной установки ракеты 1 на газоотражательное устройство 2; распространение прямого течения по газоходу лоткового типа 3; в зазоре между стенками ракеты 1 и канала 5 перекрытия 4 формируется направленный поток, обусловленный высокой эжекционной способностью струй двигательной установки ракеты 1, в результате взаимодействия его с горячими газами обратного потока обеспечивается отсутствие воздействия последнего на корпус ракеты со стороны газоотражательного устройства; возникновение воздушного потока в пространстве между стенками ракеты 1 и канала 5 перекрытия 4 со стороны газохода лоткового типа 3, за счет работы вентиляционной установки 6; возникновение результирующего течения (образованного взаимодействием высоконапорного воздушного потока, создаваемого вентиляционной установкой, с горячими газами обратного потока), направленного к центру сопел двигательной установки ракеты 1; эжекция результирующего течения газовой струей двигательной установки ракеты 1.
Характеристики вентиляционной установки, выбираются таким образом, чтобы воздушный поток в канале 5 перекрытия 4 имел на выходе скоростной напора больший скоростного напора обратного потока в месте его отрыва от газоотражательного устройства 2 со стороны газохода лоткового типа 3 и достаточный для того чтобы изменить направления обратного
потока и направить его к центру сопел двигательной установки ракеты 1. Направленный таким образом к центру сопел двигательной установки ракеты 1 результирующий поток полностью эжектируется газовой струей, обеспечивая отсутствие воздействия обратного потока на корпус ракеты 1.
Заявляемое техническое решение обладает рядом существенных преимуществ по сравнению с известными ракетными комплексами. Одним из них является обеспечение высокой безопасности старта ракеты-носителя космического аппарата при уменьшении габаритных размеров, а следовательно и снижение затрат на строительство и эксплуатацию ракетных комплексов. 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 газоотражательного устройства, газохода лоткового типа, перекрытия, содержащего канал конической формы, сужающийся от входного отверстия на наружной поверхности к выходному отверстию, и ракеты, установленной в перекрытии таким образом, что ее ось симметрии сдвинута параллельно оси симметрии канала конической формы в сторону газоотражательного устройства, отличающийся тем, что ракетный комплекс дополнительно снабжен вентиляционной установкой, встроенной в перекрытие со стороны газохода лоткового типа.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006131285/22U RU61857U1 (ru) | 2006-08-30 | 2006-08-30 | Ракетный комплекс полузаглубленного типа |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006131285/22U RU61857U1 (ru) | 2006-08-30 | 2006-08-30 | Ракетный комплекс полузаглубленного типа |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU61857U1 true RU61857U1 (ru) | 2007-03-10 |
Family
ID=37993475
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006131285/22U RU61857U1 (ru) | 2006-08-30 | 2006-08-30 | Ракетный комплекс полузаглубленного типа |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU61857U1 (ru) |
-
2006
- 2006-08-30 RU RU2006131285/22U patent/RU61857U1/ru not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9739296B2 (en) | Channeling fluidic waveguide surfaces and tubes | |
US4932306A (en) | Method and apparatus for launching a projectile at hypersonic velocity | |
US3430446A (en) | External burning ramjet engine | |
RU2436985C2 (ru) | Выпускной коллектор для рабочих газов, образующий горизонтальное колено в летательном аппарате, способ осуществления работы выпускного коллектора и газотурбинный двигатель, содержащий указанный коллектор | |
US11834154B2 (en) | Shockwave mitigation system for supersonic aircraft | |
RU2005137053A (ru) | Летательный аппарат и способ его запуска | |
JP7046104B2 (ja) | 膨出部を有するアイソレータを伴うフライトビークルエアエンジン | |
CN105604735A (zh) | 高超音速飞行器 | |
JPH0849999A (ja) | 空気吸込式の推進補助による発射体 | |
WO2007022315A2 (en) | Integrated pulse detonation engine in a lifting surface with supercirculation | |
RU61857U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
US7954754B2 (en) | Mechanical acoustic noise generator system for scramjet engine | |
US20050091963A1 (en) | Aircraft turbine engine and an air ejection assembly for use therewith | |
RU61858U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU40457U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU2527250C2 (ru) | Способ уменьшения донного сопротивления и отсоса пограничного слоя подвижных, например, метаемых, тел в форме снаряда или пули с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью и тело в форме снаряда или пули с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью | |
RU34712U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU34713U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU29134U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU40458U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
KR20190044110A (ko) | 운송수단의 항력저감장치 및 그 방법 | |
US7849670B2 (en) | Propulsion system with integrated rocket accelerator | |
RU2528508C2 (ru) | Пусковая установка для авиационных ракет | |
RU2522687C2 (ru) | Способ создания дополнительной реактивной струи и снижения волнового сопротивления для подвижного, например, метаемого, тела в форме снаряда с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью и тело в форме снаряда с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью | |
RU2652595C2 (ru) | Противоградовая ракета |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20070831 |