RU81473U1 - Стартовый комплекс для ракет космического назначения - Google Patents
Стартовый комплекс для ракет космического назначения Download PDFInfo
- Publication number
- RU81473U1 RU81473U1 RU2008141742/22U RU2008141742U RU81473U1 RU 81473 U1 RU81473 U1 RU 81473U1 RU 2008141742/22 U RU2008141742/22 U RU 2008141742/22U RU 2008141742 U RU2008141742 U RU 2008141742U RU 81473 U1 RU81473 U1 RU 81473U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launch
- rocket
- complex
- flow
- channel
- Prior art date
Links
Landscapes
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Предложен стартовый комплекс для ракет космического назначения, состоящий из ракеты, стартового канала, многоскатного газоотражательного устройства, газоходов лоткового типа и перекрытия, в котором со стороны стартового канала размещены вентиляционные установки для получения скорости воздушного потока Vп>150 м/с, что позволяет получить результирующее течение, предотвращающее или значительно ослабляющее тепловое воздействие кольцевого обратного потока на корпус ракеты космического назначения. 1 илл.
Description
Полезная модель относится к области ракетно-космической техники и может быть использована для наземного старта ракет космического назначения.
Известны ракетные комплексы [Афанасьев Е.В., Балобан В.И., Бобышев С.В., Добросердов И.Л. / Структурно-элементное моделирование газодинамических процессов при старте ракет.- Бал. гос.техн. ун-т. СПб., 2004, с.1-9, (416 с.)], состоящие из ракеты, многоскатного газоотражательного устройства, газоходов лоткового типа и перекрытия, в котором установлена ракета. При старте ракеты истекающие струи воздействуют на многоскатное газоотражательное устройство. Образующееся при этом течение, распространяющееся по газоходам лоткового типа, разделяется на прямое течение и кольцевой обратный поток, направленный к корпусу ракеты. При определенных параметрах двигательной установки ракеты и ее положении относительно газоотражателя кольцевой обратный поток может вызвать нагрев корпуса ракеты, который строго ограничен или вообще не допустим [Бирюков Г.П., Гранкин Б.К., Козлов В.В., Соловьев В.Н./Основы проектирования ракетно-космических комплексов).- СПб: Алфавит, 2002, с.264-265].
Задачей полезной модели является уменьшение габаритных размеров стартового комплекса при условии отсутствия теплового воздействия кольцевого обратного потока на корпус ракеты космического назначения.
Указанная задача решается тем, что в стартовом комплексе, состоящем из ракеты, стартового канала, многоскатного газоотражательного устройства, газоходов лоткового типа и перекрытия, в стартовом канале размещена вентиляционная установка.
Величина максимальной скорости в слое смешения струи устанавливается экспериментально и составляет 2500 м/с. Поперечная скорость на границе круглой струи составляет 2%, то есть 50 м/с [Теория турбулентных струй / Абрамович Г.Н., Гиршович Т.А., Крашенинников С.Ю. и др.; под ред. Т.Н.Абрамовича. - 2-е изд., перераб. и доп.- М.: Наука, 1984. с.56-57]. Следовательно, параметры вентиляционной установки должны обеспечить скорость воздушного потока Vп>150 м/с.
На фиг.1 представлен продольный разрез стартового комплекса для ракет космического назначения.
Стартовый комплекс содержит ракету 1, расположенную в стартовом канале 2 перекрытия 3, в котором со стороны стартового канала размещены вентиляционные установки 4. Кроме того, стартовый комплекс содержит газоходы лоткового типа 5 и многоскатное газоотражательное устройство 6.
Стартовый комплекс работает следующим образом. При воздействии струй двигателей ракеты 1 на многоскатное газоотражательное устройство 6 происходит распространение прямого течения по газоходам лоткового типа 5 и образование кольцевого обратного потока, направленного к ракете 1. В перекрытии 3, со стороны стартового канала размещены вентиляционные установки 4, обеспечивающие скорость воздушного потока Vп в стартовом канале 2 не менее 150 м/с (Vп>150 м/с), что позволяет получить результирующее течение, предотвращающее или значительно ослабляющее тепловое воздействие кольцевого обратного потока на корпус ракеты космического назначения.
Стартовый 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 кольцевого потока от корпуса ракеты космического назначения, 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)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008141742/22U RU81473U1 (ru) | 2008-10-21 | 2008-10-21 | Стартовый комплекс для ракет космического назначения |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008141742/22U RU81473U1 (ru) | 2008-10-21 | 2008-10-21 | Стартовый комплекс для ракет космического назначения |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU81473U1 true RU81473U1 (ru) | 2009-03-20 |
Family
ID=40545592
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008141742/22U RU81473U1 (ru) | 2008-10-21 | 2008-10-21 | Стартовый комплекс для ракет космического назначения |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU81473U1 (ru) |
-
2008
- 2008-10-21 RU RU2008141742/22U patent/RU81473U1/ru not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6347509B1 (en) | Pulsed detonation engine with ejector bypass | |
ES2311461T3 (es) | Aparatos y metodos que permiten el control activo del flujo de columnas de humo de escape de toberas. | |
EP1750002B1 (en) | One-piece baffle infrared suppressor apparatus | |
CN103195612B (zh) | 一种多功能涡轮风扇喷气发动机 | |
US11834154B2 (en) | Shockwave mitigation system for supersonic aircraft | |
US4173919A (en) | Two-way rocket plenum for combustion suppression | |
CN107218857A (zh) | 微型导弹 | |
RU81473U1 (ru) | Стартовый комплекс для ракет космического назначения | |
US7954754B2 (en) | Mechanical acoustic noise generator system for scramjet engine | |
RU81474U1 (ru) | Стартовый комплекс для ракет космического назначения | |
CN107957081A (zh) | 基于边界层燃烧的超燃冲压发动机内流道减阻方法 | |
RU82191U1 (ru) | Стартовый комплекс для ракет космического назначения | |
RU79991U1 (ru) | Стартовый комплекс для ракет космического назначения | |
RU81475U1 (ru) | Стартовый комплекс для ракет космического назначения | |
RU80221U1 (ru) | Стартовый комплекс для ракет космического назначения | |
RU40458U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
CN209369950U (zh) | 一种共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机 | |
RU34714U1 (ru) | Ракетный комплекс с открытым газоходом | |
RU40457U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU29134U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU34713U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
RU34712U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
AU2012222857A1 (en) | Engine for use in an aerial vehicle | |
RU61857U1 (ru) | Ракетный комплекс полузаглубленного типа | |
Hunter et al. | Improved supersonic performance for the F-16 inlet modified for the J79 engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20101022 |