RU81474U1

RU81474U1 - STARTING COMPLEX FOR SPACE MISSILE Rocket

Info

Publication number: RU81474U1
Application number: RU2008141751/22U
Authority: RU
Inventors: Виктор Владимирович Шалай; Владимир Лазаревич Ланшаков; Наталия Владимировна Ланшакова
Priority date: 2008-10-21
Filing date: 2008-10-21
Publication date: 2009-03-20

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 насосные установки, для обеспечения скоростного напора жидкости Vп>1,3 атм., что позволяет получить результирующее течение, предотвращающее или значительно ослабляющее тепловое воздействие кольцевого обратного потока на корпус ракеты космического назначения. 1 илл.A launch complex for space rockets is proposed, consisting of a rocket, a launch channel, a multi-slope gas-reflecting device, tray-type flues and a shut-off in which pumping units are located on the side of the launch channel to provide a high-speed liquid head Vp> 1.3 atm. the resultant flow that prevents or significantly attenuates the thermal effect of the annular reverse flow on the spacecraft’s hull. 1 ill.

Description

Полезная модель относится к области ракетно-космической техники и может быть использована для наземного старта ракет космического назначения.The utility model relates to the field of rocket and space technology and can be used for ground launch of space rockets.

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, многоскатанного газоотражательного устройства, газоотходов 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].Missile systems are known [Afanasyev E.V., Baloban V.I., Bobyshev S.V., Dobroserdov I.L. / Structural-element modeling of gas-dynamic processes at rocket launch. - Ball. state tech. un-t SPb., 2004, pp. 1-9, (416 pp.)], Consisting of a rocket, a multi-rolled gas-reflecting device, flume-type waste gas and the ceiling in which the rocket is mounted. When the rocket starts, the expiring jets act on the multi-slope gas-reflection device. The flow resulting from this, propagating through the flues of the chute type, is divided into a direct flow and an annular reverse flow directed to the rocket body. With certain parameters of the rocket propulsion system and its position relative to the gas deflector, the annular reverse flow can cause heating of the rocket body, which is strictly limited or not at all acceptable [Biryukov GP, Grankin BK, Kozlov VV, Soloviev V.N ./ Fundamentals of the design of space rocket complexes). - St. Petersburg: Alphabet, 2002, S. 264-265].

Задачей полезной модели является уменьшение габаритных размеров стартового комплекса при условии отсутствия воздействия кольцевого обратного потока на корпус ракеты космического назначения.The objective of the utility model is to reduce the overall dimensions of the launch complex, provided that there is no ring backflow effect on the space rocket body.

Указанная задача решается тем, что в стартовом комплексе, состоящем из ракеты, стартового канала, многоскатного газоотражательного устройства, газоходов лоткового типа и перекрытия, в перекрытии со стороны стартового канала размещены насосные установки.The indicated problem is solved by the fact that in the launch complex, consisting of a rocket, launch channel, multi-slope gas-reflecting device, flume type ducts and floor, pumping units are located in the ceiling on the side of the launch channel.

Величина максимальной скорости в слое смешения струи, устанавливается экспериментально и составляет 2500 м/с. Поперечная скорость The maximum velocity in the jet mixing layer is established experimentally and is 2500 m / s. Lateral speed

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. Г.Н.Абрамовича. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Наука, 1984. с.56-57]. Следовательно, параметры насосной установки должны обеспечить скоростной напор жидкости не менее 1,3 атм. (Vп>1,3 атм.).at the boundary of a circular jet is 2%, that is, 50 m / s [Theory of turbulent jets / Abramovich G.N., Girshovich T.A., Krasheninnikov S.Yu. and etc.; under the editorship of G.N. Abramovich. - 2nd ed., Revised. and add. - M .: Nauka, 1984. p. 56-57]. Therefore, the parameters of the pumping unit must provide a high-pressure fluid pressure of at least 1.3 atm. (Vp> 1.3 atm.).

На фиг.1 представлен продольный разрез стартового комплекса для ракет космического назначения.Figure 1 shows a longitudinal section of a launch complex for space rockets.

Стартовый комплекс содержит ракету 1, расположенную в стартовом канале 2 перекрытия 3, в котором со стороны стартового канала размещены насосные установки 4. Кроме того, стартовый комплекс содержит газоходы лоткового типа 5 и газоотражательное устройство 6.The launch complex comprises a rocket 1 located in the launch channel 2 of the overlap 3, in which pumping units 4 are placed on the side of the launch channel. In addition, the launch complex contains the flume ducts 5 and gas-reflecting device 6.

Стартовый комплекс работает следующим образом. При воздействии струй двигателей ракеты 1 на многоскатное газоотражательное устройство 5 происходит распространение прямого течения по газоходам лоткового типа 4, образование кольцевого обратного потока, направленного к ракете 1. Параметры насосной установки должны обеспечить скоростной напор жидкости Vп>1,3 атм., это условие позволяет получить результирующее течение, предотвращающее или значительно ослабляющее тепловое воздействие кольцевого обратного потока на корпус ракеты космического назначения.The launch complex works as follows. When the jets of the rocket 1 engines are exposed to the multi-slope gas-reflecting device 5, the direct flow propagates through the flues of the tray type 4, the formation of an annular reverse flow directed to the rocket 1. The parameters of the pump installation must provide a high-speed fluid pressure Vп> 1.3 atm., This condition allows to obtain a resultant flow that prevents or significantly attenuates the thermal effect of the annular reverse flow on the spacecraft’s hull.

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.The launch complex has a number of significant advantages compared to the known ones. One of them is the reduction of costs for the construction and operation of complexes due to their smaller dimensions. In addition, relatively inexpensive modernization is possible, i.e. the use of existing systems to launch missiles of greater power. Due to the fact that the proposed complex provides for the removal of hot gases of the reverse annular flow from the space rocket body, its launch is more reliable, and the lower part of its body can be made thinner, which makes it possible to put a payload into orbit with the same fuel costs more weight.

Claims

The launch complex contains a rocket, a launch channel, a multi-slope gas-reflecting device, gas ducts of a tray type, a ceiling, characterized in that pumping units are located in the ceiling on the side of the launch channel to provide a high-speed fluid pressure Vp> 1.3 atm.