RU82191U1

RU82191U1 - STARTING COMPLEX FOR SPACE MISSILE Rocket

Info

Publication number: RU82191U1
Application number: RU2008141752/22U
Authority: RU
Inventors: Виктор Владимирович Шалай; Владимир Лазаревич Ланшаков; Наталия Владимировна Ланшакова
Priority date: 2008-10-21
Filing date: 2008-10-21
Publication date: 2009-04-20

Abstract

Стартовый комплекс содержит ракету, стартовый канал, многоскатное газоотражательное устройство, газоходы лоткового типа и перекрытие, отличающийся тем, что на перекрытии над выходом из каждого газохода размещено по вентиляционной установке, обеспечивающей скорость воздушного потока Vп>120 м/с.The launch complex contains a rocket, a launch channel, a multi-slope gas-reflecting device, tray-type flues and a ceiling, characterized in that a ventilation unit is installed at the ceiling above the outlet of each gas duct, providing an air velocity of Vp> 120 m / s.

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 СВ., Добросердов И.Л. / Структурно-элементное моделирование газодинамических процессов при старте ракет. - Бал. гос. техн. ун-т. СПб., 2004, с.1-9], 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 SV., Dobroserdov I.L. / Structural-element modeling of gas-dynamic processes at rocket launch. - Ball. state tech. un-t SPb., 2004, p.1-9], consisting of a rocket, a multi-rolled gas-reflecting device, tray-type gas waste 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 . / Basics 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.

Указанный технический результат достигается тем, что в стартовом комплексе, состоящем из ракеты, стартового канала, многоскатного газоотражательного устройства, перекрытия и газоходов лоткового типа, на перекрытии, над выходом из каждого газохода размещены вентиляционные установки, расположенные таким образом, чтобы скорость воздушного потока Vn>120 м/с.The indicated technical result is achieved by the fact that in the launch complex, consisting of a rocket, launch channel, multi-slope gas-reflecting device, floor and duct type ducts, ventilation units located in such a way that the air flow velocity Vn> are placed on the floor above the outlet of each gas duct 120 m / s.

Величина максимальной скорости прямого течения, устанавливается экспериментально и составляет 800 м/с. Кроме того, определено [Теория турбулентных струй 7 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], что поперечная скорость на границе двумерного течения составляет 5%, то есть 40 м/с. Следовательно, вентиляционная установка должна создавать скорость воздушного потока Vn не менее 120 м/с.The maximum direct flow velocity is established experimentally and is 800 m / s. In addition, it is defined [Theory of turbulent jets 7 Abramovich GN, Girshovich TA, Krasheninnikov S.Yu. and etc.; under the editorship of G.N. Abramovich. - 2nd ed., Revised. and additional - M .: Nauka, 1984. p.56-57] that the transverse velocity at the boundary of the two-dimensional flow is 5%, that is, 40 m / s. Therefore, the ventilation unit must create an air velocity Vn of at least 120 m / s.

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. На перекрытии 3 над выходом из каждого газохода лоткового типа 4 размещено по вентиляционной установке 5. Кроме того, стартовый комплекс содержит газоотражательное устройство 6.The launch complex includes a rocket 1 located in the launch channel 2. At the ceiling 3 above the outlet of each duct type tray 4, a ventilation unit 5 is placed. In addition, the launch complex contains a gas reflection device 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 4, образование кольцевого обратного потока, направленного к ракете 1. Параметры вентиляционной установки выбраны таким образом, чтобы скорость воздушного потока Vn составляла >120 м/с, это условие позволяет получить результирующее течение, значительно ослабляющее тепловое воздействие кольцевого обратного потока на корпус ракеты или полное отсутствие воздействия 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 6, the direct flow propagates through the chute type 4 flues, the formation of an annular reverse flow directed to the rocket 1. The ventilation unit parameters are chosen so that the air flow velocity Vn is> 120 m / s, this condition makes it possible to obtain a resultant flow that significantly reduces the thermal effect of the annular return flow on the rocket body or the complete absence of the effect of the annular return flow to the body of a space rocket.

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 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 for launching larger missiles

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.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, tray-type flues and a ceiling, characterized in that a ventilation unit is installed at the ceiling above the outlet of each gas duct, providing an air velocity of Vp> 120 m / s.