ракета на двигателе "рд 2с"

Формула изобретения

1. Ракета, несущая полезную нагрузку, содержащая корпус, размещенные в корпусе топливный бак с движительным топливом, двигатель с рабочей полостью, в которой размещены камеры сгорания с движительным зарядом и электровоспламенителями, отличающаяся тем, что в рабочей полости двигателя камеры сгорания разделены межкамерными перегородками, электровоспламенители соединены электрической цепью, при этом корпус двигателя представляет собой стакан, наружный диаметр которого выполнен увеличивающимся в направлении топливного бака, а для динамического запирания рабочей полости использована ближайшая к выходу из корпуса двигателя камера сгорания.

2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что количество камер сгорания в двигателе составляет от двух и более.

3. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что двигатель выполнен с возможностью цикличного сжигания движительного заряда в камерах сгорания.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании ракет в широком диапазоне выполняемых задач: для ракет (снарядов) ПТУР и систем залпового огня, ракет ПВО, ракет тактического, оперетивно-тактического и стратегического назначения, в том числе для проектирования ракетно-космической техники и, в частности к транспортным системам, предназначенным для старта с поверхности планеты, разгона, выведения на орбиту полезной нагрузки и других задач в космосе.

При определении уровня техники использовались общедоступные сведения, представленные в следующих источниках информации:

опубликованные описания к охранным документам:

1. Авторское свидетельство РФ 2149276, МПК F 02 К 9/42, В 64 G 1/40;

2. Авторское свидетельство РФ 2156721, МПК В 64 G 1/14, 1/40, F 02 К 91/48;

3. Авторское свидетельство РФ 2072952, МПК В 64 G 1/14;

4. Авторское свидетельство РФ 2094330, МПК В 64 G 1/10, 1/40.

заявки на изобретения;

советские и иные издания, имеющиеся в библиотеке;

сообщения, переданные посредством радио, телевидения, кино и т.п.

Анализ этих сведений показал, что известные, широко применяемые, двигательные установки (реактивные двигательные установки на основе ракетного двигателя) позволяют разгонять твердые тела в космосе до скоростей 7,9 - 16,67 км/сек (1-я, 2-я, 3-я космическая скорость). В нижних слоях атмосферы до 3000 м/сек (до 10 М).

К недостаткам подобных двигательных установок следует отнести достаточно большой расход топлива, следовательно, и большую массу конструкции в целом. Так для достижения космических скоростей соотношение веса заряда и веса метаемого тела (полезная нагрузка) составляет до 1/500, что значительно повышает сложность конструкции (вес, объем, общие габариты), многократно увеличивает время изготовления и обслуживания и соответственно увеличивается общая стоимость продукта со всей инфраструктурой. Кроме того, используемые виды топлива и окислителей оказывают сильное воздействие на человека, в т.ч. обслуживающий персонал и экологию окружающей среды, что соответственно усложняет их производство, применение и утилизацию.

Задачей изобретения является создание нового типа ракет на РД 2С, который позволит повысить вес и объем полезной нагрузки и снизить вес метательного заряда по отношению к весу метаемого, упростить конструкцию в целом, применить щадящий для человека и экологии окружающей среды вид топлива. Увеличить дальность и скорость полета изделий как соответствующих по полезной нагрузке существующим аналогам, так и изделий уникальных, не имеющих аналогов. Уменьшить стоимость изделий на всех этапах изготовления и эксплуатации при выполнении задач, аналогичных существующим в данное время.

Технический результат, который может быть получен при его использовании, заключается в том, что повышается КПД энергии топлива на единицу полезной нагрузки, тем самым уменьшаются характеристики (вес, объем) конструкции в целом для выполнения аналогичных задач, что позволяет строить изделия на РД 2С компактно.

Решение поставленной задачи достигается предлагаемой ракетой на двигателе РД 2С, включающей корпус ракеты, состоящей из полезной нагрузки (приборы, ВВ, оборудование и другие устройства в зависимости от поставленных задач), бака с топливом и корпуса двигателя в виде трубы из металла с дном (стакан), наружный диаметр которого увеличивается в направлении топливного бака, с движительным зарядом, размещаемым в камерах сгорания с электровоспламенителями, разделенные между собой межкамерными перегородками и соединенные электрической цепью, где длина корпуса двигателя соответствует условию:

L=L(д. зар)+Р L(сгор),

где L - общая длина канала трубы (глубина стакана);

L(д. зар) - длина оболочки движительного заряда;

L(д. зар)=L(к. сгор.)n+L(мп) n,

где L(к. сгор.) - длина камеры сгорания;

n - количество камер сгорания от 2 до n в зависимости от поставленных задач;

L(сгор) - длина канала, соответствующая полному сгоранию горючего вещества;

Р - коэффициент от 2 до "С" для стабилизации полета метаемого тела;

"С" - давление продуктов полного сгорания горючего вещества от воспламенителей в количестве n, соответствующее давлению при полном сгорании данного горючего вещества от одного воспламенителя;

L(мп) - толщина межкамерной перегородки;

а электровоспламенители соответствуют условию скорости горения:

n<n(s);
n=n(s)-n(s)K,

где n - количество электровоспламенителей;

n(s) - количество электровоспламенителей, соответствующее взрыву;

s - скорость горения, соответствующая взрыву;

V(m) - объем возгорания движительного заряда от одного электровоспламенителя в единицу времени;

V - объем всей оболочки метательного заряда;

К - коэффициент от 0,4~0,9 устанавливается в зависимости от решаемых задач.

Для одновременного инициирования движительного заряда элекгровоспламенители соединены в электрическую цепь. Характеристики ракеты варьируются в зависимости от решаемых задач путем изменения всех элементов конструкции, завязанных в единое целое.

В предлагаемой нами ракете разгон ее осуществляется благодаря заполнению трубы (стакана) двигателя движительным зарядом, разделенным на камеры сгорания с несколькими воспламенителями, что позволило повысить скорость метаемого тела при сжатии расхода движительного заряда (уменьшении отношения веса заряда горючего вещества к весу тела), уменьшить длину канала разгона, уменьшить общий вес конструкции, увеличить размеры и вес метаемого тела.

Сущность предлагаемой ракеты показана на чертежах (фиг. 1, фиг. 2). Ракета состоит из корпуса (1), двигателя, представляющего собой полую металлическую трубу из метала с дном (стакан), наружный диаметр которого увеличивается в направлении топливного бака (10), топливный бак для движительного заряда (4), камеры сгорания (6а, 6б, 6в) в рабочей полости (3), движительный заряд (8) в оболочке (7) с электровоспламенителями (5), соединенные в электроцепь, камеры сгорания (6а, 6б, 6в) разделены межкамерными перегородками (9), и полезной нагрузки (2) в корпусе (1).

Корпус ракеты (1) с полезной нагрузкой (2) разгоняется двигателем (10) с помощью движительного заряда (8), конструкция которого обеспечивает последовательное срабатывание движительного заряда (8) в рабочей полости (3) и соответственно постепенный разгон корпуса ракеты (1) и полное сгорание горючего вещества движительного заряда (8) от воспламенителей (5), размещенного в камерах сгорания (6а, 6б, 6в), при котором устройство еще не разрушается из-за взрыва от перегрузки давления.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.

После подачи электроэнергии на последовательно соединенные электровоспламенители (5) происходит одновременное воспламенение движительного заряда (8) в камерах сгорания (6а, 6б, 6в). Внутри камер сгорания (6а, 6б, 6в) создается давление, соответствующее условию скорости горения. Продукты горения горючего вещества движительного заряда (газ, сжатый до высокой плотности) (8), расширяясь в рабочей полости (3), давят на дно стакана корпуса двигателя (10) и межкамерные перегородки (9). Под давлением газов в камерах сгорания (6а, 6б, 6в) межкамерные перегородки (9) приходят в движение, при этом в камере сгорания (6а) давление газов толкает перед собой корпус двигателя (10), который в свою очередь толкает корпус ракеты (1), межкамерная перегородка (9) давит на камеру сгорания (6б); в камере сгорания (6б) одна межкамерная перегородка (9) давит на камеру сгорания (6а), другая межкамерная перегородка (9) камеры сгорания (6б) давит на камеру сгорания (6в); в камере сгорания (6в) часть газов через межкамерную перегородку (9) давит на камеру сгорания (6б), другая часть газов выталкивает перегородку (9) из рабочей полости (3) корпуса трубы (10) наружу. Крайняя к выходу камера сгорания (6в) работает как запирающий механизм, тем самым обеспечивается соответствующее срабатывание газов остальных камер сгорания (6а, 6б,...6n), обеспечивая давление на дно стакана корпуса двигателя (10), приводя в движение всю конструкцию ракеты в корпусе (1). Рабочая полость (3) снова заполняется движительным зарядом (8) из топливного бака в корпусе (4), и цикл действий повторяется.