сверхзвуковая ракета

Формула изобретения

Сверхзвуковая ракета, содержащая корпус с выполненными на его боковой поверхности отверстиями и устройство защиты корпуса ракеты от нагрева в виде источника газа высокого давления, расположенного внутри корпуса и соединенного с отверстиями каналом, отличающаяся тем, что на выходе из источника газа канал разветвлен на два рукава, в месте разветвления установлен переключатель потока газа, в корпусе расположен цилиндр с поршнем двустороннего действия и штоком, кинематически связанным с переключателем, при этом на противоположных концах цилиндра выполнены входные отверстия, каждое из которых соединено с одним из рукавов, а между входными отверстиями в цилиндре выполнено выходное отверстие, сообщающееся с отверстиями в корпусе ракеты посредством полости, образованной между цилиндром и корпусом.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетах, летающих в плотных слоях атмосферы со сверхзвуковой скоростью.

Известна сверхзвуковая ракета [1], содержащая корпус с выполненными на его боковой поверхности отверстиями и устройство защиты корпуса ракеты от нагрева в виде источника газа высокого давления, расположенного внутри корпуса и соединенного с отверстиями каналом.

Недостаток такого устройства заключается в том, что при сверхзвуковых скоростях полета ракеты в плотных слоях атмосферы ее корпус, а от него блоки, расположенные внутри, подвергаются интенсивному кинетическому нагреву набегающим потоком воздуха, а газ, образующийся в источнике, истекающий через отверстия в корпусе ракеты и образующий пограничный слой вокруг всего корпуса, не обеспечивает достаточной защиты от кинетического нагрева, так как имеет высокую собственную температуру. Тепло из пограничного слоя передается наружной поверхности корпуса, затем за счет теплопередачи оно проникает на внутреннюю поверхность корпуса, далее за счет теплопроводности блоков и конвекции воздуха в полостях корпуса - элементам внутри блоков, при этом рабочая температура электронных элементов не должна превышать +60С, а температура пограничного слоя превышает +1500С.

Задачей данного предлагаемого изобретения является повышение эффективности защиты корпуса сверхзвуковой ракеты от кинетического нагрева при полете в плотных слоях атмосферы.

Для достижения поставленной задачи в известной сверхзвуковой ракете, содержащей корпус с выполненными на его боковой поверхности отверстиями и устройство защиты корпуса ракеты от нагрева в виде источника газа высокого давления, расположенного внутри корпуса и соединенного с отверстиями каналом, канал на выходе из источника газа разветвлен на два рукава, в месте разветвления установлен переключатель потока газа, в корпусе расположен цилиндр с поршнем двустороннего действия и штоком, кинематически связанным с переключателем, при этом на противоположных концах цилиндра выполнены входные отверстия, каждое из которых соединено с одним из рукавов, а между входными отверстиями в цилиндре выполнено выходное отверстие, сообщающееся с отверстиями в корпусе ракеты посредством полости, образованной между цилиндром и корпусом.

Устройство позволяет повысить эффективность защиты корпуса и аппаратуры управления за счет снижения температуры пограничного слоя, образующегося при истечении газов через отверстия в корпусе, путем охлаждения вдуваемого в пограничный слой газа посредством перевода внутренней энергии газа в механическую работу по перемещению поршня, а также за счет отвода тепла от внутренней поверхности корпуса ракеты наружу газом, поступающим в полость между цилиндром и корпусом и истекающим через отверстия в корпусе.

Изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг.1 изображено описываемое устройство в момент поступления газа в одну из полостей цилиндра, на фиг.2 изображено описываемое устройство в момент истечения газа через отверстия в корпусе ракеты. Устройство содержит корпус 1 с расположенными в нем последовательно источником газа высокого давления 2 и цилиндром 3. На выходе из источника газа канал 4 разветвлен на два рукава 5 и 6, в месте разветвления расположен переключатель потока газа 7. Внутри цилиндра расположен поршень двухстороннего действия 8 со штоком 9, кинематически связанным с рычагом переключателя. На концах цилиндра расположены входные отверстия а и б, связанные с рукавами канала, а в боковой стене цилиндра между входными отверстиями расположено выходное отверстие в, сообщающееся с отверстиями в корпусе г посредством полости д, образованной между наружной поверхностью цилиндра и внутренней поверхностью корпуса.

Устройство работает следующим образом. Газ, образующийся в источнике, поступает в один из рукавов канала и затем через входное отверстие в одну из внутренних полостей цилиндра. Поршень за счет давления газа начинает перемещаться внутри цилиндра, при этом газ, совершая полезную работу по перемещению поршня, теряет часть своей внутренней энергии и охлаждается. Достигнув своего крайнего положения, поршень открывает выходное отверстие в боковой стене цилиндра, через которое газ поступает в полость между цилиндром и корпусом и затем через выходные отверстия в корпусе истекает наружу, при этом переключатель газа посредством штока и рычага проворачивается, полностью перекрывая первый рукав и одновременно открывая вход во второй. Газ в результате этого поступает в противоположную полость цилиндра и перемещает поршень в противоположном направлении.

В результате этого образуется непрерывный цикл по двухстороннему перемещению поршня и истеканию охлажденного газа через отверстия в корпусе.

Газ, поступая в полость между цилиндром и корпусом ракеты, отнимает часть тепла от внутренней поверхности корпуса и отводит его наружу при истечении через отверстия в корпусе, при этом газ образует пограничный слой вокруг всей поверхности корпуса ракеты. Причем снижение температуры пограничного слоя повышает эффективность защиты корпуса ракеты, летящей в плотных слоях атмосферы с гиперзвуковой скоростью, от кинетического нагрева, так как охлажденный пограничный слой отбирает значительную часть тепловой энергии набегающего потока воздуха.

Таким образом, обеспечивается допустимый уровень нагрева корпуса и аппаратуры управления малогабаритной ракеты при полете с гиперзвуковой скоростью в плотных слоях атмосферы.

Источники информации

1. Патент США №4014485, МКИ В 64 С 1/38, НКИ 244 - 117А.