Сверхзвуковая ракета

 

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам защиты корпуса ракеты от нагрева. Реализация изобретения позволяет повысить эффективность защиты корпуса сверхзвуковой ракеты от нагрева. Сущность изобретения заключается в том, что на выходе из источника газа, который расположен в корпусе ракеты, 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. 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. 2 ил.

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.

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.

РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2

NF4A Восстановление действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение

Дата, с которой действие патента восстановлено: 20.07.2009

Извещение опубликовано: 20.07.2009        БИ: 20/2009




 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам защиты от лазерного оружия аэрокосмических систем и хранилищ углеводородного горючего

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетных выстрелах, а также в артиллерии

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в малогабаритных ракетах и артиллерийских снарядах

Изобретение относится к области баллистики, в частности к способам обеспечения высокоэффективной защиты элементов конструкций ракетно-космической техники от воздействия высокоинтенсивных объемных источников тепла и высокоскоростных кинетических ударников с помощью специального покрытия

Изобретение относится к физической оптике и лазерной технике ракет, в частности к способу противодействия ракет лазерным когерентным локаторам

Изобретение относится к термостойким системам теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов. Термостойкая система теплозащиты состоит из теплоизоляционного и теплозащитного слоя, включающего композиты с керамической матрицей, армированной теплостойкими волокнами и содержащей сублимирующее твердое вещество. Сублимирующее твердое вещество включает стабилизированные предкерамические кремнийорганические полимеры, содержащие атомы С, Si и Н, а также гетероатомы германия. В качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды, или бориды тугоплавких металлов, или их смеси. Также сублимирующее твердое вещество может включать германаты тугоплавких металлов. Достигается более эффективная теплозащитная система. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 пр.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ охлаждения корпуса движущейся ракеты реализуется путем формирования сужающегося в направлении ее движения вихревого воздушного потока, раскручивающего от потока воздуха, создаваемого закрепленными на обруче лопастями. Вращение лопастей осуществляется вокруг внешней поверхности корпуса ракеты. Изобретение направлено на снижение температурного воздействия встречного потока воздуха на корпус движущейся ракеты.

Изобретение относится к области защиты от молний. Молниеотвод (200) установлен на защищаемой конструкции (100) и содержит поверхностное покрытие, несколько электропроводящих элементов (204), распределенных по конструкции, защитное покрытие (205). Поверхностное покрытие содержит по меньшей мере один слой электропроводящей краски (202). Указанные элементы находятся в контакте со слоем электропроводящей краски (202). Защитное покрытие (205) расположено поверх поверхностного покрытия и содержит теплоизолирующий и электропроводящий материал. Защитное покрытие (205) частично покрывает электропроводящие элементы (204). Изобретение обеспечивает эффективную защиту от молниевых разрядов. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к конструкции корпусов скоростных летательных аппаратов (ЛА), преимущественно малых калибров. Для обечайки с длиной образующей L и с гладкой несущей стенкой толщиной δ корпуса цилиндрической, конической или биконической формы - в стенке обечайки с одного или двух торцов осесимметрично выполнены глухие отверстия диаметром d и длиной l1, l2 таким образом, чтобы δ=d+2(0,5-4,0) мм, L=(l1+l2)+(2-20) мм. В одну или более полость глухого отверстия установлена теплоаккумулирующая вставка или балансировочная масса. Теплоаккумулирующая вставка выполнена из материала с фазовым переходом при температуре не ниже +70°C. В открытой части глухого отверстия выполнена канавка диаметром D и глубиной h таким образом, чтобы D=ƒ+(0,1-0,8) мм, h=S+(0,1-2,0) мм, где ƒ - диаметр закраины пробки теплоаккумулирующей вставки, S - толщина закраины пробки. Изобретение позволяет улучшить критерий "эффективность - стоимость - время создания и отработки". 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх