Способ охлаждения корпуса ракеты


 


Владельцы патента RU 2568971:

Моисеев Александр Борисович (RU)

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 ракетостроения и направлено на повышение к.п.д. использования ракет при запуске.

Известно, что при движении ракеты ее корпус сильно нагревается в результате трения о воздух. Соответственно, во избежание разогревания, закипания и самовоспламенения компонентов ракетного топлива, стенки ракеты содержат также достаточно значительный по толщине слой теплозащитного материала, вследствие чего масса ракеты увеличивается, и значительное количество топлива тратится на подъем этой дополнительной массы, а полезная нагрузка снижается.

Предлагаемое решение позволяет снизить толщину и массу теплозащитного слоя за счет охлаждения корпуса ракеты при ее движении. Это достигается путем присоединения к наружной поверхности корпуса ракеты подвижных обручей с закрепленными на них лопастями, которые начинают вращаться вокруг наружной поверхности корпуса ракеты, когда на них воздействует поток воздуха.

Причем, образующийся вихревой воздушный поток сужается в направлении движения ракеты, в результате чего возникает эффект «ввинчивания» ее в плотный атмосферный поток, который образуется впереди и оказывает наиболее сильное воздействие при скорости более 5 М (в пять раз превышающей скорость звука). Поэтому сущностью изобретения является достигающийся эффект охлаждения корпуса движущейся ракеты посредством подвижных дополнительных элементов, которые представляют собой металлические, например из алюминиевого сплава, лопасти, закрепленные неподвижно на металлическом обруче, с возможностью вращения вокруг наружной поверхности корпуса ракеты. А форма лопастей подбирается таким образом, чтобы поток воздуха, при движении ракеты в атмосфере, раскручивал их, образуя вихревой воздушный поток.

При запуске ракет с военными целями вихревой воздушный поток будет препятствовать поражению осколочными элементами противоракет.

Уровень техники

Аналоги данного изобретения неизвестны. Сам по себе, подобный метод охлаждения известен и давно используется для реактивных двигателей, но это совсем другое назначение.

Пример 1

Под воздействием потока воздуха происходит самопроизвольное раскручивание лопастей треугольной формы и формирование вихревого воздушного потока, сужающегося в направлении движения ракеты. При этом толщина теплозащитного экрана снижена на 2 см, что привело к увеличению полезной нагрузки на 10 т.

Способ охлаждения корпуса движущейся ракеты путем формирования сужающегося в направлении ее движения вихревого воздушного потока, при посредстве закрепленных на обруче лопастей, раскручивающихся от потока воздуха, причем их вращение осуществляется вокруг внешней поверхности корпуса ракеты.



 

Похожие патенты:

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.

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

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 области ракетной техники, в частности к устройствам защиты корпуса ракеты от нагрева. .

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 активной тепловой защите теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата (ЛА), управлению его обтеканием и работой силовой установки.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к активной тепловой защите теплонапряженных передних кромок гиперзвукового беспилотного летательного аппарата (БПЛА).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям сверхзвуковых летательных аппаратов. Носовая часть летательного аппарата содержит кабину управления с вытянутой вперед головкой в форме усеченного конуса с прикрепленной к его вершине пластиной, изготовленной из жаростойкого материала и расположенной перпендикулярно или наклонно к набегающему воздушному потоку.

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.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и касается тепловой защиты частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями.

Изобретение относится к способу тепловой защиты летательных аппаратов с использованием композиционных теплозащитных материалов. .

Изобретение относится к области тепловой защиты авиационной и космической техники. .

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к тепловой защите передних кромок и носовой части летательных аппаратов (ЛА) при полете со сверх- и гиперзвуковыми скоростями.

Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта имеет конусообразную форму тела с низким сопротивлением, симметричную относительно центральной оси, и элемент деформации, имеющий волнообразную форму. Каждый вариант носовой части отличается компонентой искажения формы. Группа изобретений направлена на снижение сопротивление трения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 39 ил., 1 табл.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается защитных панелей. Защитная панель летательного аппарата (ЛА) состоит из плиток, жестко закрепленных на внешней поверхности ЛА. На каждой плитке выполнены выступ в центральной части и вырезы на краях. Плитки соединены между собой внахлест с образованием равных относительному температурному расширению плиток зазоров между краями плиток и стенками ответных вырезов соседних плиток. Во внешней поверхности ЛА выполнены отверстия, в которых размещены центральные выступы плиток. Плитки выполнены из жаростойкого материала и образуют внешний обвод ЛА. Достигается упрощение и повышение надежности конструкции защитной панели ЛА. 4 ил.
Наверх